一种高负荷扩压叶栅流动控制技术的实验研究

为了研究缝隙射流控制技术改善高负荷扩压叶栅气动性能的流体动力学机理,本文针对有/无缝隙结构的高负荷扩压叶栅流动损失与内部流场参数开展实验研究,获得了叶栅流场分布数据、近壁流场显示图谱以及叶栅出口总性能参数。研究结果表明,经由叶片压力面与吸力面压差驱动的缝隙射流能够增加叶片近壁附面层低能流体的动量、动能及湍流强度,并将局部迁移或积聚的附面层低能流体及时带入主流,减小低能体在局部区域的掺混撞击与粘性摩擦作用,抑制了栅后低能流体的过度聚集,从而有效提高大折转角扩压叶栅的气动性能。缝隙射流控制技术与弯曲叶片技术的有机结合,为高效紧凑的发动机压缩系统提供了新的设计自由度。     

大转角扩压叶栅气动性能与流动结构的实验研究

设计了低速轴流风扇叶型转角45°、扩压因子超过0.6的扩压叶栅,测量了在设计工况与±10°攻角范围内的叶栅气动性能,采用PIV技术获得了对应工况下的叶栅内部流动状态。结果表明:扩压因子超过0.6时,增加叶型几何转角不能继续增加气流实际转角,气流转角反而有下降的趋势,叶栅损失明显增加。叶栅内流动的测量结果显示,在非设计工况下,大转角高扩压度叶栅后半段的流体流动与叶栅分离,造成了叶栅尾迹区域明显增大,这是导致叶栅流动损失增加的主要原因。     

基于LES的压气机叶栅通道非定常流动结构研究

为了进一步理解压气机叶栅通道内的非定常流动结构,采用大涡模拟(LES)方法研究了来流附面层厚度和稠度变化对叶栅通道内涡系结构及总压损失系数的影响。研究表明：来流附面层增厚将导致端壁处流体的轴向动能降低,使得马蹄涡压力面分支更早地流向相邻叶片吸力面;来流附面层越厚,通道涡在叶栅尾缘沿展向抬升的高度越高,角区分离的范围也越大;叶栅的总压损失随附面层增厚而增加,附面层损失增加显著,二次流损失有所增大;稠度较低时叶栅吸力面表面存在分离,会对通道涡及角区分离产生影响;稠度增大,横向压力梯度减小,叶栅流道的速度分布更均匀,通道涡的强度和尺度减小,角区分离的范围减小;稠度增大使叶表不再分离时,总压损失显著降低,但稠度继续增大会使气流与叶片表面的摩擦损失增加。     

附面层抽吸对大折转角矩形叶栅流场结构的影响

本文采用数值方法研究了低速条件下附面层抽吸对大折转角矩形叶栅流场的影响.计算结果表明,通过选用合理的抽吸位置及抽吸方式的组合,附面层抽吸能较好地控制叶栅内的大尺度的叶片表面分离流动,但对二次流损失的改善效果并不明显.     

不同攻角下压气机叶栅涡流噪声辐射特性的研究

采用大涡模拟模型和边界元方法对压气机叶栅的非定常流场与声场进行了分析,研究了来流攻角对叶栅尾缘非定常涡脱落及其噪声辐射特性的影响.结果表明：压气机叶栅流场中存在着尾缘涡脱落现象,尾缘涡脱落的强度随着攻角的变化而变化.在较大的正攻角下,吸力面存在的分离涡与下游的尾涡相互影响,引起较大的升力脉动,使得噪声辐射增强;而在较大负攻角下,压力面的分离涡同样影响尾缘涡的脱落,噪声辐射水平也有增强趋势.来流攻角对噪声辐射的指向性影响不大.声压级的最小值出现在阻力系数最小的攻角下.     

攻角对透平叶栅气动性能影响的研究

采用叶栅吹风试验与数值模拟相结合的方法,研究了攻角变化对具有较大前缘半径和进口楔角的透平叶栅气动性能的影响,试验测量在出口马赫数为0.8、攻角-61.0°-＋4.0°内进行,对应的雷诺数为6.0×105.在试验验证数值方法可靠性的基础上,对叶栅流动损失进行了数值研究,分析了攻角变化对试验叶栅型面损失中吸力面与压力面边界层损失、尾迹损失和端部次流的影响特性.结果表明：当攻角从＋4.0°变化到-41.0°时,叶片表面没有发生流动分离,出口截面的总压损失系数变化幅度不超过0.21%;在负攻角很大（-61.0°）时,压力面边界层发生流动分离,型面损失急剧增大;具有较大前缘半径和进口楔角的试验用叶栅表现出良好的变攻角气动性能.     

大攻角平面压气机叶栅内的PIV应用

本文利用二维PIV测量系统,在低速风洞中对NACA65翼型在大攻角情况下的流场结构进行了实验研究。实验结果表明,在10°左右攻角下,叶栅流道中存在很强的非定常流动,叶片吸力面附近存在大面积分离;近尾迹处则是以典型的集中涡为主导的流动现象,流动形态复杂,流场变化大。     

槽道出口位置对高负荷扩压叶栅性能的影响

针对高负荷扩压叶栅攻角范围小、吸力面流动易分离的特点,采用在叶片上从压力面向吸力面开槽的方法控制局部流动,设计了一种收敛转折型的槽道结构,并通过数值模拟方法研究了不同开槽位置对叶栅性能的影响,计算结果表明:正攻角工况,叶片开槽处理可以有效吹除吸力面分离气流,从而增大静压升,降低总压损失,扩大稳定工作范围;对于大攻角分离情况,最佳开槽位置位于叶型中部附近。     

压气机叶栅中不同安装角肋式涡流发生器的数值研究

为了研究肋式涡流发生器对压气机叶栅角区分离流动的控制效果,本文采用数值方法,对不同安装角度的涡流发生器方案进行了详细的研究。研究结果表明:肋式涡流发生器根部与顶部会产生两个流向涡,安装角不同时顶部流向涡会明显变换旋向,从而导致其与角区分离流的相互作用过程出现较大的不同。负安装角的涡流发生器对角区流动的作用优于正安装角方案,能较为明显地减小角区低能流体的堆积,但研究结果也表明,需合理选择负安装角,当涡流发生器与来流夹角较小时,涡流发生器产生的流向涡强度较低,无法与吸力面/端壁处的低能流体进行有效掺混,而当角度过大时流向涡强度迅速增强,与分离涡的作用方式发生较大变化,下端壁处损失剧增。     

平面叶栅跨音流动的数值研究

讨论用一种高效、可靠的数值方法来模拟透平叶栅的真实流动，获取大量细致的流动信息，总结出各种实用规律，为现代叶型设计提高一个快速、可靠、实用的依据。数值试验表明，提出了的一隐式矢通量二阶差分格式计算透平叶栅具有精度高、计算量小、收敛快的特点。     

冲角对不同掠型压气机叶栅扩压因子的影响

对直、前掠、弯掠和后掠叶片组成的压气机叶栅进行了实验研究,结合叶栅出口能量损失分布和叶片表面静压系数的分布及叶片负荷的变化,讨论了冲角变化对不同掠型压气机叶栅扩压因子的影响以及叶栅扩压因子与叶栅能量损失和叶片负荷的相互关系。结果表明,前掠和弯掠叶栅显著改善了叶栅根部的流动．能够有效防止气流减速造成流动分离的可能;这两种叶栅轴向逆压梯度长度和叶片负荷大小的综合作用是其扩压因子在叶片两端部小于直叶栅的原因。     

涡轮动叶变冲角气动负荷试验研究

在环形涡轮叶栅低速风洞上,对某型采用后部加载及正弯曲设计的高负荷动叶进行了静态吹风试验.应用五孔球型测针,详细测量了在3个冲角下由栅前至栅后7个横截面内气流参数沿叶高和节距的分布,同时对各冲角下9个不同叶高截面静压系数也进行了测量.试验结果表明,采用沿叶高改变吸力面最低压力点的后部加载叶型并结合叶片的正弯,能够在保持静压沿叶高分布均匀的条件下,显著降低端部横向压力梯度,增大主流区叶型的气动负荷.     

尾缘缝隙吹扫对静叶流场影响的数值模拟

在某汽轮机空心导叶的尾缘开设宽度不同的缝隙除湿结构,基于真实水蒸汽的热物理性质,针对单个叶栅流道、叶片内腔和除湿缝隙等区域求解定常三维黏性雷诺平均N-S方程.结果表明:同一喷射流量下,缝隙宽度越大,进入的热蒸汽的品质要求越低,且在叶栅槽道效率越高.在同一个缝隙宽度下,有一个最佳的喷射流量,此时能量损失最小.     

BAGQ工程矩形槽段湿陷性土基础处理方法优化选择

为设计合理的BAGQ工程湿陷性土基础处理方案,以BAGQ工程陶瓷厂矩形槽段湿陷性土基础为例进行分析。首先根据工程地质条件及施工特点设计4种方案,之后通过比较4种方案的投资、施工和安全可靠性及当地认可程度三方面,选择出了合适方案。研究结果表明最优方案为方案4,即采用防渗+排水+适应变形措施的基础处理方法,工程自2015年运行至今状况良好。该湿陷性土基础处理方法打破了传统的湿陷性土基础常规处理方法,可为同类湿陷性土基础处理提供借鉴。     

掠高变化对涡轮叶栅总体性能的影响

采用数值模拟技术详细地研究了不同掠高的某蒸汽轮机末级叶片前掠正交设计对叶栅总体参数的影响。计算结果表明,在进行正交性设计时,掠高应选在25%相对叶高左右。     

变弯度叶栅的试验研究

对有缝隙的和无缝隙的变尾缘叶栅与变弯度叶栅进行了系统试验研究,取得了这种叶栅的气流转折角和损失以及落后角的变化规律。证实压气机变弯度叶栅可在较小的能量损失下实现较大的气流转折角,其工作特性比可转导叶明显优越。推荐的叶栅构型及其几何参数值可供设计直接使用,它是改善压气机调节性能,防止喘振,扩大稳定工作范围的行之有效的方法。     

掠高变化对涡轮叶栅气动性能的影响

采用数值模拟技术详细地研究了不同掠高的某蒸汽轮机末级叶片前掠正交设计对叶栅总体参数的影响.计算结果表明,随着掠高的增加,静叶出口马赫数将增加;静叶将压力能转换成动能的能力有所提高;静叶出口绝对总压将提高,并在一定的掠高时达到一个最大值.     

掠高变化对涡轮叶栅能量损失的影响

采用数值模拟技术详细地研究了不同掠高的某蒸汽轮机末级叶片前掠正交设计对叶栅能量损失的影响。计算结果表明,就所研究的叶型而言,能量损失最小时对应的最佳掠高在25%相对叶高左右。     

不同折转角弯曲扩压叶栅性能数值研究及优化设计

通过数值模拟研究不同折转角弯曲扩压叶栅中弯高、弯角对其气动性能影响,利用试验设计和遗传算法实施方案选择和优化设计,给出不同折转角下弯高、弯角最佳匹配范围。结果表明,3种折转角情况下弯高、弯角的最佳匹配规律是不同的,随着扩压叶栅折转角的增大,较小的弯高和弯角匹配将更有效减少气动损失。     

不同吹风比下双出口孔射流气膜冷却数值模拟计算

为了获得吹风比对新型气膜冷却孔冷却效率的影响规律,利用Fluent软件求解Navier-Stokes方程,对吹风比分别为0.5、1.0、1.5和2.0时单入口-双出口孔射流冷却效率进行了数值模拟计算,得到了不同吹风比下的流场和冷却效率.结果表明：吹风比对冷却效率有很大影响;随着吹风比的提高,不同次孔方位角下的冷却效率变化规律也不相同;当次孔方位角γ=30°时,吹风比为1.0时的冷却效率最高;当γ=45°时,冷却效率随着吹风比提高而提高;当γ=60°时,冷却效率随着吹风比提高而降低;在研究高吹风比对气膜冷却效率的影响时,γ=45°最佳.