跨声速串列转子失速机制的数值研究

为了解决跨声速串列转子的低裕度问题,就必须了解跨声速串列转子的流场结构与失速机制.设计了叶尖切线速度为450m/s,负荷系数为0.56的高负荷跨声速串列转子.基于数值模拟的结果,分析了该串列转子在0.5mm叶尖间隙下的叶尖流场结构与失速机制,并在此基础上分别探讨了叶尖间隙和前、后排叶片周向位置对串列转子特性的影响和失速机制的变化.结果表明:前排叶片的叶尖区域是 影响串列转子稳定性的关键;随着叶尖间隙的增加,串列转子的失速机制也发生变化,从前排叶片叶尖区域的尾迹与径向潜流堵塞后排叶片通道转变为前排叶片叶尖泄漏流堵塞;在较大周向相对位置(后排叶片压力面周向远离前排吸力面)的情况下,串列转子获得最好的效果,随着周向相对位置(PP)的增加,失速部位从后排叶片转移至前排叶片.      

高负荷对转压气机中尾迹传播机制研究

为了研究尾迹在高负荷对转压气机中的转播机制,采用频域的非线性谐波方法对两级高负荷对转压气机进行了非定常流计算。结果表明:在设计点,通过与定常流计算的结果对比,发现第二级转子在0%~25%的近叶根区域和67%~100%近叶尖区域,非定常得到的效率较小,而在25%~67%的叶中部分非定常的效率更大。研究了尾迹在这三个不同区域的传播规律。结果表明:在叶中,尾迹恢复效应在流动中起到了效率增益的作用;在叶尖,它会与机匣的附面层以及叶尖泄漏流作用,使得端壁附面层增厚和引起泄漏流熵增;在叶根,由端壁附面层产生的马蹄涡和分离涡会影响尾迹的传播,卷吸尾迹并导致尾迹破碎,引起掺混损失。     

叶尖泄漏流和引射效应对跨声速串列转子失速机制的影响

为探究跨声速串列转子的失速机制，利用数值模拟的手段对不同间隙情况的某跨声速串列转子的叶尖流场进行分析.研究发现:前排二次泄漏区会对失速产生重要影响；叶尖泄漏流和引射效应是前排二次泄漏区流场结构的决定因素，而间隙大小直接影响着两者的强弱.当前排大间隙时，叶尖泄漏流强，是前排二次泄漏区流场的主导因素，这时失速首先发生在前排；当前排间隙减小时，引射效应增强，并逐渐成为主导因素，这时前排二次泄漏区的堵塞情况得到改善，失速区域转移到后排.改变前排间隙对该跨声速转子的性能有更显著的影响，当前排为最先失速排时，改变后排间隙对串列转子性能没有显著影响.      

跨声速压气机转子叶尖非定常流场数值研究

采用时间精确求解方法对某高负荷跨声速轴流压气机转子在98%设计转速下的叶尖非定常流场进行了数值研究.结果显示,激波自身振荡不明显,叶尖区域流动的非定常性主要来源于叶尖泄漏涡的破碎及其与激波之间的相互干涉.对比设计状态与失速状态下叶尖泄漏涡的特点发现:在近失速点时,叶尖区域间歇性出现前缘溢流.分析表明:叶尖泄漏涡在激波后破碎是造成堵塞的主要原因,也是造成spike型失速初始扰动的原因.      

斜流压气机串列转子流场特性分析

以斜流压气机串列转子为研究对象,运用CFD软件进行了数值模拟,获得了该压气机在100%和80%设计转速下S1流面流场、子午流场、阻塞工况及近失速工况的流场特性,为斜流压气机串列转子的设计和性能分析提供参考。研究结果表明:该斜流压气机在设计转速(69900 r/min)下超声速特性明显,特性曲线较陡峭;当转速小于80%设计转速时亚声速特性明显,特性曲线较平缓。随着转速的减小,压气机的稳定裕度逐渐增大。该斜流压气机串列转子叶根和叶中截面的损失主要来源于叶型尾缘的掺混损失和叶型吸力面的小范围激波损失;而叶尖截面的损失主要来源于叶型吸力面的大范围激波损失、激波与附面层的相互影响的损失和激波与叶尖泄漏流相互作用的损失。该斜流压气机进入近失速工况后,前排转子的激波强度进一步增大,并且叶间存在大范围低速区,造成流动损失进一步增大。     

探针支杆对压气机转子性能及流场影响的数值模拟研究

为了研究探针支杆对压气机转子性能及流场的影响,以低速轴流压气机单转子为研究对象,利用定常和非定常计算方法分析了在转子叶片上游50%弦长位置处安装探针支杆后转子整体性能及流场结构的变化。结果表明:支杆的存在会使压气机转子设计点静压升下降1.09%,损失增大8%;近失速点静压升下降0.8%,损失增大4.2%。同时支杆尾迹会周期性改变泄漏涡的形态与强度,不会改变泄漏涡破碎导致的泄漏涡脱落频率。支杆尾迹造成的非定常效应使叶尖区域局部总压升有所升高,在近失速工况下,总压升提高更显著。     

轴流压气机转子尖部三维复杂流动Ⅰ——实验和理论研究

在低速大尺寸压气机实验台上,利用体视图像粒子测速(SPIV)技术测量了设计状态和近失速状态转子尖部的三维复杂流动,对典型二次流流动结构的特性及其产生、发展和演化机制做了研究。实验测量覆盖整个转子通道,从测量得到的各阶物理量中可以识别出叶尖泄漏涡、角区旋涡、通道涡和进口导叶尾迹等多种二次流流动结构。通过分析各种二次流流动结构造成的流动堵塞和损失发现:在设计状态,叶尖泄漏涡是流动堵塞和损失的主要来源,在转子出口处造成的流动堵塞约为总流量的0.35%;在近失速状态,角区旋涡对流动堵塞和损失的分布起了决定性作用,造成的流动堵塞可以达到总流量的8.5%。最后,借鉴二次流理论对角区旋涡的产生、发展和演化机制做了理论分析,结果表明角区旋涡的发展过程主要由流向速度的展向分布规律决定。     

不同转速下叶尖间隙流对跨声速压气机失速的影响

为了研究不同换算转速下叶尖间隙流对转子失速的影响,对不同工况下叶尖间隙流动的特点进行了分析,讨论了压气机转子叶顶两个低速区的形成机理,以及该转子在多种换算转速下的失速机制。研究表明,转子失速是近压力面前缘和吸力面尾缘两个低速堵塞区共同作用的结果。二者的形成都与泄漏涡关系密切,前者是泄漏涡受激波干扰破裂而形成,后者是吸力面气流在泄漏流、吸力面二次流以及激波相互作用下而形成。不同换算转速下压气机失速机制不尽相同:在70%~100%换算转速,压气机叶顶失速主要是由于叶尖泄漏涡与激波相互作用而破裂;在115%换算转速,失速的主要触发因素为径向涡导致吸力面附面层低速气流向叶顶堆积。     

大弯角串列叶栅间隙效应数值研究

为了将串列叶栅更好地应用于高负荷核心压气机后面级,通过直列叶栅的方法,引入高度倾斜的附面层来流条件,对采用串列叶栅作为核心压气机后面级的静子进行变间隙数值模拟研究.比较低展弦比串列叶栅不同间隙、不同附面层来流条件的叶栅整体性能、尖部载荷及叶尖泄漏涡的发展情况.结果表明：随着间隙增大,叶尖区域堵塞加强,损失加大;倾斜附面层来流,低叶展总压损失得到明显改善;小间隙时叶尖产生两个间隙泄漏涡,前叶泄漏涡在叶栅通道中部消失,后叶泄漏涡在近前缘产生;随着间隙增大,泄漏涡绕卷起始点后移.     

前掠对高负荷风扇转子叶尖间隙效应的影响

以高负荷两级风扇第一级前掠转子为研究对象,数值模拟了设计转速下多种不同间隙下的特性曲线以评估其性能对间隙的敏感性.结果表明:前掠转子能够显著降低气动性能对叶尖间隙的敏感度,且并不存在工程意义上的最优间隙.这种特性在存在强叶尖泄漏流的大叶尖间隙和近失速工况时更为明显.通过与一个气动性能等效的常规转子进行叶尖区域详细的流场结构对比,对前掠改善间隙敏感度,调整展向气流分布及影响转子叶尖泄漏流动的内在机理做出了解释.      

轴流压气机机匣变形对多排转子流场特性的影响

在实际轴流压气机加工、装配、使用过程中,机匣的圆度控制、叶片的高度控制、转子和机匣之间的同轴度控制等都普遍存在误差,意味着叶尖间隙的不均匀性必然地存在于每台压气机中。随着对轴流压气机流动研究的不断深入,叶尖周向非均匀间隙成为了需要考虑的问题。针对由机匣变形造成的非均匀叶尖间隙,研究了其对多排转子流场特性的影响。首先介绍了表征机匣变形程度的新参数,进而引进了非轴对称压气机模型的建模方法。针对3种不同的间隙周向布局,采用定常和非定常方法进行了数值模拟,对比了均匀与非均匀间隙下多排转子的气动性能,分析了机匣变形对气动损失分布和传播的影响,并研究了非均匀间隙下非定常压力和气动力的脉动特征。结果表明：非均匀间隙会降低转子性能,转子叶排叶尖区域的流场在非均匀间隙下呈现明显的周向非对称性,在上游叶排“尾迹”的干扰下,后排转子叶尖流场的周向非对称性要大于前排转子。非均匀间隙布局与各叶片气动力分布呈现明显的对应关系,小间隙区域叶片的气动力高,大间隙区域叶片气动力相对较低,从而增加了非均匀间隙下转子叶片的气动力幅值。     

反叶片角向缝机匣处理影响轴流压气机性能的机理

采用试验和非定常数值模拟方法研究了反叶片角向缝机匣处理对亚声速轴流压气机性能的影响.试验与数值计算结果均指出反叶片角向缝机匣处理后,转子在降低12%左右最大等熵效率的基础上获得30.1%左右的失速裕度改进量.详细的转子叶顶流场分析表明反叶片角向缝机匣处理改善了叶顶间隙泄漏流动,消除了实体壁机匣时叶顶通道低速泄漏流形成的堵塞,因此转子稳定性得以提高.同时转子叶片与处理缝的相对位置变化会影响处理缝的扩稳能力.处理缝中回流、处理缝形成的喷射流与叶顶通道主流的相互作用都造成较大的流动损失,进而使转子等熵效率降低.反叶片角向缝机匣处理前移约55%叶顶轴向弦长的数值研究结果表明,与反叶片角向缝机匣处理比较,反叶片角向缝机匣处理前移获得的失速裕度改进量降低约10.4%,但等熵效率的恶化程度降低近64%.      

轴流压气机转子叶尖间隙流动结构的数值研究

为进一步加深对轴流压气机转子叶尖间隙内泄漏流/涡流动结构的认识,针对某台用于高压压气机低速模拟的四级重复级大尺度轴流压气机上的转子,采用定常数值方法开展了详细的研究。首先用已有的试验结果校核了计算方法的可靠性,随后研究了设计点工况下端区复杂流动结构和流动损失的机理,最后比较了无叶尖间隙和不同叶尖间隙大小的轴流压气机转子端区流动结构的差别,以及设计点和近失速情况下叶尖泄漏涡结构、泄漏流/主流交界面、端壁堵塞以及端壁损失的区别。结果表明,在62.5%间隙高度以下的叶尖区域内,从前缘叶尖间隙流出的流体会卷吸成叶尖泄漏涡,且随间隙高度的增加其占据的叶尖泄漏涡的位置由内而外;而在62.5%间隙高度以上,从转子前缘间隙内流出的流体不会卷吸成叶尖泄漏涡,随间隙高度的增加流动受叶尖泄漏涡的影响越来越小,更易出现二次及多次泄漏,且所占据的弦长范围也更宽广;设计状态下,叶尖泄漏涡在向下游发展的过程中会逐步膨胀,并与主流强烈掺混,无量纲流向涡量迅速减小,但无量纲螺旋度值显示其仍能保持集中涡的特征。     

单转子轴流压气机不同状态下进出口三维时均流场

用圆锥四孔高频压力探针测量了单转子轴流压气机不同流量状态下, 转子进出口三维时均流场。结果表明, 压气机转子进口流动沿周向呈现较强的周期性变化, 尤其在近失速状态, 叶片压力面侧总压和静压高, 吸力面侧总压和静压低, 而前缘附近轴向速度低、相对气流角大。      

Numerical Investigation of Inlet Distortion on an Axial Flow Compressor Rotor with Circumferential Groove Casing Treatment

On the base of an assumed steady inlet circumferential total pressure distortion, three-dimensional time-dependent numerical simulations are conducted on an axial flow subsonic compressor rotor. The performances and flow fields of a compressor rotor, either casing treated or untreated, are investigated in detail either with or without inlet pressure distortion. Results show that the circumferential groove casing treatment can expand the operating range of the compressor rotor either with or without inlet pressure distortion at the expense of a drop in peak isentropic efficiency. The casing treatment is capable of weakening or even removing the tip leakage vortex effectively either with or without inlet distortion. In clean inlet circumstances, the enhancement and forward movement of tip leakage vortex cause the untreated compressor rotor to stall. By contrast, with circumferential groove casing, the serious flow separation on the suction surface leads to aerodynamic stalling eventually. In the presence of inlet pressure distortion, the blade loading changes from passage to passage as the distorted inflow sector is traversed. Similar to the clean inlet circumstances, with a smooth wall casing, the enhancement and forward movement of tip leakage vortex are still the main factors which lead to the compressor rotor stalling eventually. When the rotor works trader near stall conditions, the blockage resulting from the tip leakage vortex in all the passages is very serious. Especially in several passages, flow-spillage is observed. Compared to the clean inlet circumstances, circumferential groove casing treatment can also eliminate the low energy zone in the outer end wall region effectively.     

Experimental and numerical study of tip injection in a subsonic axial flow compressor

Parametric study of tip injection was implemented experimentally on a subsonic axial flow compressor to understand the underlying flow mechanisms of stability improvement of the compressor with discrete tip injection.Injector throat height varied from 2 to 6 times the height of rotor tip clearance,and circumferential coverage percentage ranged from 8.3％ to 25％ of the annulus.Static pressure fluctuations over the rotor tip were measured with fast-response pressure transducers.Whole-passage time-accurate simulations were also carried out to help us understand the flow details.The combinations of tip injection with traditional casing treatments were experi mentally studied to generate an engineering-acceptable method of compressor stall control.The results indicate that the maximum stability improvement is achieved when injectors are choked despite their different sizes.The effect of circumferential coverage percentage on compressor stabil ity depends on the value of injector throat height for un-choked injectors,and vice versa.Tip blockage in the blade passage is greatly reduced by the choked injectors,which is the primary reason for stability enhancement.The accomplishment of blockage diminishment is maintained in the circumferential direction with the unsteady effect of tip injection,which manifests as a hysteresis between the recovery of tip blockage and the recovery of tip leakage vortex.The unsteady effect is primarily responsible for the effectiveness of tip injection with a partial circumferential coverage.Tip injection cannot enhance the stability of the rotor with axial slots significantly,but it can improve the stabil ity of the rotor with circumferential grooves further.The combined structure of tip injection with circumferential grooves is an alternative for engineering application.     

纵列式双旋翼直升机气动力和流场的数值模拟

纵列式双旋翼直升机的旋翼尾迹受前飞自由流、机身和旋翼之间的干扰影响,旋翼尾迹不仅影响机身的空气动力,也影响旋翼自身的空气动力特性.应用欧拉方程与计算流体力学(CFD)方法,采用自适应非结构直角网格技术生成计算域网格,数值模拟纵列式双旋翼直升机全机流场,给出了考虑旋翼影响的机身表面压力分布以及全机流场特性.     

垂直于叶片弦线方向喷气对转子稳定性的影响研究

以NASA Rotor37为研究对象,采用数值模拟的方法进行叶顶喷气对转子稳定性的影响研究。研究表明,在叶顶垂直于叶片弦线方向喷气可以达到扩稳效果,其扩稳机理在于通过喷口喷射出的高速射流把叶顶泄漏流吹向转子吸力面,减弱了叶顶泄漏流对主流的影响,使得转子叶顶堵塞区域减小,改善了叶顶区域的流通状况,从而得到扩稳效果。在喷气流量对转子稳定性的研究中,喷气流量越大,对增强稳定性越有利。在所选取的1%,1.5%和2%三种喷气流量水平下,2%的喷气流量可以使转子的流量裕度提高4.24%,综合裕度改进量提高5.16%。此外,不同喷气流量对转子的流场影响不同,随着喷气流量的增大,除了可以降低叶顶前缘负荷外,还可以通过将激波位置推向下游,从而有利于减弱流动分离,对转子稳定性的提升更为有利。     

压气机不同状态下转子出口三维紊流流场

用单斜热丝、圆柱单孔高频压力探针等手段,详细测量了单级压气机转子出口的三维紊流流场,揭示压气机在不同流量状态下转子出口的流动结构和紊流特性。