改进后的平面叶栅试验数据处理程序

叙述了一种改进了的平面叶栅风洞试验数据处理程序，该程序适用于亚音速，跨音速和超音速叶栅试验的数据处理，已成功地应用于SB301叶栅试验，使数据处理系统更加完善。     

叶轮机平面叶栅的气动设计及绕流计算

通过全速势方程的数值积分，利用ＡＦ２格式，给出了一种用于叶轮机中叶栅型面的气动设计和绕流计算的便捷，对于稳态亚音速，跨音速及超音速流动均适用。与目前普及很广的。在超音区应用人工压缩性的方案相比，该算法有明显的优势。     

喷气流与栅后流场掺混及干扰效应的探讨

应用有效的冷气喷射模型，结合涡轮叶栅三维流场计算程序，对叶片尾缘对开缝喷气进行了数值模拟，从栅后速度场、总压场以及气流角分布角度，研究了射流与主流的掺混及干扰过程，结果表明：采用对开缝喷气的涡轮叶栅，在尾缘附近射流与尾迹的掺混占主导地位，经过一段距离后，尾迹与主流的掺混起主要作用，而且后缘对开缝喷气对尾迹的流动结构及漂移过程有一定的影响。     

基压对跨声速涡轮叶栅尾迹损失影响的研究

跨声速涡轮尾迹损失是叶栅损失的主要部分,大约占总损失的三分之一。跨声速尾迹气流十分复杂,必须了解其基本的气流流动模型。目前,计算损失的方法大多根据经验公式,但该方法限制了计算损失的准确性。国外一些研究表明:基压与损失、基压与反压都存在着一定的关系。本文利用超、跨声速平面叶栅风洞在近二十年中所做的叶栅试验数据,进行分类整理,总结出基压对反压和基压对损失的简便经验公式,为叶型设计的气动计算提供叶栅损失系数和叶片表面马赫数分布的预估。     

基压对跨声速涡轮叶栅尾迹损失影响的研究

跨声速涡轮尾迹损失是叶栅损失的主要部分,它大约占总损失的三分之一.跨声速尾迹气流是十分复杂的.必须要了解其基本的气流流动模型.目前计算损失的方法大多是根据经验的公式,但这个方法限制了计算损失的准确性.国外的一些研究表明:基压和损失,基压和反压都存在着一定的关系.本文就是利用超、跨声速平面叶栅风洞在近二十年中所做的叶栅试验数据,进行分类整理,寻找出基压对反压和基压对损失的简便的经验公式,为叶型设计的气动计算提供叶栅损失系数和叶片表面马赫数分布的预估.     

亚声速扩压叶栅中弯叶片积叠规律的研究

为了探索负荷径向非对称分布的环形扩压叶栅中弯曲叶片造型参数的选取规律,通过数值模拟的方式,对比研究了不同弯高和正弯角对两种不同分离形态的环形扩压叶栅气动性能和流道内旋涡结构的影响。研究结果表明,随着弯叶片正弯角的增大,尾缘附近的一对集中脱落涡增强并向叶展中部靠拢,随之造成了集中脱落涡和壁角涡之间区域的损失降低,同时叶展中部的总压损失增大。在集中脱落涡尚未形成的叶栅中,弯叶片则是主要作用于流道中部的尾缘脱落涡,但作用效果相对较弱。在一定的弯叶片弯高下,扩压叶栅存在最佳弯角,研究所采用的50%弯高的CDA叶栅在进口条件2下的最佳弯角约为25°,并且相同的弯叶片正弯角对叶片展向负荷较高的一端作用效果更显著。当弯叶片正弯角较大(或接近于最佳弯角)时,叶片展向负荷较高的一侧在弯叶片作用下损失峰值增加更为明显,因而在保持弯叶片的周向相对偏移一致的前提下,最佳弯高在叶展中部偏向于负荷较低的一侧。换言之,最佳弯高应偏向于扩压因子展向不均匀度更大的一侧。     

气固两相喷嘴平面叶栅能量损失的试验研究

通过对气固两相压气机平面叶栅后,沿栅距和叶高分布的气流压力和速度的测量与分析,研究了气固两相流流经压气机平面叶栅时的速度系数和能量损失系数随粒子浓度和攻角改变而变化的规律。试验是在攻角i=-10°、0°气流速度c=10m/s及粒子质量浓度α=0％、2.0％和2.7％的工况下进行的。结果表明:气固两相流流经压气机平面叶栅时能量损失比单相纯气流的大;而且随着粒子浓度和攻角增大,两者的差别也愈大。     

带尾缘劈缝冷气喷射的涡轮叶栅性能实验及计算

通过平面叶栅实验和CFD数值计算方法,研究了叶片尾缘全劈缝冷气喷射下涡轮叶栅流场和气动性能。试验和计算发现,在冷气喷射条件下用不同损失系数描述涡轮叶栅性能,结论明显不同,用考虑冷气能量的能量损失系数评价气冷涡轮叶栅性能较为准确和客观。在较小的冷气流量下,劈缝冷气喷射使叶栅能量损失降低,尾缘劈缝冷气喷射可改善近尾迹区域的流动,减小尾迹亏损,降低尾迹掺混损失。尾缘劈缝冷气射流方向偏向叶片某型面,则尾迹损失峰值朝此型面偏移。     

叶轮机平面叶栅的气动设计及统流计算

通过全速势方程的数值积分，利用ＡＦ２格式，给出了一种用于叶轮机中叶栅型面的气动设计和绕流计算的便捷方法，对于稳态亚音速、跨音速及超音速流动均适用。与目前普及很广的、在超音区应用人工压缩性的方案相比，该算法有明显的优势。     

吸力面翼刀控制压气机叶栅二次流的实验研究

在低速风洞上通过详细测量叶栅的出口流场 ,研究了叶片吸力面上不同高度处加翼刀对压气机叶栅损失和二次流的影响。实验结果表明 ,合理地选择翼刀安装位置 ,可有效地控制压气机叶栅的二次流 ,降低叶栅的总损失。     

高负荷压气机叶栅开缝射流分离控制效果研究

为了控制高负荷压气机叶栅分离,设计了一种弧线型缝隙射流方法,通过叶栅实验予以验证。结果显示,缝隙射流显著的减小了叶栅尾缘分离的宽度,提高了分离区内的气流速度,降低了叶栅流动损失;抑制了叶栅内复杂的端壁二次流,使出口流场更加均匀。在0°,3°和6°攻角下,叶栅的平均损失系数降低了7.0%,32.1%和32.3%,平均气流转折角提高了4.02°,3.59°和1.78°。在-3°攻角下,平均气流转折角提高了0.59°,但叶栅损失系数提高了12.3%。可见在分离条件下,缝隙射流极大提高了叶栅气动性能,但在无分离条件下会引起额外的损失。在整个攻角范围内,开缝叶栅保持了不低于原型叶栅设计点的静压升系数,且稳定工作范围扩宽了至少3°攻角。     

变冲角条件下等离子体对扩压叶栅性能的影响

进行了不同冲角、不同电压以及不同电极安装位置下等离子体对大折转角扩压叶栅性能的影响研究.结果表明,当冲角增大时,分离流动加剧是叶栅损失增加的主要原因,而端壁附面层内的摩擦损失则由于流向速度的减小反而减少;等离子体在三种工况下(i=0°,5°,-5°)均可有效控制栅内流动分离、减小叶栅损失、增加叶片负荷,电压越大、电极安装位置越接近分离起始位置,其控制效果越明显;随着冲角的增加,等离子体减小能量损失的效果减弱;虽然电极沿整个叶高方向布置,但等离子体仅对约10%叶高以上的损失影响较为明显,同一电压下该范围内各叶高处的损失减小量也基本相同.      

“孔窝群”端壁压气机叶栅实验研究

本文介绍在平面叶栅风洞上进行的“孔窝群”端壁叶栅和原始（光滑）端壁叶栅对比试验研究结果。试验研究结果表明,采用“孔窝群”端壁叶栅可以达到下述作用和效果：阻尼气流横向迁移,延缓通道涡的形成或减弱通道涡的强度,使叶栅端区出口气流角过转减少且沿展向分布更为均匀;可以适度增加叶栅端区掺混,从而降低端区低能堆积,降低大攻角（例如：５°,８°和１２°时）状态下的叶栅损失系数;在攻角５°至１２°范围内,“孔窝群”端壁叶栅流通能力增加明显,这有利于改善压气机和发动机性能     

高亚声速下附面层抽吸控制压气机叶栅流动分离的研究

为研究高亚声速下附面层抽吸参数对流动分离控制的效果和机理,以高负荷扩压叶栅为研究对象,通过数值方法研究了抽吸布局和抽吸流量对叶栅内部流动分离控制效果的影响.结果表明,附面层抽吸能够显著改善叶栅内部流动,降低因附面层分离和端区角区分离、相互掺混造成的流动损失;高亚声速下附面层抽吸的最佳位置在附面层充分发展区域而非分离起始...     

涡轮导向叶栅通道内紊流特性的实验研究

本文对一种高压涡轮导向叶栅中的紊流特性进行了实验研究。在雷诺数为100000的工况下, 采用二维热线对叶栅通道内垂直于叶高的平面内的平均速度, 脉动速度, 及雷诺切应力相关系数进行测量。并结合以前通过五孔针测量取得的流场进行了分析, 得出了该叶栅中紊流参数的变化规律。实验结果表明: 叶栅端壁区的紊流流动, 基本保持各向同性; 通道涡和马蹄涡内存在高紊流度和雷诺切应力的紊流核心。本实验结果为分析研究叶栅端壁换热特性奠定了基础。      

离心压气机级串列叶栅扩压器内流场的数值研究

对某一带串列叶栅扩压器的离心压气机级进行了数值模拟,分析了串列叶栅扩压器后排叶片不同周向位置对压气机级流动及性能的影响.结果表明:串列叶栅扩压器性能优于单列叶栅扩压器,其后排叶片在不同周向位置处效率和压比均优于单列叶栅扩压器,效率提高幅度能达到1.9%,压比的提高幅度为2.85%.串列扩压器分流叶片的周向位置对其内部流动情况有显著影响,两排叶片之间存在一个最佳位置使扩压器损失最小.串列叶栅扩压器的主要损失集中在50%叶高以上的区域.      

压气机叶栅内不同高度端壁翼刀的实验

通过采用五孔探针在低速平面风洞上测量压气机叶栅流场的方法,研究了不同高度和周向位置的端壁翼刀对叶栅能量损失及二次流速度矢量的影响.结果表明,使叶栅总损失降低的最佳周向安装位置是距离吸力面70%相对节距处,最佳翼刀高度为5 mm;存在使叶栅总损失降低的极限翼刀高度.当翼刀高度增加时,翼刀涡更加清晰.安装翼刀可以改变叶栅端壁损失的分布,进而控制吸力面/端壁角区的流动,改善叶栅的气动性能.      

高马赫数超声压气机转子叶型优化设计

为进一步提高压气机叶尖轮缘速度和增压比,将唯一进气角原理和数值最优化技术用于叶型设计,获得两个高马赫数、高压比、低损失的“S”形超声压气机叶型。首先根据压气机流动机理,提出超声压气机叶栅的性能指标;然后通过吸力面叠加厚度的方式生成初始叶型,保证叶栅的来流马赫数和唯一进气角;最后采用基于修改量的叶型参数化方法,以给定总压比为约束条件,以总压损失系数最小为目标对初始叶型优化。设计结果表明:在设计点,叶栅1和叶栅2的总压损失系数分别为0.119和0.158;在高来流马赫数条件下,超声叶栅需采用大稠度设计才能实现多道斜激波加一道正激波增压;在叶型吸力面前端构造一个斜坡也可增加叶栅通道内的斜激波数量;平直的吸力面后段有利于削弱激波对附面层干扰,将平直吸力面后段与钝尾缘(或翘尾缘)相结合可有效抑制附面层分离,减小尾迹区。     

不同掠弯扩压叶栅变工况气动性能比较

实验研究了变工况条件下由不同掠弯叶片组成的平面扩压叶栅出口总压损失及二次流矢量分布,并给出了叶片表面墨迹流动显示结果。研究表明弯掠叶栅能够最大程度地改善角区流动,避免流动分离,叶栅出口总压损失对冲角变化不敏感,正冲角下总损失增加较小且吸力面角区也不存在明显的分离。通过增大中径处的设计冲角或进行弯掠匹配优化进一步提高变工况性能的潜力巨大,对提高压气机性能具有实际价值。      

平面大头叶栅跨声速流动的一种有效解法

准确数值预估叶片头部表面的压力分布,一直是叶片气膜冷却设计中十分重要而又尚未圆满解决的问题。本文针对这个问题提出了一个高准确度、高效率的计算方法。 在文献[1]的基础上,本文从任意正交曲线坐标系中的基本方程出发,引入Von Misses变换,导出了相应的流线控制方程,并具体地在拟边界层坐标系中计算了RA叶栅流场,结果与实验符合甚好,据作者所知,本文方法是已见到的计算同类叶栅方法中准确度最高、花费机时最少的。