基于反问题设计方法的叶栅激波损失控制

为了降低跨声速叶栅通道中的激波损失,提高叶栅出口的总压恢复系数,以二维粘性反问题设计方法理论为基础,发展了二维叶栅反问题设计方法,通过调整叶片表面沿轴向的载荷分布,在保持叶片总载荷不变的同时,达到降低叶栅槽道中的激波强度,减少激波损失的目的。为验证方法的正确性,首先运用德国宇航中心L030-4叶栅实验数据与计算结果进行对比,在此基础上对叶片载荷进行分析,并提出了一种叶片表面载荷分布参数化方法,运用该方法修改叶片表面载荷分布后通过反问题设计方法得到新的叶型。结果表明,通过修改叶片表面载荷分布,运用二维反问题设计方法得到的新叶型激波强度明显降低,叶栅出口总压恢复系数以及马赫数较原型均有增加,叶栅气动性能明显提高。     

基于遗传算法的2 维叶型优化设计

为得到具有宽广低损失工作范围的静子叶片,采用基于遗传算法的优化平台对3个不同载荷水平的静子叶栅叶型的型面、安装角及弦长进行优化设计。通过比较3个叶栅优化前后的正常特性线,认为尾缘"负载荷区域"对改善叶栅性能是有益的,且其对叶栅性能的改善效果与叶片载荷有关。结果表明:优化后叶栅性能在设计点和非设计点都有明显改善;叶片表面等熵马赫数分布类似控制扩散叶型,最大载荷点位置前移,叶型前段弯度增加,尾缘出现"负载荷区域"。     

探针耙对跨声速环形涡轮叶栅流场的影响

采用数值模拟方法研究叶栅出口旋转总压探针耙对跨声速环形涡轮叶栅流场的影响,其中对比分析了探针耙在不同周向位置与无探针耙时的流场及叶栅性能参数。结果表明:常规总压探针耙会造成其相邻及上游叶栅通道流动减速、下游叶栅通道流动加速;探针耙尾缘燕尾型激波及其上游的正激波,与相临及下游叶片的尾缘燕尾型激波系互相干涉,形成了复杂的激波系和膨胀波系,造成相邻及上游若干叶栅通道堵塞,导致各叶片的载荷分布均不相同;叶栅各通道的叶片载荷、出口总压、端壁静压、出口气流角等参数偏离无探针耙情形,测得的叶栅出口流场与无探针耙时相差较大。     

一种平面叶栅反设计方法的改进与验证

介绍了一种平面叶栅反设计方法,假设因压力作用有一流体微元沿槽道中心流线运动,设计参数包括:叶栅进/出口气流角、截面半径、叶型载荷分布和厚度分布等.为完善原设计方法,提出了新的理论,用于获得必要的密度分布曲线;改进了前、后倒圆造型算法,提升了叶栅气动性能;为验证改进后的设计方法,重新设计了德国Aachen涡轮静叶叶栅.      

一种新型涡轮叶栅非轴对称端壁造型的数值研究

为探讨非轴对称端壁造型降低涡轮叶栅二次流损失的有效性,构建基于高压涡轮直列叶栅的非轴对称端壁气动优化设计方法,并用NUMECA／FineTurbo模块对优化后的结果和原涡轮叶栅分别进行流场计算。结果表明：非轴对称端壁造型使叶栅通道的总压损失系数面降低了2．84％;改变了通道内的叶片载荷分布,形成了叶型的载荷后置;改善了流场内的流动结构,使气流的流动变得更加通畅;延迟了通道涡的过早形成,减小了通道涡的强度和尺度。因此,非轴对称端壁造型可以有效地降低涡轮叶栅通道内的二次流损失。     

非光滑叶片对叶栅出口损失分布影响的实验研究

在低速平面叶栅风洞中对光滑叶片叶栅及3 种非光滑叶片叶栅进行了实验研究,主要是研究非光滑叶片对叶栅出口损失分布特性的影响。实验结果表明,采用非光滑叶片改变了叶栅出口损失的分布,减少了叶栅出口能量损失。      

船用推进器低压透平末两级改型设计

为了改进船用汽轮机低压缸末两级涡轮的气动性能,对叶栅和子午流道进行了改型设计,并运用计算流体力学方法对原型方案和改型方案的内部流场进行了数值模拟.计算结果表明,在流量不变的情况下,这种综合优化设计方法能使汽轮机性能大幅提高,最终汽轮机效率提高了2.162％,功率增加了1.7％.最后对次末级动叶进行了环形叶栅试验,测量了叶片表面压力和总压损失沿叶高的分布.试验结果表明,改型设计优化了动叶中的载荷分布,从而有效地降低了叶栅二次流损失和叶型损失.     

不同冲角下弯叶片扩压叶栅壁面静压的实验研究

研究了不同冲角下直叶栅、正倾斜叶栅和正弯曲叶栅的端壁和叶片表面静压分布, 结合叶栅出口流场的测量结果, 分析了叶片弯曲后壁面静压在不同冲角下的分布特性和叶片负荷的变化情况。结果表明, 叶片弯曲后可有效控制叶栅内壁面静压的分布, 抑制根区二次流发展, 提高叶片负荷, 正冲角时正弯曲叶栅出口能量损失降低。      

超声速涡轮动叶设计方法研究

研究了基于2维等熵特征线理论的超声速涡轮叶栅设计方法,通过编程开发了超声速涡轮转子叶栅设计软件,该软件可根据进、出口马赫数及进口气流角设计出需要的超声速涡轮转子叶栅。在此基础上应用FLUENT详细地分析了涡轮转子叶栅流场。结果表明:该流场分布合理,未出现激波、分离等现象,且在高载荷系数下具有较高效率。     

某型航空发动机风扇串列叶栅的数值模拟

利用全三维定常和非定常数值模拟方法研究了某型航空发动机风扇在设计转速下的特性和流场结构,分析了串列叶栅的匹配特性.计算和分析发现,串列叶栅叶根处流动分离严重,流动损失较大,设计点附近串列叶栅的总压损失系数约为0.147,近失速时串列叶栅的总压损失系数约为0.215.结果表明,此型号发动机的串列叶栅效率较低,串列叶栅和相应的动叶在叶根处的匹配特性差;非定常研究表明串列叶栅根部载荷随时间波动剧烈.      

超高负荷涡轮叶栅叶顶间隙流动特征及间隙高度的影响

采用数值模拟方法研究了超高负荷涡轮叶栅叶顶间隙流动特征,详细分析了泄漏涡、叶顶分离涡、上通道涡等的流动细节,在此基础上分析间隙高度对流场特征和叶片负荷的影响.结果表明:超高负荷涡轮叶栅叶顶间隙区域存在多种形式的流动分离,泄漏流非常强烈,不仅直接影响上通道涡的形成与发展,使通道涡整体向叶根移动,而且部分泄漏流进入下通道涡;随着间隙高度增加,叶顶分离涡和泄漏涡均明显增强,叶片负荷尤其是叶顶负荷有所降低.      

采用弯叶片的不同折转角压气机叶栅流场气动性能

实验研究了叶片弯曲对不同叶型折转角环形扩压叶栅气动性能的影响,分析了叶栅出口总压损失和二次流速度矢量分布,并给出了壁面静压分布及壁面墨迹流动显示结果。研究结果表明,叶型折转角越大损失分布的对称性越差,根部损失增加明显;弯曲角度和叶型折转角的增大将使得正弯叶栅吸力面反“C”型静压分布加剧,60°叶型折转角叶栅中径处负荷随叶片弯曲角度变化的敏感性强,大弯角时气流易分离,导致总损失激增;综合来说,对比直叶栅,正弯15°叶栅在各种叶型折转角正弯叶栅中减小损失效果最好。     

大子午扩张变几何涡轮可调叶片端区设计优化

提出采用高负荷设计以减少叶片数的方法,增大圆盘直径而减小泄漏面积；结合叶片进行后加载改型措施以减小由于高负荷设计所增加的二次流损失.对定几何涡轮、仅有驱动轴的变几何涡轮与带圆盘型冠的变几何涡轮的流场进行三维数值模拟计算,分析了3种涡轮性能的优劣.结果表明:大间隙尺度下了间隙泄漏涡强度较大,并与通道涡相互融合,从而增大了泄漏损失区域,增加了泄漏损失；而在涡轮叶片由于高负荷设计会增加了主流区的二次流损失.该方法可以有效地减小周向泄漏面积,极大地抑制由大间隙尺度所导致的间隙泄漏涡与通道涡的相互融合,减小泄漏损失.而通过后加载改型的措施,抑制了主流区的通道涡的发展趋势,减小了二次流损失.这两种措施结合后的变几何涡轮具有较高的全工况性能.      

叶片正弯曲对压气机叶栅叶片表面流动的影响

为了研究叶片正弯曲对压气机叶栅气动性能的影响,对具有可控扩散叶型(CDA)的直叶片和正弯曲25°叶片平面叶栅进行了实验研究和数值模拟,获得了两种叶栅叶片表面流场显示结果以及不同冲角下叶片表面静压系数的分布。结果表明,叶片正弯曲对其吸力面流动影响较大,吸力面近出口处两端的径向二次流区相比于直叶栅而言明显增加。正弯曲叶片吸力面形成"C"型压力分布,叶片负荷沿叶高和弦长重新分布,这种负荷的重组是弯曲改变叶栅流场的主要因素。     

压气机通道端壁附面层区叶片载荷分布研究

为了探索叶片载荷分布对端壁附面层区流动的影响,设计出3套平面叶栅,叶片载荷分别趋前、居中和靠后。对于低速流动,采用实验和三维Navier-Stkoes方程方法对叶片表面、叶栅出口流场进行了研究。研究表明:叶片载荷靠后叶片(No.3)性能较叶片载荷趋前(No.1)和居中(No.2)叶片差;No.2叶片与No.1叶片比较,出口损失小,但落后角较大,扩压能力较小;在进口端壁附面层一定时,叶片前缘附近的端壁附面层区叶片力亏损变化与叶片力变化呈正相关;端壁面与叶片吸力面之间构成的角区内角涡,没有造成靠近后缘端壁附面层区吸力面静压明显下降。      

叶片通道内涡流发生器变工况适应性

横向二次流是制约叶轮机气动负荷进一步提升的主要因素。在叶片通道内施加涡流发生器有抑制通道横向二次流的潜力，但涡流发生器的最优施加方案很难确定。基于涡流发生器经验统计模型(BAYC模型)和响应面方法建立了一种端壁涡流发生器的高效设计方法。基于这一方法，实施于NACA 65直列叶栅，得到了三种涡流发生器优化方案，并在设计工况下和非设计工况下讨论了涡流发生器对端壁横向二次流的控制机理，发现具有更大的涡流发生器高度和更多的涡流发生器数量的方案在面对大攻角下的强横向二次流情况时能够有更强的余力对横向二次流加以控制，大大扩展了叶栅的攻角适用范围。      

周向布局对高负荷串列叶栅性能的影响

为研不同周向布局下串列叶栅各排性能变化的机理,按扩压因子大小分布设计了一系列串列叶栅,每组串列叶栅进行6种周向布局计算分析;而后对一组串列叶栅前后排叶片积叠轴分别进行了弯曲处理,研究沿展向非均匀周向布局对串列叶栅性能的影响。研究结果表明:周向布局可以改变叶栅通道扩张规律从而改变流场压力分布。随着周向偏距增大,前排负荷增加,后排负荷降低。增大周向偏距可减小串列叶栅前后排损失,T5算例中80%周向偏距方案相对原型损失减少51.3%。前排叶栅决定了串列叶栅可用攻角范围,并且随着周向偏距增大,串列叶栅的可用正攻角增加。随着周向偏距增大,后排叶片端区分离会减小。串列叶栅整体正弯减小14.5%的总压损失系数。采用单独前排反弯或者单独后排正弯分别减小了15.6%和55.2%的总压损失。      

冲角对正弯曲叶片扩压叶栅气动性能的影响

为了研究冲角对正弯曲叶片压气机叶栅气动性能的影响,在平面叶栅低速风洞上,对具有可控扩散叶型(CDA)的直叶片,正弯曲15°和20°弯曲叶片压气机叶栅在0°,±6°和±10°冲角下进行了实验,获得了不同冲角下不同弯曲角度叶栅出口流场的能量损失系数和叶片表面静压系数等的分布。与直叶栅相比,叶片正弯曲后叶栅总损失在所有冲角下均得到了降低,在正冲角下,叶栅端部流动状况得到改善,在负冲角下,叶栅流道中的流动相对于直叶栅改善不明显。直叶栅在10°冲角下发生了遍布整个流道的分离流动,而正弯曲叶片的采用则削弱了流动的分离。     

超高负荷涡轮弯曲叶栅的实验研究

对具有160°折转角的超高负荷涡轮叶栅开展了实验研究,通过实验测量和流动显示,并借助流谱拓扑分析手段,考察了叶片弯曲对超高负荷涡轮叶栅气动性能的影响.结果表明:弯叶片对超高负荷涡轮叶栅的作用效果与传统低负荷涡轮具有明显差别,叶片正弯时,流场进一步恶化,损失明显增加;而叶片反弯时,流场得到改善,损失降低.      

一种新型多维通量函数在求解平面叶栅跨音速流动的应用

采用一种改进的Ｒｏｅ格式对平面叶栅的无粘流动进行了数值模拟,并与Ｒｏｅ格式的计算结果进行了比较。采用四阶Ｒｕｎｇｅ－Ｋｕｔａ时间差分格式,空间三阶有限体积法。网格生成采用贴体网格近壁面修正的方法。计算结果表明,该格式在减少格式对网格的依赖性,抑制数值粘性方面具有明显的作用。