非轴对称端壁叶栅内部流场特性的实验

摘要：通过风洞实验对三角函数非轴对称端壁造型法和压差非轴对称端壁造型法设计的叶栅流道在设计工况和变工况下的流场参数进行了测量。实验结果表明：不同来流条件时,非轴对称端壁造型对于流场参数影响也呈现出一些新特点。由于压力面与吸力面上压力改变的幅度大小会因为来流条件的变化而不同,当地总压损失系数会随着马赫数的降低而减小,二次流速度矢量分布规律不会随着马赫数的变化而不同,但二次流速度大小及通道涡系强度会随着马赫数的降低而减小。     

非轴对称端壁下高负荷压气机叶栅二次流动分析

探讨了高负荷压气机叶栅中应用非轴对称端壁的有效性.首先利用NUMECA/Design3D优化软件包来完成了对端壁的优化,然后推导并建立了高负荷压气机叶栅出口含全部掺混损失的二次流损失的计算方法,最后在设计攻角和非设计攻角下对轴对称端壁和非轴对称端壁结构的高负荷压气机叶栅内部及出口流场进行了详细的分析.分析结果表明:在设计攻角和非设计攻角下采用非轴对称端壁均能改变端壁附近载荷分布、降低叶片通道的二次流动损失;在设计攻角下使叶栅周向质量平均总压损失减少约为9.4%,在非设计攻角(±3°)下分别减损7.7%和11.8%;当非轴对称端壁幅值为4%叶高时,二次流动损失最小.      

涡轮平面叶栅非轴对称端壁优化设计

开发了一套造型灵活直观、网格生成速度快的涡轮平面叶栅非轴对称端壁优化设计工具,该工具的核心技术是非均匀有理B样条(NURBS)曲面造型和网格变形.在此基础上以商业软件Isight为优化驱动器,以CFX为求解器,搭建了非轴对称端壁优化设计流程.以Pack B涡轮平面叶栅为例,对其进行了非轴对称端壁优化设计.优化后涡轮平面叶栅总压损失系数减小了12.96%.结果表明:涡轮平面叶栅端部的静压分布改变削弱了涡轮平面叶栅通道中马蹄涡、通道涡的强度,提高了涡轮平面叶栅的气动性能.      

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。     

采用新型非轴对称端壁优化设计方法提高涡轮性能的数值研究

为提高非轴对称端壁控制端壁处二次流的潜能,进一步提高涡轮性能,发展了一种新型的非轴对称端壁优化设计方法,并以高压涡轮导叶为研究对象,采用端壁参数化、三维N-S方程流场求解与基于人工神经网络的遗传算法相结合的方法进行非轴对称端壁优化,分析了优化后的非轴对称端壁造型对涡轮导叶流场的影响。结果表明:优化后的非轴对称端壁改善了涡轮导叶的流场,延迟了通道涡的生成和发展,削弱了角涡的强度,降低了导叶通道内的流动损失,涡轮导叶出口处的总压损失系数降低了3.724%。此外,非轴对称下端壁造型对高压涡轮导叶上半叶高流场的影响不大。     

上端壁翘曲对涡轮叶栅流场的影响

利用N－S方程求解程序,对采用不同端壁结构的三套大转角涡轮叶栅进行了数值模拟,探讨了上端壁翘曲对涡轮叶栅内气流流动的影响。计算结果表明,上端壁翘曲后,上半翼殿内的二次流流场发生了明显的变化,非轴对称端壁是控制叶栅内二次流流动的一种有效的方法。     

高压涡轮导叶非轴对称端壁优化设计

为使高压涡轮导叶非轴对称端壁造型在减少二次流损失、提高气动性能方面更好的发挥作用,以某一级高压涡轮为研究对象,采用端壁参数化造型、三维Navier-Stokes（N-S）方程流场求解和基于人工神经网络的遗传算法相结合的优化方法对涡轮导叶进行非轴对称端壁的优化设计。优化目标为在控制涡轮导叶进口质量流量、出口马赫数及出口气流角的情况下,导叶出口总压损失系数和出口二次流动能最小化。对比分析优化前后端壁对涡轮导叶出口参数和涡轮级性能的影响。结果表明：优化后得到的非轴对称端壁有效地改善了涡轮导叶通道内的流场,抑制了通道内二次流涡系的发展,降低了导叶出口处的流动损失,涡轮导叶出口总压损失系数降低了14．85％,高压涡轮级等熵效率提高了0．456％。     

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.      

进口不重合和轴对称造型对跨声速涡轮叶栅端壁传热特性的影响

为有效评估实际燃气涡轮叶栅进口端壁不重合和轴对称收敛端壁造型对叶栅端壁传热特性的影响,以某工业燃气涡轮第一级跨声速导向叶栅为研究对象,基于商用CFD软件ANSYS Fluent 15.0,研究了3种端壁结构:简化平板端壁、具有子午面轴对称收敛造型的实际涡轮叶栅外端壁(叶顶)和内端壁(叶根)在设计工况(进口湍流强度为16%,出口马赫数为0.85)下的流动和传热特性。计算分析了2种进口端壁不重合度(进口后向台阶高度为0、 6.78 mm)下,3种叶栅端壁结构的端壁热负荷分布、近端壁二次流结构和后台阶涡系发展。结果表明:轴对称收敛端壁造型和进口端壁不重合均会显著改变叶栅端壁二次流结构和热负荷分布规律;轴对称收敛端壁造型可在一定程度上减小端壁热负荷,尤其是叶片前缘肩部和喉部下游等易发生热腐蚀的冷却气膜难以覆盖区域;燃气涡轮实际运行中产生的进口端壁不重合导致叶栅前缘上游典型高传热区面积和强度(增大约140%)显著增大并向叶栅通道内迁移,使叶栅端壁承受着极高热负荷;实际燃气涡轮第一级导向叶栅端壁冷却方案设计必须充分考虑实际端壁造型结构和燃烧室-涡轮交界面端壁不重合对端壁热负荷分布的影响。      

非轴对称端壁造型对叶栅性能影响研究

本文研究了一种非轴对称端壁参数化造型方法,基于该参数化造型方法构建了自动优化设计平台,并将其应用于压气机叶栅的端壁优化,对其优化结果与原型进行了对比分析,详细探讨了端壁造型对叶栅性能的影响.研究表明:非轴对称端壁通过抑制角区分离,显著提升了压气机叶栅的气动性能.在设计状态下,优化后的非轴对称端壁对内部流动的影响主要集中在叶栅30%展高以下.与常规的叶栅相比,在-4°～6°攻角范围内非轴对称端壁使得叶栅总压损失降低23%～27%,静压升系数提高16.5%～18.4%.     

涡轮叶栅端壁二次流动与换热的V2F模拟

针对低展弦比涡轮叶栅端壁区亚声速流动及换热,采用基于线性涡黏假设的V2F模型开展了数值模拟.结果表明：涡轮叶栅流动中存在马蹄涡、通道涡、压力侧角涡、吸力侧角涡等多种复杂涡系结构,其中马蹄涡与通道涡是涡轮叶栅二次损失的主要来源.端壁换热与马蹄涡及通道涡强度及位置直接相关,并呈现明显的分区特征.端壁极限流线结果显示,V2F模型模拟的端壁单马蹄涡分离线与实验结果吻合,优于SST （shear stress transport）k-ω模型模拟的端壁双马蹄涡分离线.V2F模型引入了新的湍流尺度,在马蹄涡及通道涡位置、端壁静压损失系数分布、叶栅出口总压损失分布及端壁Standon数分布等方面均与实验结果吻合较好,对叶栅气动损失及端壁换热有良好的预测能力.     

一种新非轴对称端壁成型方法的数值研究

根据叶栅内部二次流形成和发展的机理, 应用正弦函数和多项式函数建立了一种叶栅非轴对称端壁成型方法.采用三维时均可压缩N-S方程组求解技术, 数值研究了采用所建立的非轴对称端壁成型方法设计的跨音速直列叶栅的流动特性, 分析讨论了建立的非轴对称端壁成型方法的效果及其对叶栅流动特性的影响.计算结果表明:所建立的非轴对称端壁可以有效地抑制和延迟叶栅通道中二次流涡系的发展, 沿整个叶栅流道内总压系数明显降低, 成型过程中幅值控制函数中最大幅值约占7.5%叶高为宜, 叶栅出口位置处总压损失降低了约5.6%.      

WZ8A轴流压气机静子叶栅性能特点

 通过对WZ8A轴流压气机出口静子串列叶片叶尖和叶中二截面平面叶栅实验,得出:①叶尖截面叶栅不适用于高进口Ma;低速时正常工作攻角范围为-30°～-12°,相应的落后角为5°～7°。②叶中截面叶栅在高速时(Ma=0.65),正常工作攻角范围为-1°～10°,落后角为7°～8°;低速时正常工作攻角范围为2.5°～20°,落后角为5°～7°。     

高来流马赫数单列叶栅改串列叶栅性能对比试验

基于某高负荷轴流风扇高临界来流马赫数静叶改型设计的需求,对原型单列叶栅和改型串列叶栅开展性能对比试验研究,通过详细分析两型叶栅内部流场参数,量化评估了串列叶栅在高来流马赫数条件下的改进设计效果.结果表明:串列叶栅比单列叶栅在降低流动损失,提升增压能力方面具有显著优势.相比单列叶栅,设计状态下串列叶栅总压损失系数降低了19％,静压比提高了3.1％,基本缓解了单列叶栅原有设计状态的流动堵塞现象.串列叶栅前排叶片对后排叶片吸力面附面层发展会产生抑制作用,使得后排叶片具有较好的工作性能.     

周向畸变条件下压气机非轴对称导叶设计方法研究

在侧向蜗壳进气条件下,压气机导叶进口出现畸变区,使导叶总压损失系数增大以及气流角在周向和径向上出现不均匀现象。对此进行导叶非轴对称改型设计,采用实验设计（DOE）方法进行参数寻优,以降低导叶气动损失同时获得更加均匀的出口气流角。改型结果显示：设计工况下气流攻角保持在-2°左右,较原型叶片有较大改善,总压损失系数降低4.9%,出口气流角基本与均匀进气时相同。通过对计算结果的分析,解释了叶型损失降低的机理,对工作在相似环境的叶型设计提出了优化建议。     

基元叶栅攻角特性多目标优化

采用多段Bezier曲线对轴流压气机叶型予以参数化表达,通过Isight优化平台,结合S1流面数值模拟分析,以改良的非支配排序遗传算法(NSGA Ⅱ)对美国NASA单级轴流跨声压气机Stage 35的动叶和静叶叶中截面基元叶栅进行攻角特性的多目标优化,优化目标是降低全攻角范围内的总压损失系数以及拓宽攻角适应性范围。以总压损失系数最小点以及总压损失系数相对最高点和最低点的差值作为优化目标函数,叶栅流量不变为约束条件。结果表明:优化显著降低了动、静叶叶中截面基元叶栅的总压损失系数,并使其攻角适应性范围分别拓宽了5°和3°。