带后缘喷气的跨音速涡轮导叶叶栅的试验研究

两种型式的带后缘喷气跨音速涡轮导叶叶栅,在燃气涡轮研究院SB301超跨音速平面叶栅风洞上作了试验。结果表明：后缘喷气对叶片表面M 数的影响是很小的,但不同的后缘喷气,在叶片表面上产生的附面层分离泡的位置不同,在同一试验状态后缘半开缝喷气叶栅的损失系数,小于后缘对开缝叶栅损失系数。在各喷气流量比时,出口气流角随出口M数变化的趋势,是与喷气流量比Cm=0时一致的。     

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。     

轴向速度密度比AVDR对压气机叶栅性能影响的试验研究

轴向速度密度比的变化，对于叶栅的主要性能，有着重要的影响。本文着重介绍了在亚音速和跨音速范围内，轴向速度比对叶栅性能影响的试验研究。试验结果表明：在亚音和未阻塞的跨音速区域，随着轴向速度密度比AVDR的增大，叶栅的损失系数Loss、出口气流角β和压比P2/P1随着减小，叶片表面马赫数随着轴向速度比AVDR的减小，叶片叶背表面的峰值马赫数逐渐向叶栅进口方向前移，作为压气机设计者，必须清楚地了解叶栅性能随AVDR的变化规律。才能在压气机设计中，找到级压比和损失系数的最佳匹配。     

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。     

优化程序 服务科研 发动机总公司评出优秀S1流面计算程序

经过近一年的酝酿、筹备工作,49名专家、教授和工作人员于 10月云集四川江油 624所参加 S1 流面计算程序上机考核和专家评审活动。通过10天紧张的调机、上机运行和专家评审工作,评选结果于11月1日正式揭晓。进行如此重大的程序评审活动在我国航空发动机行业尚属首次。评选出的优秀程序是 :涡轮综合第一 :叶栅 S1 流面多重网格欧拉解通用计算程序 (H网格) (中科院工程热物理所刘建军);压气机亚音速第一 :S1流面流函数解计算程序 (中科院北京科能中心华耀南);涡轮跨音速第一 :叶栅 S1 流面多重网格欧拉解通用计算程序 (C网格)。      

优化叶型叶栅中的二次流

本文通过对两套采用优化叶型表面速度分布方法设计的“均匀加载”和“后加载”涡轮平面叶栅设计状态气动特性的比较,鉴别两种叶型的优劣,讨论了不同负荷分布叶栅的二次流影响,给出了影响叶型表面速度峰值、气流转捩点的参数。 试验结果表明,均匀加载叶栅的二次流影响较大。但由于其端壁二次流向二元区域渗透高度随工况马赫数的增加而减小,所以具有良好的跨音速特性。此外,两套叶栅叶片吸力面,气流转捩点不受进、出口马赫数影响,只受最大厚度位置制约;表面速度峰值对后加载叶栅而言只受进、出口马赫数影响,对均匀加载叶栅而言还要受攻角的影响,其值与进口马赫数成正比,与进口构造角成反比。     

高亚音速压气机静子串列叶栅试验研究

本文给出了C型串列叶栅（其叶型近似于C-4叶型）和双圆弧叶型串列叶栅,在高亚音速（Ma₁=0.55～0.57）下进行试验的一些结果。试验结果以气流转角Δβ,静压上升系数cp和总压损失系数随进口气流攻角Ⅰ（-5°～+7.5°）变化的特性线表示,并获得性能最佳值。      

中德跨音速涡轮叶栅试验对比

叙述了中德合作课题“高负荷跨音速涡轮叶栅试验研究”的试验结果，通过同一VKI-1叶型在SB301和德国DLR哥廷根叶栅风洞的对比试验表明，两风洞所测得的主要性能参数基本接近。     

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。     

小型涡轮风扇发动机F107-WR-100的设计特点和实验研究介绍

巡航导弹目前主要作为一种低空突防武器,以亚音速或跨音速作超低空、远距离飞行。由于巡航导弹要求机身小,因此,对动力装置提出了尺寸小,结构紧凑的要求。而小型涡轮风扇发动机成为一种理想的动力装置。 本文介绍美国波音公司空中发射巡航导弹AGM-86A上小型涡轮风扇发动机F107-WR-100的设计特点和实验研究。海上发射巡航导弹小型涡轮风扇发动机P107-WR-400型其结构、性能与F107-WR-100大同小异。     

跨声速涡轮叶栅三维流场的数值模拟

以具有试验测量数据的一个高压涡轮动叶中截面平面叶栅和一个高压涡轮导向器环形叶栅为对象,采用计算流体动力学(CFD)软件CFX-TASCflow,对两个涡轮叶栅的跨声速三维粘性流场进行了数值计算,验证了CFX-TASCflow软件在航空燃气涡轮设计计算中的可靠性,并对所研究的跨声速涡轮叶栅粘性流场进行了分析.      

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。     

Numerical investigation of the interaction between upstream cavity purge flow and main flow in low aspect ratio turbine cascade

In modern gas turbines, rim seal located between the stator-disc and rotor-disc is used to prevent hot-gas ingestion into the inner stage-gap of high pressure turbine. However, the purge flow supplied to the cavity through the rim seal interacts with the main flow, producing additional aerodynamic loss due to the mixing process which plays a significant role in the formation, development and evolution of downstream secondary flow. In this paper, a set of cascade representative of low aspect ratio turbine is selected to numerically investigate the influence of upstream cavity purge flow on the hub secondary flow structure and aerodynamic loss. Cascade with/without upstream cavity and four different purge mass flow rates are all taken into account in this simulation. Then, a deep insight into the loss mechanism of interaction between purge flow and main flow is gained. The results show that the presence of cavity and purge flow has a significant impact on the main flow which not only changes the vortex structure in both the passage and upstream cavity, but also alters the cascade exit flow angle distribution along the spanwise. Moreover, aerodynamic loss in the cascade rises with the increase of purge flow rate while the sealing effect is also enhanced. Therefore, the effect of upstream cavity purge flow must be considered in the process of turbine aerodynamic design. What is more, it is necessary to minimize the purge flow rate in order to reduce aerodynamic loss on the premise of satisfying cooling requirements.     

跨音速叶栅流场的无粘-边界层迭代计算

二维跨音速叶栅流场的计算是在无粘时间相关法计算程序的基础上采用无粘-边界层迭代而得。马赫数从亚音速到超音速范围的几种数值试验均与测试结果吻合一致。在边界层无强烈脱流时可获得很好的结果。     

NUMERICAL STUDY OF TOPOLOGICAL STRUCTURE OF 3-D TRANSONIC VISCOUS FLOW FIELD (TVFF) INSIDE TURBINE CASCADE

ＮＵＭＥＲＩＣＡＬＳＴＵＤＹＯＦＴＯＰＯＬＯＧＩＣＡＬＳＴＲＵＣＴＵＲＥＯＦ３ＤＴＲＡＮＳＯＮＩＣＶＩＳＣＯＵＳＦＬＯＷＦＩＥＬＤ（ＴＶＦＦ）ＩＮＳＩＤＥＴＵＲＢＩＮＥＣＡＳＣＡＤＥＧｕｏＹａｎｈｕ，ＳｈｅｎＭｅｎｇｙｕ，ＷａｎｇＢａｏｇｕｏ（Ｄｅ...     

透平跨音速叶栅的优化设计

将遗传算法用于透平跨音速叶栅的优化设计,提出了相应的数学模型和优化方法。优化算例表明,本文所提出的模型及算法能有效的优化叶型方案,避免了一般优化算法的局部最优或维数灾难问题,从而在新的领域内将优化计算在叶轮机械设计中的应用进行了有益的探索。      

高负荷跨声速涡轮激波损失机理及控制技术研究

为了指导高性能、高负荷跨声速涡轮的设计,对其叶栅内的流场结构、尾缘波系结构、减小激波损失的机理及其控制技术进行了分析研究。结果表明:跨声速涡轮尾缘流场结构复杂,存在分离膨胀波、分离激波、基底区、再附激波、尾迹、吸力面反射波甚至激波边界层相互干扰等流动现象。通过采用收缩-扩张通道,喉道后采用直线型吸力面,减小吸力面尾缘弯折角、尾缘厚度和尾缘附近局部修型等措施,从而减弱激波强度,减小激波损失。     

AF-2格式的加速收敛参数研究

一、引言 Ballhaus等人提出的求解跨音速定常流动的隐式近似因式分解法（AF-2）具有收敛快速,占计算机存储少等优点。文献[1,2]分别对于完全小扰动方程和全位势方程的计算给出了很好的例证。文献[3]表明上述结论对于横向小扰动位势方程也是成立的。AF-2格式的快速收敛主要是通过加速收敛参数的循环取值来实现的。因此,合理正确地选取加速收敛参数序列对AF-2格式至关重要。     

跨音速透平叶栅速度面设计方法的研究

 低能量损失系数跨音速透平叶栅的设计和实现是提高跨音速透平性能的关键问题之一。本文给出了基于有限面积法的跨音速透平叶栅速度面反问题设计方法。首先推导了基本方程的对称形式,用于上游奇点处理,并对速度面上不连续边界条件作了分析和数值验证说明。然后详细叙述了流函数场的有限面积解法包括主方程的积分变换,基本有限面积格式和边角有限面积格式处理以及解精确度的粗略分析。所编制的程序简明快速。计算结果表明解相当稳定并且不需要在音速线附近等处加密网格或作其他处理。算例也指明音速线上临界奇点位置的选取,对流场及叶型型线形状有一定影响,应在设计时注意。     

一种高速风洞三维洞壁干扰壁压信息修正法

给出以壁压信息法为基础的高速风洞三维模型试验洞壁干扰修正方法。该方法要求洞壁附近为亚音速流动,但允许模型附近出现超音速区及激波。方法可用于各种通气壁或实壁风洞的亚跨音速试验。最后对四个模型在三种试验段中的二十多种试验进行了修正,其结果和NASA非线性修正方法的结果吻合得很好。