基于表面粗糙度的超高负荷低压涡轮叶片附面层控制

实验研究了表面粗糙度对PACKD-A低压涡轮叶型损失及附面层特性的影响.实验分别在定常来流与非定常条件下进行,非定常条件下的上游尾迹通过运动的圆棒来模拟.粗糙叶片通过在光洁叶片表面切槽,埋入砂纸制作成型.叶型损失与吸力面载荷使用气动探针与壁面静压孔结合压差传感器来测量,附面层流场使用热线探针来测量.结果表明:覆盖5.2%吸力面弦长(起始于44.3%吸力面弦长,终止于49.5%吸力面弦长),粗糙高度为8.82μm的控制方案在非定常条件下效果最佳,该方案可在整个考察雷诺数范围内(3×104~12×104)降低叶型损失;覆盖19.5%吸力面弦长(起始于30%吸力面弦长,终止于49.5%吸力面弦长),粗糙高度为20.91μm的控制方案在定常条件下效果最佳,该方案可在低雷诺数范围内(小于8×104)降低叶型损失、扩大叶型正常工作雷诺数范围,但在高雷诺数下(大于8×104),却带来了一定的额外损失.      

基于检测结果的涡轮叶片精铸型腔反变形优化设计

针对空心涡轮叶片精铸过程中的试错法和数值仿真法难以敏捷反应铸件的真实变形情况,提出一种基于检测结果的精铸零件反变形综合补偿方法.通过对精铸叶片试模样件进行三坐标检测及统计分析,得到叶身截面收缩、扭转和弯曲变形情况,并建立其综合补偿反变形模具型腔优化算法,实现精铸型腔的反变形优化设计.以精铸叶片试模样件叶尖处截面为例,其叶身段型面误差、前缘最大误差、后缘最大误差相对于未补偿前分别减少了50%,68%和31%.实例验证表明:其研究成果能有效提高空心涡轮叶片的精铸成型精度,达到精确控形的目的.      

基于网格参数化变形的单级涡轮多学科可靠性设计优化

基于自由变形技术发展了一种可以协调实现流场、结构分析网格参数化变形的方法,并实现单级涡轮的多学科可靠性设计优化。针对流场分析网格展向积叠的特征,将三维网格变形转化为不同叶高二维截面的网格变形;根据二维流场分析网格的拓扑结构,设计二维控制面,基于叶型设计参数建立叶型控制点、其他控制点伴随叶型控制点移动,实现了网格的参数化变形,避免了网格畸变、提高了网格变形的质量;不同叶高的二维控制面组成控制体,实现三维流场分析网格的参数化变形。采用相同的控制体进行结构分析网格的变形,实现了耦合界面网格协调变形。基于Kriging代理模型进行单级涡轮的多学科可靠性优化,在满足可靠性约束的情况下效率提高4.97%、寿命提高40.86%,证明了方法的有效性。      

考虑叶片径向和垂直于壁面方向导热的涡轮叶片对流冷却模型研究

为了提高涡轮叶片对流冷却模型预测精度,提出了一种在叶片固壁内同时考虑叶片径向和垂直于壁面方向(法向)导热的二维对流冷却模型。该模型在弦长方向划分多个元素,忽略元素内弦长方向叶片温度变化,在元素内的径向和法向建立二维导热方程作为叶片固壁温度场的控制方程,其边界条件包括叶表燃气绝热温度、燃气侧对流换热系数和叶片叶根、叶顶热流密度等。给出了该模型二维导热方程和边界条件的差分求解方法。以E~3涡轮高压导叶为例,将模型与CFD计算的叶片外壁面温度分布进行了对比。结果表明,该模型在给定冷气量下预测的叶片温度分布变化趋势与CFD相近,最大温度误差不超过6.5%,计算时间与CFD相比缩短了95%,能够快速、准确预测涡轮对流冷却叶片的冷气需求量。     

自由网格变形技术在涡轮叶片多学科设计优化过程中的应用

在涡轮叶片多学科设计优化过程中,结构计算的变形向气动模型传递是解决气固耦合时非常重要的一个环节。本文研究了一种网格变形技术———自由网格变形法(FFD)在涡轮叶片多学科设计优化(MDO)过程中的应用。通过涡轮叶片结构模型至气动模型变形传递的例子,表明应用该技术进行变形传递可以避免结构变形向气动网格传递时的气动网格重生成过程,在保证变形后气动模型网格质量的条件下,实现学科间的变形传递,可直接用于解决涡轮叶片MDO过程中学科间解耦的问题。     

Effect of U-grooves on high-lift low pressure turbine profile＇s incidence characteristics

以某高负荷低压涡轮叶型为研究对象,分析了该叶型在低雷诺数下的攻角特性,并应用了表面嵌壁式U形槽的被动控制方法来提高该叶型的攻角裕度.数值模拟的结果表明：相比较大的正攻角流动状况,叶型较大的负攻角并不会引起吸力面大的流动分离,从而减小了叶型损失;表面嵌壁式U型槽通过推迟分离、加速再附来减小分离泡甚至减小湍流湿面积,从而降低叶型损失;表面嵌壁式U型槽能否提高该叶型的攻角裕度与开槽位置和深度有关系,在±15°攻角范围内72%轴向弦长位置处开槽明显的降低了叶型损失而开槽深度为0.40mm时叶型损失最小.     

U型槽对高负荷低压涡轮叶型攻角特性影响

以某高负荷低压涡轮叶型为研究对象,分析了该叶型在低雷诺数下的攻角特性,并应用了表面嵌壁式U形槽的被动控制方法来提高该叶型的攻角裕度.数值模拟的结果表明:相比较大的正攻角流动状况,叶型较大的负攻角并不会引起吸力面大的流动分离,从而减小了叶型损失;表面嵌壁式U型槽通过推迟分离、加速再附来减小分离泡甚至减小湍流湿面积,从而降低叶型损失;表面嵌壁式U型槽能否提高该叶型的攻角裕度与开槽位置和深度有关系,在±15°攻角范围内72%轴向弦长位置处开槽明显的降低了叶型损失而开槽深度为0.40mm时叶型损失最小.      

基于水滴型带状前缘的涡轮端区损失控制数值研究

探索了基于水滴型带状前缘的涡轮端区损失控制方法,研究了水滴型带状前缘对于涡轮二次流损失的控制机理.以典型的高负荷低压涡轮叶片T106叶栅为对象,对比分析了不同的端区叶片带状前缘造型设计参数对涡轮端区损失的控制效果.结果表明:带状前缘的向前延伸长度、吸力面延伸位置和压力面延伸位置对于带状前缘的总压损失系数有较大影响,最佳设计方案可以使T106叶栅总压损失系数减小约5.1%.水滴型带状前缘与余弦带状前缘相比,端区损失的减小量并没有明显差异,但是水滴型曲线与原始叶型的光滑融合不会引起叶型表面压力的局部波动.      

航空发动机叶片型面加工误差可视化方法研究

叶片型面加工质量的科学检测是保证航空发动机叶片高气动性能的关键技术之一,针对目前叶片型面检测结果可视化程度低,且常规的数模比对方法难以对复杂扭曲叶片型面加工质量进行准确分析的现状,本文基于叶身型面的定义提出了具有节点层特征的自适应三角网格模型以及叶片型面主要加工误差的可视化分析方法,并以叶片型面为检测对象进行了验证分析。结果表明:该方法及其对应的软件系统能够对叶片截面型线轮廓度误差、扭曲变形误差、掠变形误差、弯变形误差以及截面型线轮廓超差量进行直观、准确的可视化分析,减少了原有截面特征检测报告中近30%的文字数据,提高了检测结果的可视化程度,能够有效地协助检测人员完成叶片型面加工质量的分析和评定工作。     

低压涡轮铸造叶片几何不确定性统计

精铸涡轮叶片的几何偏差诱因较多，几何偏差的统计对认识偏差来源及统计建模、评估叶片几何精度等均具有重要意义。首先初步分析千套低压涡轮真实叶片几何偏差的基本特征，通过主元分析提取偏差模态并识别主要偏差来源，发现该涡轮叶片存在明显的偏移、扭转和叶型误差。之后介绍一种基于优化策略的高效高精度叶片几何偏差分解方法，分离出偏移误差、扭转误差和叶型误差，统计发现总体几何偏差的概率密度函数（PDFs）接近高斯分布。最后对叶型误差进行统计分析并发现相对于真实叶片，偏差分解后叶型轮廓度误差的统计均值和标准差均明显下降，叶片合格率明显上升；此外，通过叶表特殊位置的轮廓度统计发现叶型轮廓度的概率密度函数也近似满足高斯分布。     

超声压气机叶型设计方法

在设计超声叶型时,为使得叶栅进口马赫数和气流角等于给定值,提出一种新的叶型参数化方法。该方法以经典唯一进气角计算方法为基础,将超声叶栅的唯一进气角和叶型几何形状关联起来,由进口马赫数和气流角确定吸力面进口段叶型;根据喉部面积、前后缘小圆半径、最大挠度和最大厚度等特征参数确定其他部分叶型。用此参数化方法设计了6个超声叶型,并用Fluent对设计结果进行了验证。结果表明,来流马赫数及进气角的设计值与Fluent求解结果基本一致,进气角最大误差仅为0.7°,进口马赫数最大误差仅为0.01;并且实现了多激波增压和减小激波损失等效果。     

旋翼桨叶气动外形设计

旋翼桨叶气动外形设计的目的主要是使旋翼的气动特性满足直升机的设计和使用要求,本文针对直升机旋翼桨叶气动外形设计中的有关问题,介绍了桨叶气动外形设计的设计方法,设计参数主要包括桨叶的弦长、扭转角、翼型选择和配置以及桨尖形状,并以某型直升机旋翼桨叶为例,介绍了旋翼桨叶气动外形的设计。     

高负荷涡轮进口导向叶片叶型设计及验证

针对涡轮进口导向叶片进口马赫数低、前部负荷小的特点,采用前缘截断思路构建了高负荷涡轮叶型,并采用Pritchard 11参数法进行重构设计。采用数值计算和平面叶栅试验开展了研究和分析。结果表明:高负荷叶型吸力面前缘马赫数显著提升,增加了叶片前部负荷。喉部峰值马赫数基本不变,但位置前移,负荷分布均匀性提高。叶型的马赫数特性和攻角特性表明,高负荷叶型在不同攻角和马赫数下,均能获得较低的总压损失,其中在设计马赫数,叶型负荷提升1倍的情况下,总压损失系数降低259%。      

压气机转子叶片的抑颤设计(“两机”专刊)

以一高压压气机转子叶片为对象开展了叶片抑颤工程设计方法研究,采用基于相位延迟边界条件的能量法和特征值法对原转子叶片模型的气动弹性稳定性进行评估,通过分析近失速工况下的非定常气动功密度分布,对叶片安装角沿径向分布、弦长和叶尖间隙等设计参数进行调整,以明确各参数对气动弹性稳定性的影响,最终达到提高气动阻尼的目的。研究结果表明：叶尖间隙对气动阻尼的影响较大,安装角次之,弦长影响相对较小。叶片气动阻尼随叶尖间隙的变化并非单调,而是存在一个叶尖间隙使其气动阻尼最小,即叶片气动弹性稳定性最差。减小进口气流攻角和增加折合频率,能够提高气动阻尼,设计中可以通过调节安装角来减小气流攻角,增加弦长来增大折合频率。     

突加高能载荷作用下航空发动机结构动态响应及安全性综述

航空发动机在服役期间可能遭受鸟撞、叶片丢失等突加高能载荷的作用,造成发动机整机/部件动力学特性恶化和关键构件的损伤,危及发动机的结构安全性。本文从突加高能载荷复现方法与传递规律、突加高能载荷作用下转子/整机结构响应研究、突加高能载荷作用下关键构件损伤机理三个方面综述了现有研究工作,并针对近年来发展的抗突加高能载荷的安全性设计方法进行了探讨,最后分析了突加高能载荷问题的科学本质及发展趋势,为突加高能载荷作用下航空发动机安全性设计提供了重要参考。     

叶片加工误差对压气机性能的影响

在压气机三维动叶片结构参数中,叶型的前缘角、后缘角、前后缘形状、弦长、厚度、不同叶高位置这6个典型参数同时受加工误差影响,对压气机性能影响较大。为找出叶片加工误差对压气机性能的影响规律,对某跨声速压气机转子叶片的加工误差进行了研究,针对加工误差引起的上述6个典型结构参数变化,归纳出3个加工水平,并采用正交实验法设计出27个样本,通过数值计算对所有样本的性能进行对比分析。结果表明这6个典型结构参数的加工误差综合作用对压气机的总压比、效率、流量影响较大,增加的最大量分别为2.02%、1.47%、1.87%,减小的最大量分别为-0.87%、-1.42%、-0.88%,极差分析表明影响效率的主要参数为前缘角误差、厚度误差,影响总压比的主要参数为前后缘形状、厚度误差、不同叶高位置,影响流量的主要参数为前缘角误差、前后缘形状,回归线性分析证实压气机效率、流量的变化与上述典型参数的加工误差综合作用成线性关系。     

一种可任意给定环量分布的螺旋桨设计方法

提出了一种螺旋桨快速设计方法，该方法可以根据任意给定的环量分布及工况快速设计出高效率螺旋桨的几何外形（桨叶弦长、扭转角分布）。为对比有叶素阻力与无叶素阻力的最佳环量分布形式，首先对计入和不计叶素阻力下的最佳环量分布表达式进行了推导，分析了各参数对最佳环量分布形状的影响。然后基于片条理论进行了逆向推导，建立了以环量分布为输入的螺旋桨快速设计方法，并分析了螺旋桨理想效率的影响因素，发现理想效率的水平与来流动压、桨盘载荷有关。最后进行了螺旋桨设计实践，对比分析了不同环量分布下螺旋桨性能的差异。结果表明，所提出的设计方法能够根据给定环量分布进行精确设计，相对误差不超过7%，设计性能与参考文献中设计结果的差别不超过2%。      

某压气机静叶基元叶型优化设计及实验

为了得到更加适合压气机静叶的叶型以降低气动损失,提取了静叶中径处的叶型,通过平面叶栅实验获得了原叶型的损失特性,发现原叶型气动损失较高,需要通过合理匹配设计参数来降低损失。为此,搭建数值优化平台在约束空间内搜寻气动损失更低的叶型,目标函数的构建综合考虑了多个冲角下的总压损失系数以提升叶片的变工况性能。优化结果显示：目标函数值降低了约9%,进一步实验研究发现,在实验涉及的整个马赫数和冲角范围内优化叶型比原叶型具有更低的总压损失系数,设计工况总压损失系数较原型叶型下降了31.3%,提升了叶型在正冲角边界附近的抗失速能力,设计进口马赫数正4°冲角下气流折转角增加1°。通过对实验结果的深入分析,解释了叶型性能提升的机理,对工作在相似环境的叶型设计及多目标优化方向给出了建议。     

一种耦合CFD修正的螺旋桨快速设计方法

基于叶素动量理论及涡流理论的螺旋桨快速设计方法，由于设计采用的叶素气动力与真实情况存在差异，设计的螺旋桨存在拉力偏差，且不能保证较高的效率。为解决此问题，采用螺旋桨数值模拟的结果对设计进行修正。假设桨叶叶素最大升阻比对应的气动力沿径向相同，可通过数值模拟结果反解该气动力，再根据所得气动力进行螺旋桨的重新设计，建立耦合CFD修正的螺旋桨快速设计方法。结果表明，对于太阳能无人机小型螺旋桨的设计，本文设计方法一方面能够较好地满足拉力要求，另一方面相比于传统设计方法螺旋桨效率可提高2.75%。在采用代理优化的方法对螺旋桨翼型进行优化后，相比于传统设计方法螺旋桨效率进一步提高了3.95%。且该方法只需进行少量的CFD计算即可，相比于直接采用数值模拟优化螺旋桨的弦长及扭转角分布，设计周期更短。