基于分裂激盘的进气道/风扇联合流场计算

为对进气道和风扇联合流场一体化进行计算,在常规激盘模型理论的基础上建立了改进的分裂激盘模型,并通过数值模拟方法与原模型进行对比,验证了分裂激盘模型相对常规激盘模型的准确性。通过使用分裂激盘模型对压气机部分模化,分析了包含分裂激盘模型的进气道风扇联合流场数值模拟问题。研究表明:分裂激盘模型可以有效地消除激盘模型假设产生的误差,数值模拟结果更接近全3维模拟结果,为进/发一体化联合流场的数值模拟提供1种可行的准确方法。     

跨音压气机/风扇旋转失速稳定性模型

以一个三维可压缩旋转失速稳定性模型为出发点,通过引入带有激波的半激盘模型建立了针对跨音压气机/风扇的稳定性模型,并通过与一些实验结果的对比验证了模型的有效性。另外,环绕积分求复函数根方法尽管早已存在,但是却不被广泛使用,该方法实际上比N ew ton-R aphson方法具有更稳定和高效的特点,该方法在跨音模型上的成功应用证明了该方法值得推广。      

蒸汽轮机叶片失速颤振的预测

本文移植了轴流压气机叶片失速颤振预测方法中一种半经验方法——变形激盘法,从自激振动的角度分析了蒸汽轮机末级工作叶片在某些工况下动应力突增的故障。本文中计算与实测值间的定性一致表明:末级工作叶片在低负荷状态的动应力突增是由于大负攻角失速颤振所引起的。本文对设计工况附近的动应力增加提出了一种解释,在设计工况叶片可能存在一种目前尚未分类过的“高负荷非失速颤振”。      

压气机二维可压缩气动稳定性分析模型

基于压缩系统气动稳定性理论模型对压气机内部流动可压缩性以及叶排之间相互影响的需要,以Moore-Greitzer模型为基础,发展了一个用于分析多级轴流压气机动态失速特性的多"激盘"二维可压缩模型.该模型采用二维非定常的可压缩Euler方程描述压气机上、下游管道以及各叶排之间轴向间隙内的流动,而采用"激盘"分别取代压气机的各个叶片排.利用该模型,系统地计算和分析了多级轴流压气机中二维小尺度旋转失速的起始特性和动-静叶之间的相互影响,以及总压畸变旋转频率对下游压气机稳定性的影响.计算结果与实验数据的比较表明该模型及其计算结果是可靠的.      

基于连续损伤力学的轮盘超转破裂行为预测与验证

为有效预测轮盘的超转破裂行为,建立了1种基于连续损伤力学的预测方法。给出了该方法下基于光滑拉伸试验数据的直接时效GH4169合金弹塑性本构模型参数与损伤模型参数确定方法。对缺口半径分别为0.5、2和5 mm的3种缺口圆棒试样的拉伸响应曲线进行了有限元计算,并与试验结果进行了对比。结果表明:该模型可以较准确地预测缺口试样的极限拉伸载荷和拉伸断裂变形。采用弧长法对模拟盘的超转破裂过程进行了非线性有限元计算,使用模拟盘超转破裂试验进行了验证。该模型不仅可以较准确地预测模拟盘的破裂转速,还能有效预测模拟盘的超转破裂模式。对于实际轮盘破裂转速预测具有一定的指导意义。     

失谐叶盘系统避共振可靠度评估方法

基于振动设计理论,考虑失谐叶盘系统激振频率和模态频率的相关性,提出了1种航空发动机失谐叶盘系统避共振可靠度的计算方法。通过确定性分析和概率分析说明了失谐会增加叶盘系统避共振难度,并得到叶盘系统模态频率的概率分布特性。在此基础上,运用所提出方法,拟合得到失谐叶盘系统的避共振可靠度响应面,进而用该响应面计算不同结构谐波系数下失谐叶盘系统避共振可靠度。将计算结果与蒙特卡洛法及未考虑激振频率和模态频率相关性的传统方法的结果进行对比,验证了所提出方法在失谐叶盘系统避共振可靠性分析中的准确性。     

考虑二次流效应的叶片颤振预估方法

采用流线曲率法和Adkins-Smith二次涡模型相结合的方法得到周向非均匀的定常流场, 再与变叶片间相角的变形激盘法相结合发展了考虑二次流效应的三维叶片颤振预估方法, 并用此方法对BF-1-2转子的气弹稳定性进行了分析。结果表明, 考虑二次流效应计算的颤振边界与实验一致。不同二次流与叶片颤振的相关性中尖部漏流涡对叶片气弹稳定性的影响较大。      

轴流压气机进口小总压径向畸变对失速颤振的影响

对进口流场畸变失速颤振的影响进行了实验研究。实验结果表明:小的叶尖径向畸变能抑制颤振的发作。对此现象用三维变形激盘法进行了计算。计算结果与实验符合。      

某型风扇叶片颤振研究

介绍了采用可考虑变叶片间相角的变形激盘法对某型风扇叶片的颤振性能进行的研究结果，计算表明，转子在大的来流攻角或高的相对马赫数下，叶片有可能发生失速颤振，在零度攻角附近可能出现堵塞颤振。叶片气动弹性稳定较差的叶片主要是那些叶片间相角为正的叶片。该计算结果为某型风扇叶片的设计提供了有益的参考。     

基于自由尾迹方法的自转旋翼气动特性研究

为研究自转旋翼的气动特性,建立了自转旋翼的自由尾迹方法计算模型,并耦合桨叶挥舞运动模型和自转旋翼配平模型,建立了一种分析自转旋翼气动特性的方法。以某试验自转旋翼为算例对该方法进行了验证并运用该方法研究了自转旋翼的尾迹几何形状和桨盘诱导入流分布特性。研究结果表明:建立的自由尾迹方法计算模型可以满足自转旋翼气动特性分析的需求,相比传统的近似入流模型,该自由尾迹方法模型精度更高;前飞时自转旋翼尾迹随时间推移自桨盘处向桨盘后上方运动,水平面内自转旋翼尾迹畸变略小于驱转旋翼;自转旋翼桨盘诱导入流呈非均匀分布,从桨盘前缘到后缘,下洗入流大致呈不断增加趋势,在相同拉力水平下,自转旋翼90°方位角附近及桨盘后缘的诱导入流小于驱转旋翼。     

蒸汽轮机长叶片颤振预估方法研究

本文根据叶栅实验和流场计算结果对蒸汽轮机末级流动特征进行了分析。在小容积流量工况,末级流场可分为根部脱流区、脱流区之上的主流区叶栅槽道存在附体流区和分离区。三区大小随容积流量变化。由于末级流动复杂,发展工程上实用的算法很有吸引力。实验结果和理论分析表明,在小容积流量工况容易诱发叶片自激振动。为了能预估叶片颤振,本文发展了系列变形激盘法(机时少,适于工程应用)、数值方法 (能给出叶片表面压力分布和激波振荡,有助于了解叶片颤振发作机理)。经实验证明,可以用于叶片设计阶段颤振预估。      

跨音叶栅非定流场数值模拟

本文将二维平面振荡叶栅的非定常流场分解为定常平均流场和以简谐振荡为运动规律的非定常小扰动的叠加 ,分别求解定常的 N- S方程和非定常线化 N- S方程 ,能对不同分离形式进行数值模拟 ,有效地处理分离流动。计算结果表明 ,非定常分离、粘性效应和跨音激波对叶栅气动弹性稳定性有极其重要的影响 ,并且说明分离区内的脉动压力对叶栅振荡的响应只比分离区外低一个数量级 ,因而在处理非定常分离流动时不能简单地将分离区内的压力脉动视为零。     

叶片间相角对蒸汽轮机叶片颤振的影响

蒸汽轮机叶片的气动力衰减和叶片间相位角存在密切关系, 叶片间相角是决定蒸汽轮机叶片的气动弹性稳定性的重要因素, 应用可考虑叶片间相角变化, 适用于蒸汽轮机失速颤振预测的变形激盘法, 考察了叶片间相角对蒸汽轮机叶片的气弹稳定性的影响。      

旋转总压畸变对压气机稳定性影响的三维非定常模型

基于三维非定常激盘模型,发展了一个可用于预测压气机动态失速特性及旋转总压畸变对压气机气动稳定性影响的三维非定常计算模型,并利用该模型计算分析了旋转总压畸变的幅值和旋转频率变化对一台双级低速轴流压气机性能和气动稳定性的影响.计算结果表明,旋转总压畸变的幅值和旋转频率对压气机的性能、动态失速过程特性和失速边界有强烈的影响;...     

基于激励盘理论的螺旋桨滑流数值模拟研究

针对螺旋桨滑流流动复杂、非定常数值模拟难度大的问题,对激励盘模型进行深入研究,提高其对滑流模拟的精度。首先根据非定常数值模拟单独螺旋桨流动结果确定激励盘载荷。分析了考虑旋向载荷分布对滑流数值模拟的重要性。采用激励盘模型得到的定常滑流速度分布与螺旋桨非定常滑流的时间平均结果非常吻合,且采用激励盘理论能够明显地缩短模拟时间,在工程应用中具有很大的优势。     

Stall flutter prediction based on multi-layer GRU neural network

The modeling of dynamic stall aerodynamics is essential to stall flutter, due to the flow separation in a large-amplitude pitching oscillation process. A newly neural network based Reduced Order Model (ROM) framework for predicting the aerodynamic forces of an airfoil undergoing large-amplitude pitching oscillation at various velocities is presented in this work. First, the dynamic stall aerodynamics is calculated by solving RANS equations and the transitional SST-γ model. Afterwards, the stall flutter bifurcation behavior is calculated by the above CFD solver coupled with structural dynamic equation. The critical flutter speed and limit-cycle oscillation amplitudes are consistent with those obtained by experiments. A newly multi-layer Gated Recurrent Unit (GRU) neural network based ROM is constructed to accelerate the calculation of aerodynamic forces. The training and validation process are carried out upon the unsteady aerodynamic data obtained by the proposed CFD method. The well-trained ROM is then coupled with the structure equation at a specific velocity, the Limit-Cycle Oscillation (LCO) of stall flutter under this flow condition is predicted precisely and more quickly. In order to predict both the critical flutter velocity and LCO amplitudes after bifurcation at different velocities, a new ROM with GRU neural network considering the variation of flow velocities is developed. The stall flutter results predicted by ROM agree well with the CFD ones at different velocities. Finally, a brief sensitivity analysis of two structural parameters of ROM is carried out. It infers the potential of the presented modeling method to depict the nonlinearity of dynamic stall and stall flutter phenomenon.     

A reduced order model for coupled mode cascade flutter analysis

A Reduced Order Model (ROM) based analysis method for turbomachinery cascade coupled mode flutter is presented in this paper. The unsteady aerodynamic model is established by a system identification technique combined with a set of Aerodynamic Influence Coefficients (AIC). Subsequently, the aerodynamic model is encoded into the state space and then coupled with the structural dynamic equations, resulting in a ROM of the cascade aeroelasticity. The cascade flutter can be determined by solving the eigenvalues of the ROM. Bending-torsional coupled mode flutter analysis for the Standard Configuration Eleven (SC11) cascade is used to validate the proposed method.