二次流动对气冷涡轮叶栅流场的影响

针对典型跨声速高压涡轮叶型平面叶栅吸力面单排孔气膜冷却,采用数值模拟方法,比较分析了加入气膜冷却前后流场变化。结果表明,由于二次流动的影响,加入气膜冷却以后吸力面后部接近下壁面处没有受到冷气保护而直接暴露于主流高温燃气,在实际高压涡轮中将极大的降低叶片寿命。没有气膜冷却情况下,吸力面接近下壁面处边界层仍有可能因受到二次流动的影响发生转捩;加入气膜冷却情况下,气膜孔中心位置下游边界层由于射流和主流的相互作用将转变为湍流边界层,而由于孔间距的影响,只有射流和主流充分掺混以后才能影响到整个叶片的范围。     

冷气射流对航空发动机涡轮气动损失的影响

为了研究不同射流环境对航空发动机涡轮叶片气动损失的影响，采用数值模拟的研究方法，分别考虑压力面与吸力面2 种气膜冷却打孔方案，总结在不同吹风比条件下叶栅通道内部流场环境特点，以及不同流场环境下叶栅损失的变化规律。结果表 明：叶栅通道内部气膜冷却射流环境分为低动能比射流环境（动能比小于1）与高动能比射流环境（动能比大于1），这2种射流环境 的边界层、叶栅出口二次流损失、动能亏损情况以及叶栅出口的总压损失系数有不同的变化特点：在低动能比环境下，冷气射流会 贴附壁面流动，进而影响边界层；在高动能比环境下，冷气射流直接与主流掺混。吸力面的冷气射流对叶栅气动损失有较大影响， 当射流动能较大时，使叶栅总压损失变化50%以上；而压力面的冷气射流对叶栅气动损失影响很小，经过计算，压力面的冷气射流 仅使叶栅总压损失系数最大变化0.64%。     

吸力面不同吹风比切向冷气喷射对跨声速涡轮叶栅气动性能的影响

为进一步探究跨声速涡轮中吸力面切向冷气喷射对叶栅气动性能及气膜冷却效果的影响,以跨声速涡轮叶栅作为研究对象,采用数值模拟方法,通过在叶片吸力面不同位置开设切向冷气喷射槽,进行不同吹风比下的冷气喷射,对跨声速气冷涡轮叶栅的总体性能以及流场细节进行了详细研究。研究结果表明,吸力面切向冷气喷射有利于减小跨声速涡轮叶栅激波损失,叶栅最大马赫数可减小0.104;切向冷气喷射槽位于尾缘内伸激波反射点上游,且吹风比处于0.75～1.00内时,叶栅能量损失最小;吹风比的增大有利于减小甚至消除冷气槽内分离泡,并能够减小唇部激波强度。     

压力面气膜冷却数值模拟

针对典型高压涡轮叶型平面叶栅压力面气膜冷却,采用数值模拟方法,比较分析了不同冷气进口方式对计算结果的影响,并对冷气入射角度等参数对叶栅流场和性能的影响规律进行了研究。结果表明,在没有考虑二次流流动影响情况下,平面叶栅中通过管道给定冷气进口和直接在叶片表面给定冷气进口这两种方式对气膜冷却数值模拟结果影响很小,能量损失系数的差别仅为1%左右。冷气入射增加了叶栅损失,但能量损失系数与冷气入射角度并不是简单的单调关系,在入射角度从15°到60°的变化范围内,能量损失系数存在最小值,对应冷气入射角度在30°左右。     

出流结构对涡轮叶栅端壁气膜冷却效率数值研究

通过对涡轮叶栅端壁上游不同气膜冷却结构模型进行数值模拟,得到了不同吹风比情况下,涡轮叶栅端壁的流动与换热特性.结果表明:圆柱形孔冷气射流在孔下游与主流相互作用形成一对转动方向相反的耦合涡,对涡轮叶栅端壁的气膜冷却效果不利.前向扩张孔降低了孔下游耦合涡的强度,对涡轮叶栅端壁总体气膜冷却效率要优于圆柱形孔.前向扩张缝结构增大了射流宽度,冷却了孔间端壁,对涡轮叶栅端壁总体气膜冷却效率要优于圆柱形孔和前向扩张孔.      

出流结构对涡轮导叶端壁气膜冷却数值研究

通过对涡轮叶栅端壁上游不同气膜冷却结构模型进行数值模拟,得到了不同吹风比情况下,涡轮叶栅端壁的流动与换热特性。结果表明：圆柱型孔冷气射流在孔下游与主流相互作用形成一对转动方向相反的耦合涡,对涡轮叶栅端壁的气膜冷却效果不利。前向扩张孔降低了孔下游耦合涡的强度,对涡轮叶栅端壁总体气膜冷却效率要优于圆柱型孔。前向扩张缝结构增大了射流宽度,冷却了孔间端壁,对涡轮叶栅端壁总体气膜冷却效率要优于圆柱型孔和前向扩张孔。     

喷射角对涡轮叶栅端壁气膜冷却的气动影响

在大尺寸低速平面叶栅风洞中,对前缘上游有单排气膜孔的涡轮导向叶栅端壁气膜冷却进行了气动实验。在喷射角25°,35°和45°以及吹风比1,2,3下详细测量了叶栅通道中的三维流场,得到了全速度和二次流速度分布,并由此计算了二次流动能的大小。着重研究了喷射角对端壁气膜冷却的气动特性和对叶栅通道中特别是端壁附近的流场结构的影响。数据表明减小喷射角度可以减小通道涡的强度和尺寸,使冷气射流核心更贴近壁面,但同时也明显地增大了壁面附近的气流速度。在高吹风比下,35°喷射时射流将冷气输运到压力边的能力比25°喷射和45°喷射都要强。     

气膜孔结构对涡轮导叶端壁冷却效率的影响研究

对涡轮叶栅端壁上游4种气膜冷却结构模型进行了数值模拟,得出在不同吹风比情况下涡轮叶栅端壁的流动与换热特性。结果表明,无槽气膜孔冷气射流在孔下游与主流相互作用形成1对转动方向相反的耦合涡,主流被卷入耦合涡并冲击到了端壁,使得孔间壁温接近主流温度,气膜冷却效率很低;带槽气膜孔抑制了耦合涡的形成,冷却了孔间端壁,气膜冷却效率较高,而且,随着槽深度的增加,冷气的展向(Y向)宽度逐渐增加,扩大了冷气覆盖区域,提高了端壁气膜冷却效率。     

涡轮叶栅前缘上游端壁气膜冷却的流场实验研究

对前缘上游端壁有单排和双排孔冷却的大尺寸低速涡轮导向叶栅进行了气动测量、热示踪和端壁流场显示,在吹风比1～3范围获得了叶栅内的详细流场、冷气的空间分布和端壁上的流动图案。结合先前测得的没有冷却时的流场数据,这些结果表明端壁气膜冷却对叶栅流场结构有重大影响,吹风比是主宰射流与二次流间相互作用的主要因素,双排孔喷射使冷气比单排孔喷射更贴近端壁。低吹风比喷射冷气不能到达压力面并被二次流逐渐卷离端壁;中吹风比喷射有效的抑制了二次流的形成,并使端壁流线偏向于无粘流流线,冷气很均匀的覆盖在端壁上。      

涡轮叶栅超声速流场流动特征与气膜冷却特性

应用shear strain transport(SST) k-ω 两方程湍流模型,对超声速涡轮叶栅通道内气膜冷却特性进行数值研究,得到不同气膜孔倾角和吹风比下叶栅通道内流场流动特征以及气膜冷却效率的变化规律.在激波入射点附近的气膜射流能够向分离区边界层中补充动量,克服逆压力梯度,有效改善由于激波引起的局部过热.亚声速流动状态下的气膜入射角度对冷却效率的影响能够在较大吹风比下得以体现,而超声速主流状态下,气膜冷却效率与入射角度基本无关,说明亚声速的气膜冷却射流对超声速主流的穿透力要弱于对亚声速主流的穿透力;超声速主流条件下,在激波入射位置的气膜冷却效率要高于激波入射位置下游的气膜冷却效率,这与气膜孔出流在当地的湍流度有关.      

基于LES方法的平板非定常激波/湍流边界层干扰研究

以高超声速发动机进气道湍流分离控制为应用背景,采用大涡模拟(LES)方法进行马赫数为3.0(唇口附近马赫数约为3.0)的激波/湍流边界层干扰(SWTBLI)流场机理研究.利用扰动循环引入的方法,先得到充分发展湍流场,然后根据斜激波关系式引入激波的方法进行激波/湍流干扰模拟.研究结果显示:充分发展湍流场在激波作用下产生逆...     

凹腔前缘角对超声速燃烧室性能的影响

针对带有不同前缘角的凹腔内流动和燃烧过程,分别在冷态和燃烧条件下探讨了前缘角对凹腔内流动损失及阻力特性的影响.研究表明:在壁面垂直喷射的喷口上游和凹腔内部均会形成低速、高温回流区,有利于点火及火焰稳定,燃烧反压通过边界层的亚声速区域上传,形成激波/边界层干扰结构.减小前缘角,可使剪切层分离位置提前,更偏向凹腔内部,导致凹腔后壁面再附激波增强,进而增大了总压损失,降低了总压恢复系数;亦可导致凹腔前、后壁面压差阻力增大,阻力系数上升.进一步认识了凹腔内部流场及稳焰增混机理,进而为优化凹腔结构设计提供依据.      

Experimental investigation of expansion effect on shock wave boundary layer interaction near a compression ramp

The experiment is conducted to investigate the effect of expansion on the shock wave boundary layer interaction near a compression ramp. The small-angle expansion with an angle degree of 5° occurs at different positions in front of the compression ramp. The particle image velocimetry and flow visualization technology show the flow structures, velocity field, and velocity fluctuation near the compression ramp. The mean pressure distribution, pressure fluctuation, and power spectral density are measured by high-frequency response pressure transducers. The experimental results indicate that the expansion before the compression ramp position affects the shock wave boundary layer interaction to induce a large-scale separation. But the velocity fluctuation and pressure fluctuation are attenuated near the large-scale flow separation region. When the expansion occurs closer to the compression ramp, the expansion has a more significant impact on the flow. The fluctuation of velocity and pressure is significantly attenuated, and the wall pressure rise of the separation point is reduced obviously. And the characteristic low-frequency spectrum signal related to the unsteadiness of the shock wave boundary layer interaction is significantly suppressed. In addition, variation of the separation region scale at different compression angle degrees is distinctive with the effect of expansion.     

三维激波／附面层相互作用的起始分离预测

给出了一种预测三维激盘／附面层相互作用诱导的流动起始分离的方法。研究结果表明：激波与附面层相互作用所诱导的二次流动是影响起始分离的重要因素。当来流相对马赫数大于１．５时，强的激波／附面层相互作用可能导致跨音风扇转子叶尖区域的流动分离。     

一类关联转子分离尺度与损失的工程模型

将分离与损失相关联，提出了利用转子进出口参数来确定跨音风扇转子内部分离流动的方法。应用该方法对几个转子流场计算的结果表明，在转子的叶尖区域，由于强的激波与附面层相互作用，使得流动在激波后不久便发生分离。叶尖漏流涡可能对激波与附面层的相互作用诱导流动分离有较大影响。     

压气机叶栅中的激波附面层相互作用

压气机叶栅中激波附面层相互作用是十分复杂的问题,由于相互作用引起分离是决定跨音速压气机性能的重要因素之一。然而迄今为止,尚未深入进行过压气机叶栅激波附面层相互作用的研究,发表的文献极少。作者经过计算和分析,说明压气机叶栅流中主要的相互作用形式是叶栅槽道中激波和湍流附面层的相互作用。作者通过分析指出,研究压气机叶栅激波附面层相互作用,不能直接应用Pearcey分离准则。作者并提出了适用于压气机叶栅的分离准则的函数关系为f(M_1,p_1/p_(L.E.),P_(r.E.)/p_2,Re_0)=O。     

旋转爆震发动机燃烧室气膜出流影响数值研究

针对旋转爆震发动机（RDE）壁面的高热负荷问题,开展旋转爆震发动机燃烧室壁面气膜冷却的数值仿真,探究气膜出流与爆震波、斜激波和燃烧室流场之间的相互作用以及气膜对壁面的冷却特性。研究结果表明:爆震波对气膜的压缩和冷却孔的堵塞作用明显,气膜对爆震波整体的传播特性影响较小。受爆震波和燃烧室流场的影响,气膜出流存在周期性的摆动情况,这在一定程度上影响了壁面的冷却效果。在爆震波覆盖的壁面区域,峰值壁温下降程度有限,但时均壁温的降幅超过26.9%;在斜激波覆盖区域,随着冷气量的增加,峰值壁温和时均壁温的降幅超过32.5%和51.3%,气膜对该区域壁面的冷却效果更加明显。      

等离子体气动激励控制超声速边界层分离的实验研究

等离子体气动激励与超声速气流相互作用已成为高速流动控制领域的研究热点。激波与边界层相互作用现象广泛存在于超声速飞行器之中。本文进行了等离子体气动激励控制压缩角区和激波诱导边界层分离的实验,通过流场纹影显示和壁面静压测量,研究等离子体气动激励如何影响激波、激波如何影响边界层特性的科学问题。实验结果表明:施加毫秒量级表面电弧放电能够前移压缩角区的诱导斜激波,使分离区后移,分离区域增加,但激波强度减弱,流场总压增加;施加微秒量级表面电弧放电能够抑制激波诱导边界层分离,使分离区减小,流场总压减小。基于实验结果,认为毫秒量级表面电弧放电激励控制超声速气流的主要机理为放电过程的焦耳热效应;微秒量级表面电弧放电激励控制超声速气流的主要机理为焦耳热效应和冲击波效应共同作用。