二维扩压叶栅非定常涡面分析

轴流压气机内流动是典型的非定常旋涡流动,而现有压气机分析设计体系在定常假设下以流场空间结构为对象.研究压气机内真实流动的途径之一是分析流场时空结构.把转/静叶片交错排列简化为单叶片排,再简化成2-D扩压叶栅.从叶栅非定常涡面的角度来描述非定常旋涡流场时空结构.作为举例,利用合成射流控制涡面演化,改善流场时空结构.此涡面简化模型可为进一步研究叶轮机叶排间干扰复杂流场的时空结构提供分析工具.      

两级轴流压气机流场内流动分离及旋涡运动

对两级扩压叶栅的内部流场开展了详细的数值模拟,同时引入拓扑分析理论,从涡动力学的角度对不同工况下扩压叶栅内的流动分离和旋涡运动进行定性分析。对两级压气机三个不同工况下流场的分析结果表明:相比分离范围的变化,分离形态的变化对压气机性能的影响更显著。当流动向失速点靠近时,对于动叶栅,主要表现为分离范围的不断增加;对于静叶栅,不仅分离范围增加,而且分离形态也发生了变化。在压气机叶栅中,通道涡强度较弱,对整个流场特性不起主要作用,而尾缘涡对压气机性能具有较大影响。     

端壁附面层抽吸对大转角扩压叶栅旋涡影响的实验研究

为探明附面层抽吸技术对压气机叶栅气动性能的影响及其与栅内旋涡结构的关联,通过十个横截面的实验测量结果研究了高负荷压气机叶栅抽吸端壁附面层前后的主要旋涡结构以其对应损失的演变过程。研究对象为矩形低速扩压叶栅,来流马赫数约为0.23。研究结果表明,端壁附面层的变化对叶栅端区的主要旋涡发展过程影响显著。在原型方案中,壁面涡、尾缘脱落涡的演变过程对应着较高的流动损失,通道涡自身产生的损失较小,主要起到向远离端壁的方向输运低能流体的作用;在流向槽吸气方案中,壁面涡和尾缘脱落涡因端壁附面层径向迁移及角区分离受到抑制而被明显削弱;而来流附面层抽吸方案则最为有效地控制了通道涡的演变过程。      

扩压叶栅中的旋涡流动

本文以旋涡作为研究线索, 对扩压叶栅内旋涡流动作了较为全面的试验研究, 提出了一个常规扩压叶栅内部近壁流动的物理模式, 包括角涡与叶面附面层干涉的壁面拓扑流型, 扩压叶栅流动中的旋涡结构, 以及这个旋涡结构在不同攻角下与叶栅损失结构和负载结构的关系, 从而解释了扩压叶栅角隅区高损区存在的原因。      

跨声速轴流压气机非轴对称端壁造型优化设计

为探索非轴对称端壁提高跨声速轴流压气机性能的潜力,基于三维数值模拟优化平台,针对跨声速轴流压气机转子进行了非轴对称轮毂优化造型,深入分析了非轴对称轮毂造型对跨声速压气机流场结构及性能的影响机理。结果表明:优化造型后的非轴对称轮毂同时提高了该跨声速压气机的效率和压比,最高效率点效率提高0.31%,压比提高0.31%,并改善了压气机的变工况性能。     

高负荷扩压叶栅三维定常旋涡结构建模研究

为进一步认识高负荷扩压叶栅内的流动机理和旋涡演变规律,采用经试验校核的数值方法,以具有60°折转角的NACA65-010叶型为研究对象,运用拓扑分析理论,探讨了叶栅流道内马蹄涡、通道涡、集中脱落涡和壁角涡等二次旋涡的生成、演绎与发展。分析认为,在高负荷扩压叶栅中,对流场影响最大的涡系结构为通道涡,通道涡在130%B截面转变为稳定的内旋结构,流道内的壁角涡由通道涡诱导形成,而出口角涡则是在叶片尾缘出口绕流与通道涡的综合作用下形成的,流场出口最终呈现出通道涡与集中脱落涡并存的稳定结构。最后给出了0°冲角下的三维旋涡结构示意图。     

高负荷扩压叶栅三维定常旋涡结构建模研究（英文）

为进一步认识高负荷扩压叶栅内的流动机理和旋涡演变规律,采用经试验校核的数值方法,以具有60°折转角的NACA65-010叶型为研究对象,运用拓扑分析理论,探讨了叶栅流道内马蹄涡、通道涡、集中脱落涡和壁角涡等二次旋涡的生成、演绎与发展。分析认为,在高负荷扩压叶栅中,对流场影响最大的涡系结构为通道涡,通道涡在130%B截面转变为稳定的内旋结构,流道内的壁角涡由通道涡诱导形成,而出口角涡则是在叶片尾缘出口绕流与通道涡的综合作用下形成的,流场出口最终呈现出通道涡与集中脱落涡并存的稳定结构。最后给出了0°冲角下的三维旋涡结构示意图。     

吸附式低反动度轴流压气机气动设计原理

针对亚声速及超、跨声速轴流压气机,全面论述了吸附式低反动度轴流压气机气动设计思想,指出了该思想的具体实现形式、应用条件以及各参数之间的相互影响.指出针对亚声速轴流压气机,可利用动叶出口轴向速度提升或增加动叶入口正预旋以降低动叶中扩压因子从而确保动叶流动效率;而针对超、跨声速轴流压气机,可通过提升动叶入口激波后的轴向速度实现气流在动叶中大幅折转并保证动叶效率.其出口轴向速度选取,需兼顾动叶效率以及下游静叶栅入口马赫数以及气流角需求.最后总结了吸附式低反动度轴流压气机的研究进展.      

高速压气机叶栅旋涡结构及其流动损失研究

为揭示高亚声速来流条件下压气机叶栅内部流动特性,对高速压气机叶栅通道内旋涡结构和流动损失的产生与演变规律进行研究。首先建立了数值仿真模型并用实验验证,然后详细研究了叶栅通道内主要旋涡结构、拓扑规律和旋涡模型,最后分析了叶栅通道内流动损失与旋涡结构的内在联系。高速压气机叶栅通道内主要存在马蹄涡、端壁展向涡、通道涡、壁角涡、壁面涡、集中脱落涡和尾缘脱落涡7个集中涡系,通道涡由端壁来流附面层中发展而来,是角区复杂旋涡结构的主要诱因;攻角由0°增大为4°,通道涡的涡核更早地脱落端壁附面层向角区发展,但对角区流动的影响减弱,叶片尾缘未形成明显的集中脱落涡。伴随着集中脱落涡的消失,叶栅固壁面拓扑结构中,叶片尾缘吸力面上没有出现与集中脱落涡对应的分离螺旋点,并且与叶中脱落涡层相对应的分离线和再附线消失,尾缘脱落涡仅包含近端区的一个分支。由总压损失沿流向和展向的变化规律,叶栅通道流动损失主要来源于角区复杂旋涡结构引起的强剪切作用,近端壁区的总压损失与角区主要涡系结构的生成和发展密切相关;攻角由0°增大至4°,角区旋涡的影响能力变弱,近端区流动损失减小,与叶中部位总压损失的差异缩小。     

环形叶栅内利用非定常激励减少分离区损失的研究

阐述了在环形扩压叶栅内利用非定常激励减少分离区损失的实验研究成果。在测得各个工况下环形叶栅的分离旋涡频谱特性的基础上，采用施加声激励的实验手段，系统研究了扩压环形叶栅内流动与非定常扰动之间相互作用的机理，证实了一定条件下的非定常扰动能促使叶栅分离区的减小，从而降低总压损失，达到提高气动性能的目的。分别从激励频率和强度的角度出发，探索了影响激励效果的途径。     

通道前缘小叶片对轴流压气机叶栅气动性能的影响研究

为了更好地控制压气机静叶角区分离,结合翼刀和涡流发生器的流动控制思想,提出一种在叶栅通道前缘端壁设置小叶片的新型流动控制手段。以某高负荷轴流压气机叶栅为研究对象,基于数值方法深入分析了不同周向位置和安装角的小叶片对流场的影响。结果表明：小叶片存在提升叶栅气动性能的最佳周向位置和安装角范围。在近失速工况附近,小叶片可减缓角区分离,提高全叶高的扩压能力,但会不可避免地增加中间叶高位置处的流动分离和气动载荷;小叶片可减少角区分离损失和尾迹损失,提高各流向位置处的静压系数。小叶片能阻碍马蹄涡压力面分支发展,减缓叶栅前缘附近的横向二次流动。从小叶片叶顶泄漏的诱导涡可将马蹄涡压力面分支推向流向,带走端壁和角区附近的低能流体,从而削弱通道涡强度。     

基于全局气动优化方法的跨声速叶栅气动优化

提出了适用于叶栅三维气动设计优化的全局自动气动优化方法.对NASA Rotor 37转子叶栅进行了气动优化设计.利用该叶栅的试验数据校核了计算流体(CFD)程序的可靠性.以等熵效率最高为目标函数,在满足流量约束和总压比约束的条件下,完成了跨声速叶栅的气动优化设计.优化叶栅的等熵效率提高了1.66%,具有优秀的气动性能和变工况性能.优化结果表明,通过优化三维跨声速叶栅的型线和径向基迭方式,可以有效的减小跨声速叶栅的激波损失.      

叶尖小翼对跨声速压气机转子变工况性能的影响

为了进一步揭示叶尖小翼对跨声速压气机转子气动性能的影响机理,利用数值模拟方法研究了不同叶尖小翼安装方式对跨声速压气机转子气动性能的影响,并在分析跨声速压气机转子不同转速时的流动失稳机制的基础上探讨了叶尖小翼的扩稳机理.研究结果表明:最大宽度的压力面小翼在100%,80%及60%设计转速下分别使得跨声速压气机转子失速裕度增加8.1%,17.4%和7.1%.100%及80%设计转速时,转子叶尖区激波/叶尖泄漏涡干涉及泄漏涡破裂后产生的阻塞区是影响跨声速压气机转子内部流动失稳的关键因素.压力面小翼的扩稳机制在于降低了叶尖泄漏流强度,减弱了激波/叶尖泄漏涡干涉的强度,减小了叶尖泄漏涡破裂后产生的阻塞区.60%设计转速时,转子叶片吸力面气动过载导致的大面积的分离流动是诱发该跨声速压气机转子失稳的主要机制,此时压力面小翼的扩稳机制在于降低了转子叶尖来流的等效攻角,减弱了转子吸力面附面层三维分离的程度.      

压气机静子通道内的流场测量

为了研究根部间隙对压气机静子通道内流场的影响,设计了4根不同长度的“L”型五孔探针和1根四孔探针.通过位移机构带动上述探针,在最大流量和近失速两种工况下,对某双级低速轴流压气机的第1级静子通道内5个不同轴向位置截面进行了流场测量.实验结果表明:静子通道内总压损失主要是由叶尖附近角区分离以及根部泄漏流与主流的相互掺混引起的.静子通道内主要存在着上/下通道涡、叶尖角涡和泄漏涡等旋涡结构.      

跨声叶栅角区激波/附面层干扰的开槽控制措施

提出了使用叶根槽作为一种被动控制手段来控制跨声叶栅的角区分离问题。在压力面与吸力面的压差作用下,叶根槽可产生自发射流,为叶栅吸力面侧角区注入高能流体,从而控制跨声叶栅的角区分离问题。通过数值模拟的方法分析了在不同攻角下叶根槽对压气机叶栅性能的影响及作用机理。结果表明:在小攻角下,叶根槽射流可破坏角区环形涡,从而有效减小跨声叶栅角区分离,提高叶栅的流通能力,改善叶栅性能;在大攻角下,叶根槽射流已不能破坏角区环形涡,但仍能为角区低能流体充能,减弱角区分离,从而拓宽叶栅工作范围。在0°攻角下总压损失系数可降低11.6%,同时叶栅攻角裕度由2°拓宽为3°。      

Investigation of flow unsteadiness in a highly-loaded compressor cascade using a dynamic mode decomposition method

Unsteady flow in the hub endwall region has long been a hot topic in the turbomachinery community. However important it is to the performance of the whole engine, the coherent unsteady flow phenomena are still not well understood. In this paper, the complex flow field in the hub endwall of a cantilevered compressor cascade has been investigated through numerical approach. The predicted results were validated by experimental data. To highlight the dominant flow structures among irregular and chao...     

多级轴流压气机静子通道三维流场测量

为了实现多级压气机静子叶片通道内部的详细流场测量,设计加工了7根不同长度的"L"型五孔探针以及1根四孔探针。在压气机的设计工作状态,通过采用坐标位移机构带动五孔探针和四孔探针的方法,完成了四级低速大尺寸轴流压气机第3级静子叶片通道内部的7个不同轴向位置的截面上以及静子叶片出口截面上的三维流场测量,获得了静子叶片通道内部的详细流场细节。测量结果显示了通道涡和角涡的生成、发展过程以及两者之间的相互影响。实践表明,采用位移机构带动"L"型五孔探针或其它探针的方法可以应用于多级压气机静子叶片通道内部流场测量。     

高压比离心压气机二次流旋涡结构研究

为揭示高压比离心压气机的流动特性,采用数值方法对高压比离心压气机的旋涡结构和流动损失的产生及演变规律进行了研究。根据不同类型旋涡的具体特征,给出了分别适用于受迫涡和自由涡的二次流识别方法,包括截面旋线法和拟定主流的截面流线法。应用给出的二次流识别方法并结合耗散函数,探讨了压气机内旋涡的形成机理以及旋涡与损失的关联性。研究表明:当涡量与截面法矢量夹角的余弦值大于零时,旋线方向与实际气流方向定性一致,否则相反;旋线显示的涡轴方向与截面法矢量夹角大于90°时,识别出的旋涡不存在;刮削涡和泄漏涡既是低能流体的聚集区也是能量的耗散区,是影响离心压气机损失产生及分布的关键因素;诱导轮尾迹会抑制导风轮流道内叶表通道涡的形成。     

Experimental investigation on a high subsonic compressor cascade flow

With the aim of deepening the understanding of high-speed compressor cascade flow,this paper reports an experimental study on NACA-65 K48 compressor cascade with high subsonic inlet flow.With the increase of passage pressurizing ability, endwall boundary layer behavior is deteriorated, and the transition zone is extended from suction surface to the endwall as the adverse pressure gradient increases.Cross flow from endwall to midspan, mixing of corner boundary layer and the main stream, and reversal flow on the suction surface are caused by corner separation vortex structures.Passage vortex is the main corner separation vortex.During its movement downstream, the size grows bigger while the rotating direction changes, forming a limiting circle.With higher incidence, corner separation is further deteriorated, leading to higher flow loss.Meanwhile, corner separation structure, flow mixing characteristics and flow loss distribution vary a lot with the change of incidence.Compared with low aspect-ratio model, corner separation of high aspect-ratio model moves away from the endwall and is more sufficiently developed downstream the cascade.Results obtained present details of high-speed compressor cascade flow,which is rare in the relating research fields and is beneficial to mechanism analysis, aerodynamic optimization and flow control design.