压气机叶片前缘形状的改进设计

本文使用数值模拟方法研究了压气机叶片前缘形状对叶片气动性能的影响。来流环绕圆弧形前缘表面发生过度膨胀形成吸力峰; 当来流湍流度和雷诺数较低时, 会导致前缘层流分离。虽然椭圆形前缘可以减弱吸力峰, 提高叶片气动性能, 但是椭圆形前缘加工困难, 费用较高, 有鉴于此, 本文设计了易于加工的新型前缘形状—带平台的圆弧形前缘, 它可以明显减弱吸力峰, 达到与椭圆形前缘 (a/b=2)相近的改善叶片气动性能的效果。      

前缘形状对涡轮叶栅损失影响的机理

通过改变前缘几何形状来分析其在设计攻角、非设计攻角下前缘附近的流动机理.研究结果表明:在宽工况范围内椭圆型前缘表现出了较优越的性能,不但在设计攻角下能很好抑制吸力峰的强度以避免前缘分离泡的产生,而且在较宽的攻角范围内都能保证前缘附近边界层状态基本不变.当正攻角很大时,不同前缘形状前缘附近都会出现分离泡,且会诱导边界层发生转捩,但椭圆型前缘边界层开始发生转捩的攻角会向大攻角方向移动.在20°攻角下,椭圆型前缘叶型的损失相比基准叶型下降了7%左右.进口湍流度的增加不会改变吸力峰的强度但可以减弱前缘分离泡的强度.     

基于NURBS的扩压叶栅非对称前缘设计

前缘对扩压叶栅叶型气动性能具有重要影响,圆弧形或椭圆形前缘吸力面和压力面侧为对称形状,未针对两侧流动差异进行不同设计。为进一步提升扩压叶栅气动性能,发展了一种基于三次非均匀有理B样条(non-uniform rational B-splines,NURBS)曲线的非对称前缘设计方法,在保证曲率连续的前提下,实现吸、压力面两侧非对称的前缘构造。将设计方法应用于两圆弧形前缘叶型改型设计,数值结果表明:与原始叶型相比,总压损失系数可分别降低26.3%和23.5%,提高了整体气动性能;同时与对称曲率连续前缘相比,在51.83°进口气流角下吸力峰强度降低13.4%,前缘转捩位置推后4.6%弦长,在大进口气流角下具有更好的气动性能。      

叶片前缘形状对涡轮气动性能的影响

采用Bezier曲线控制涡轮叶片前缘形状由圆弧形改为非圆弧形,用数值计算方法研究涡轮叶片前缘形状对其气动性能影响.首先以基元叶型为研究基础,数值模拟分析、比较不同基元叶型前缘形状在不同攻角下对涡轮叶栅性能影响.对于正常运行的攻角范围(-15°~+10°),由于非圆弧形前缘表面曲率半径增大较缓,减小了前缘表面流动的法向压力梯度,抑制过度膨胀,减小由摩擦力引起的能量耗散,损失减小,且非圆弧形曲率半径越大,提高性能效果相对越好.而在非设计工况的大攻角条件下,前缘曲率半径缓慢增大将导致叶型分离更严重,损失相对增加.其次以某5级低压涡轮作为验证实例,数值研究分析认为,非圆弧形前缘形状可改善叶片前缘流动特性,提高涡轮效率,但对于远离设计点的非设计工况,由于气流攻角的大幅度改变,会带来涡轮气动性能的负面影响.      

鼓包前缘静叶在跨声速压气机中应用初探

为减小静叶吸力面表面的流动分离,提高压气机气动性能,对跨声速压气机的静子叶片进行鼓包前缘造型,研究鼓包前缘设计参数的影响。数值模拟结果表明:鼓包前缘使静叶表面静压重新分布,改善了流场结构;鼓包波峰产生的对涡结构能够抑制静叶吸力面附面层分离,减小分离区范围;50%叶高以下范围提高效率和总压比较为显著,50%叶高以上范围效率和总压比反而略有降低;在不降低压气机气动稳定性的前提下,效率和总压比分别提升约2%和0.5%,表明鼓包前缘静叶可提高压气机气动性能。     

叶片前缘对吸力面边界层3维流动影响分析

为了分析叶片前缘形状对吸力面边界层 3维流动过程的影响，对 1组具有不同前缘形状的叶栅进行试验与数值模拟。 以2维结论为基础，利用数值计算建立了前缘对吸力面边界层的2维影响与3维影响之间的联系。结果表明：对于1个竖直叶栅， 端壁附近的展向截面吸力面边界层早期的发展过程主要保持2维特性，且这一特性能对边界层的3维流动产生直接影响。展向截 面边界层形状因子与边界层展向流动趋势直接相关，在分离泡区域内，形状因子较大，使得边界层展向流动的趋势急剧增加，低能 流体沿展向大幅发展。通过试验考察不同前缘叶型的竖直叶栅出口总压损失和出口气流角的展向分布发现，在2维计算中优秀 的前缘造型或特定的前缘形状均能改善吸力面边界层的3维流动，有效减小整体的总压损失。     

基于多项式的曲率连续前缘造型方法及应用

为了优化前缘(LE)形状以提高叶型气动性能,提出了一种基于多项式的曲率连续前缘造型方法。通过给定前缘和叶身交点处中弧线和厚度分布的各阶导数,保证形线曲率连续。前缘部分的长度和厚度分布的饱满性可根据设计需求指定。利用该方法对两个来流马赫数分别为075和060的亚声叶型进行前缘优化,数值计算表明：前缘优化后叶型的前缘吸力峰强度大幅降低,削弱了流动扩散造成的逆压梯度,不仅抑制了前缘分离泡的发展,而且避免附面层发生提前转捩,这两个因素使得前缘优化叶型在非设计工况的损失水平大幅降低,可用迎角范围比圆弧前缘叶型扩大了31°和38°。对某跨声速级的前缘亦采用该方法进行改进,转子和整级在近失速点的绝热效率提高了07和11个百分点,并提高了失速裕度。     

前缘缝翼开缝改善增升装置失速特性研究

大型民机高升力构型多采用多段式增升装置，大迎角飞行时，前缘缝翼上表面可能出现流动分离，造成缝翼尾迹流区迅速增厚，加剧缝翼与下游翼段气流的交混作用，导致各翼段环量减小、升力下降，最终发展为失速。针对多段式增升装置大迎角失速问题，本文基于有限体积RANS方法，研究了前缘缝翼开缝改善增升装置失速特性的作用机理与参数影响规律。研究发现：前缘缝翼开缝可有效推迟缝翼流动分离的发生，抑制缝翼尾迹区发展及缝翼与下游翼段附面层气流的交混，减缓对襟翼流动的不利影响，显著改善增升装置失速特性；开缝位置及射流出口方向对前缘缝翼流动的控制效果影响明显，应根据前缘缝翼形状和工作状态合理设计前缘缝翼开缝方案，以便获取更好的气动性能收益。     

曲率连续的压气机叶片前缘设计方法

为优化压气机叶片前缘形状以改善叶型性能,提出了一种曲率连续叶片前缘的设计方法。前缘设计过程基于三次Bezier曲线,只需引入三个设计变量。使用该方法对可控扩散叶型前缘进行了重新设计,并采用计算流体力学方法比较了不同前缘形状对于叶型气动性能的影响。计算结果表明新型前缘在来流马赫数0.2和0.6两种下均能够有效抑制前缘分离泡的产生和发展,与圆弧形和椭圆形前缘相比叶型攻角范围分别扩大约1.2°和2.5°。对跨声转子叶片的前缘进行重新设计后,提高了动叶效率,扩大了稳定工作范围。      

等离子体激励抑制翼型失速分离的实验研究

进行了低速、低雷诺数条件下等离子体激励抑制NACA0015翼型失速分离的实验研究,研究了等离子体激励电压、激励电极数目和激励位置对流动分离抑制效果的影响.在翼型吸力面敷设不对称电极布局的等离子体激励器.在来流速度为4.27m/s,雷诺数为4.96×104的情况下,未施加等离子体激励时,从攻角为9°起翼型吸力面发生显著的前缘流动分离;施加等离子体激励后,流动分离在攻角小于26°的情况下均能很好地重附到翼型吸力面表面.实验表明,流动分离越严重,对等离子体激励的强度要求也越高,等离子体激励的电压和电极组数也必须相应增大;给定的流动分离状态下,等离子体激励的电压和电极组数存在一个阈值;等离子体激励的最佳位置在流动分离起始点的前缘;雷诺数增大后,流动分离更难抑制.     

Tip-leakage flow loss reduction in a two-stage turbine using axisymmetric-casing contouring

In order to reduce the losses caused by tip-leakage flow, axisymmetric contouring is applied to the casing of a two-stage unshrouded high pressure turbine（HPT） of aero-engine in this paper. This investigation focuses on the effects of contoured axisymmetric-casing on the blade tipleakage flow. While the size of tip clearance remains the same as the original design, the rotor casing and the blade tip are obtained with the same contoured arc shape. Numerical calculation results show that a promotion of 0.14% to the overall efficiency is achieved. Detailed analysis indicates that it reduces the entropy generation rate caused by the complex vortex structure in the rotor tip region, especially in the tip-leakage vortex. The low velocity region in the leading edge（LE） part of the tip gap is enlarged and the pressure side/tip junction separation bubble extends much further away from the leading edge in the clearance. So the blocking effect of pressure side/tip junction separation bubble on clearance flow prevents more flow on the tip pressure side from leaking to the suction side, which results in weaker leakage vortex and less associated losses.     

基于曲率分布控制的叶型前缘设计方法

为了实现对压气机叶片的优化,提出了一种基于曲率分布控制的前缘造型方法,实现了对叶型前缘曲率的直接、精确控制。将该造型方法应用于某工业级压气机的可控扩散叶型（CDA）上,通过数值仿真方法计算了叶型在设计来流马赫数下的全攻角工况性能。结果显示增加前缘曲率能有效拓宽许用攻角范围,减小尖峰扩散因子,在相同攻角下能削弱前缘吸力峰,抑制甚至消除前缘分离泡,避免提前转捩的发生。同时,调整曲率分布使其在靠近前缘点处尽可能"饱满"、减缓曲率下降速度,也有同样的效果。理论分析发现前缘曲率通过调整静压分布影响边界层发展起始流态,从而影响叶型性能。设计前缘几何形状时需要确保曲率连续性,调整曲率分布以减小前缘吸力峰的强度,避免分离诱导转捩的出现。     

叶根倒角对轴流涡轮转子流场的影响

通过对某一亚声速轴流涡轮转子进行数值模拟,研究了涡轮转子根部倒角对涡轮叶栅流场的影响.研究结果表明:叶根倒角改变通道内的涡系结构,使叶栅通道内的流动重新分布,并降低了涡轮效率.当叶片根部存在较小半径的倒角时,倒角使叶片前缘近轮毂处的分离程度加剧,分离涡强度增加,并导致前缘马蹄涡和下通道涡强度和范围都增加,下通道涡增强导致叶片尾缘处通道下方静压降低,而通道上方静压相应升高,通道上半部流道前后压差减小,上通道涡的形成和发展受到抑制,上通道涡强度和分布范围都减小.随着倒角半径的增加,根部前缘分离程度先略有增加,然后减小,导致马蹄涡和下通道涡的强度先增加后减小,上通道涡强度先减小后增加.倒角还会使轮毂附近尾迹的强度和范围都加强,使尾迹损失增加.      

气膜孔布局对前缘气膜冷却效率影响的实验

针对叶片前缘结构的特点,建立了前缘气膜冷却实验台,实验模型由半圆柱面和两个平板组成,在距离滞止线2倍气膜孔直径距离位置布置了1排气膜孔。主流在前缘的湍流度为8%,二次流和主流密度比为1.5,动量比变化范围为0.5~4,分析了在不同动量比下气膜孔间距和径向角变化对径向平均气膜冷却效率的影响。径向角分别为0,°45,°65,°孔间距与孔径的比分别为2,3,4。研究结果表明,随着孔间距的增加,径向平均冷却效率逐渐降低。径向角对径向平均冷却效率的影响非常复杂。     

平面压气机叶栅通道分离流动高精度直接数值模拟

采用高精度有限差分格式直接求解二维Navier-Stokes方程组,数值模拟V103平面压气机叶栅分离流动,数值结果表明:在瞬时流场中,吸力面后部发生流动分离,在分离区前端存在大尺度分离涡,分离涡下游是由二次涡和脱落涡交替形成的涡串,直至叶片尾缘,形成以脱落涡为主结构的尾迹;在时均流场中,吸力面后部存在短分离泡,分离区压力分布存在明显压力平台。与逆压力梯度下平板边界层分离流动相比,瞬时和时均流场结构相似;叶栅通道内无量纲涡脱落频率是前者的两倍。与文献计算结果对比表明:叶片表面压力分布除分离区外吻合很好;非定常计算所得分离区轴向长度比定常计算大41%。在分离区内三个二阶统计量均达到最大值,表明流场强非定常性集中在分离区。     

前缘射流对涡轮导叶吸力面多排气膜孔冷却特性的影响

为了研究前缘射流对吸力面多排气膜孔下游冷却特性的影响,在跨声速风洞中进行了实验并采用热电偶获得了气膜冷却效率和换热系数。叶栅进口雷诺数的范围为2.0×105 ~ 4.0×105,出口等熵马赫数为0.95,叶栅前的湍流度小于5%。前缘布置6排对冲圆柱孔,质量流量比的范围为2.00% ~ 3.71%,吸力面布置4排圆柱孔,质量流量比的范围为2.02% ~ 3.74%。实验结果表明：在没有前缘射流时,吸力面的气膜冷却效率随质量流量比增大先升高后下降,存在前缘射流时,质量流量比对气膜冷却效率的影响较小。对所有的工况而言,质量流量比增大都提高了吸力面的换热系数。相比于没有前缘射流的工况,前缘射流显著提高了吸力面孔排附近区域的气膜冷却效率并略微降低了换热系数;在吸力面后半段,前缘射流显著提高了换热系数而对气膜冷却效率影响较小。总的来说,前缘射流改善了吸力面孔排附近区域的冷却效果,但是恶化了吸力面后半段区域的冷却效果。     

低雷诺数下层流分离的等离子体控制

为有效控制层流分离特性,消除或减弱低雷诺数时小迎角下的升力非线性现象,改善翼型升力特性,并通过翼型的上表面转捩带与油流显示测量对等离子体激励控制机理进行阐述,对厚度为16%椭圆翼型低雷诺数下的气动特性进行了风洞试验研究。在此基础上,在上表面前缘10%弦长处布置激励器,通过压力分布测量观察等离子体激励对层流分离的影响。试验结果表明：当翼型上表面仅发生层流分离时,等离子体激励和转捩带的作用类似,可以有效延迟或者消除后缘层流分离,从而增加升力;当翼型上表面出现层流分离气泡并发生再附现象时,等离子体可以有效减小或者消除层流分离泡的范围,从而减小升力;通过控制层流分离,占空循环等离子体激励可以实现对低雷诺数小迎角下的升力的线性控制。