基于反问题设计方法的叶栅激波损失控制

为了降低跨声速叶栅通道中的激波损失,提高叶栅出口的总压恢复系数,以二维粘性反问题设计方法理论为基础,发展了二维叶栅反问题设计方法,通过调整叶片表面沿轴向的载荷分布,在保持叶片总载荷不变的同时,达到降低叶栅槽道中的激波强度,减少激波损失的目的。为验证方法的正确性,首先运用德国宇航中心L030-4叶栅实验数据与计算结果进行对比,在此基础上对叶片载荷进行分析,并提出了一种叶片表面载荷分布参数化方法,运用该方法修改叶片表面载荷分布后通过反问题设计方法得到新的叶型。结果表明,通过修改叶片表面载荷分布,运用二维反问题设计方法得到的新叶型激波强度明显降低,叶栅出口总压恢复系数以及马赫数较原型均有增加,叶栅气动性能明显提高。     

三维造型和非轴对称端壁在跨声速压气机中的应用

为了提高跨声速压气机转子的气动性能,基于全三维数值模拟优化平台,对该转子先后进行了三维造型和非轴对称端壁造型,并对造型前后转子的性能和流场结构进行了对比分析。结果表明:三维造型和非轴对称端壁造型均可以改善跨声速压气机的气动性能,三维优化造型后近设计点压气机等熵效率提高了0.75%,非轴对称端壁优化造型后等熵效率进一步提高了0.3%,同时压气机的非设计工况性能也得到提升。三维造型改变了通道内激波位置,调整了负荷沿径向的分布,最终提高了压气机等熵效率。非轴对称端壁通过改变叶根截面叶片表面静压分布,使得叶根附近激波强度减弱并向下游移动,进而有效地降低了端壁区域的横向二次流强度。     

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.      

求解跨声速压气机叶栅粘性流动反问题的数值解

阐述了一种以有限体积的时间推进方法为基础求解跨声速压气机叶栅设计的反问题方法。应用这一技术设计叶型,规定叶片表面无量纲目标速度分布,通过比较目标速度分布和计算获得的速度分布来修改叶片压力面和吸力面的坐标,最终获得要求的叶片形状。计算程序使用分布体力方法模拟粘性,用局部时间步长和多重网格方法加速收敛。还介绍了这种方法求解的基本方程系统,并给出了采用这种方法设计的无激波超临界跨声速压气机叶栅的设计结果。     

基于黎曼不变量守恒的轴流压气机反问题设计方法

基于一种全新的轴流压气机叶片反问题设计边界条件,发展了一种全新的三维粘性反问题设计方法。该方法以叶片表面静压分布作为输入的气动性能参数,叶片吸、压力面型线为设计对象。全新的反问题边界条件采用壁面边界处黎曼不变量守恒建立起给定的气动参数分布与叶片几何变化量之间的关系。由于计算过程中叶片几何构型不断发生变化,采用动网格技术对计算网格进行更新。为了验证方法的有效性,采用NASA Rotor 37作为算例,进行叶片返回试验,对叶片表面静压分布进行合理修改,通过反问题设计计算,设计出新的叶片几何构型。计算结果显示,反问题设计很好地满足了给定的叶片表面静压分布,正确地反映了设计意图。改型后的叶片吸力面逆压梯度有所降低,气流分离得到抑制,压气机流量、总压比以及效率分别提高了0.7%,2.2%和1.0%,验证了方法的有效性和正确性。     

跨声速轴流压气机转子弯掠控制机理

以1.5级跨声速轴流压气机为研究对象,采用三维数值模拟方法研究弯掠叶片技术对压气机不同工况的控制机理.结果表明:设计转速时前掠与反弯的组合弯掠优于前掠与正弯的组合弯掠,而部分转速时正好相反,这是因为不同弯掠方案对跨声速压气机不同工况的控制机理不同.设计转速时弯掠叶片改变叶顶激波强度和位置以及叶顶间隙泄漏涡强度,并改变叶片表面展向“C”型压力分布,三者共同作用从而提高设计转速时压气机的喘振裕度,但也造成设计转速效率下降;而部分转速时,压气机流场中的激波消失,弯掠叶片改变叶顶吸力面逆压力梯度和增强展向“C”型压力分布,两者共同作用使压气机的稳定性提高,但效率也会下降.      

跨声速压气机转子流场特性的数值研究

为研究跨声速压气机转子在设计转速下的内部流场特性,探索其流动机理,考察激波位置及成因,利用三维数值模拟方法对其进行了数值研究。结果表明,该跨声速压气机转子在设计转速下高效工作范围较宽,喘振裕度约为27.15%。近堵塞工况时,转子叶片前缘出现一道脱体的弓形激波,转子叶片流道内也存在一道正激波,激波位置随背压升高向叶片前缘移动;最高效率工况时,叶片前缘叶尖相对马赫数达到1.5。近失速工况时,流道内正激波消失。转子叶顶间隙处存在强烈的激波与附面层及间隙泄漏流的相互作用,该处熵值随背压升高而增大,高熵区随激波前移而向转子叶片前缘移动。     

基于反方法的高负荷涡轮动叶激波控制

为控制高负荷涡轮叶栅中的激波、改善涡轮叶栅流动状况,针对E3涡轮第二级动叶中间叶高叶型,通过修改叶型吸力面压力分布进行了弱化激波S1流面反方法研究,并基于反设计叶型,对涡轮整级性能进行了三维数值计算分析。S1流面求解器选取MISES程序,应用Mixed模式反方法对叶型表面压力分布进行修改,并在反设计过程中临时"冻结"边界层来提高计算鲁棒性,加速收敛。结果表明,S1流面反设计叶型变薄,喉道位置前移,叶栅通道内激波强度明显削弱,叶型尾迹损失明显降低;涡轮整级环境下,反设计叶型使低背压工况下的等熵效率提高了约0.55%,涡轮出口激波强度显著降低,高效运行区拓宽,变工况性能较原始涡轮得到优化,验证了本文反方法的可行性。     

多级轴流压气机反问题级间气动匹配设计方法

为提高多级轴流压气机气动性能,采用轴流压气机叶片全三维粘性反问题求解方法,对多级轴流压气机反问题级间气动匹配设计方法进行了研究。以压气机级出口旋流角为设计目标,叶片表面载荷分布为设计对象,通过动量矩守恒方程,建立起叶片出口旋流角与叶片表面载荷分布的关系,从而实现计算过程中载荷的自动调整,修正气流在叶片出口旋流角分布。为了让压气机每一级都工作在设计给定的进口条件下,对上游级静子叶片进行反问题改型设计,使得其出口旋流角分布满足设计给定值。为了验证方法的有效性,采用四级高压压气机作为算例,对其初始设计进行反问题匹配改型设计。通过计算,修正了三个级间位置的旋流角分布,改善了下游级进口工作条件。气流在改型后压气机内部流动更加符合设计意图,级与级之间流动匹配更好。与原型相比,总压比和绝热效率分别提高了2.8%和1.3%,验证了方法的有效性。     

掠型设计调控跨声速离心压气机内部流动机理

跨声速离心压气机面临进口激波控制的难题,探索前缘掠型对跨声离心压气机影响机理对于进一步提升离心压气机性能具有重要意义。以两台跨声速离心压气机为研究对象,利用经过校核的数值模拟手段探究了不同前缘掠型下压气机的性能及流场变化。结果表明:设计工况下叶轮入口的激波位置直接决定了前缘掠型设计的作用效果。掠型设计通过改变导风轮叶顶载荷分布,进而影响其通流能力,同时改变了其入口激波结构和流动损失。当叶轮入口叶顶激波呈吞入状态时,采用前缘后掠会减弱槽道激波强度,从而减小导风轮叶顶附近损失;当叶轮入口叶顶激波呈脱体状态时,采用前缘前掠会减弱前缘激波强度,使得激波更加附体,从而减小导风轮叶顶附近损失。