动叶自适应吸附技术分析

从压差驱动力的角度,阐明了自适应吸附技术的原理及可行性。创新地发展和突破了适合自适应吸附耦合流动数值模拟的结构化匹配连接网格生成技术,并以某型压气机转子为对象,进行了叶片通道主流、自适应吸附内腔耦合流动的数值模拟。结果表明,叶顶喷气对于叶尖泄漏流起到一定封严作用;叶片内腔中流体随叶片同步旋转,静压力较高,在内腔和叶尖间隙之间形成压差驱动力;压差驱动力的大小跟叶顶喷气孔的位置相关,仔细选取自适应吸附结构参数可以在自适应吸附流路中建立起有效的内腔流动。     

基于叶顶喷气的轴流压气机叶顶泄漏流主动控制

为研究压气机叶顶泄漏流对压气机性能影响的流动机理,基于叶顶喷气在小流量工况下对1台单级低速轴流压气机叶顶泄漏流进行主动控制。通过喷气前、后非定常数值模拟,对比分析不同轴向喷气偏角下压气机性能提升与动叶叶顶区域流场特性的变化,在叶顶沿弦向布置压力测点,采集叶顶区域不稳定流动的脉动信号,结果表明:轴向、叶顶进气角方向喷气分别获得5.40%、5.93%的压气机性能提升;轴向喷气能最有效减少通道内的逆流速度团,延缓泄漏流的周向发展;叶顶进气角方向喷气使50%叶顶轴向弦长处的泄漏流最大泄漏量降低20%,同时能有效改变泄漏涡发展轨迹,避免撞击到相邻叶片压力面;根据频谱结果发现喷气能够抑制叶顶泄漏流的不稳定性。     

涡轮叶顶间隙自适应控制的研究

为了达到减小涡轮叶片叶顶间隙泄露的目的,应用数值模拟并辅之试验的方法对叶顶间隙泄漏流动形成机理、涡轮自适应叶顶喷气控制机理及其对间隙流动的控制作用进行了研究。在此基础上,着重研究了进口位置、出口位置、喷气孔直径等自适应叶顶喷气孔参数以及叶顶间隙大小,对叶顶喷气效果的影响规律。结果表明:自适应叶顶喷气孔进口位置对叶顶喷气性能影响不大;出口位置在叶顶中部,靠近压力面时,叶顶喷气效果最佳;喷气孔直径为2mm(d/H=4.8%相对叶高)时效果较好;叶顶间隙越大,叶顶喷气效果越差,当间隙取到2mm(t/H=4.8%相对叶高)时,叶顶喷气已经失去控制间隙泄漏的作用了。     

自循环机匣处理轴向位置影响扩稳能力的机理

为了揭示自循环机匣处理轴向位置影响压气机稳定性的流动机理，采用非定常数值方法研究了3种不同轴向位置对机匣处理（CT）扩稳能力的影响，结果表明:机匣处理喷气装置离叶顶前缘最近且在叶顶前缘上游的扩稳能力最强，喷气装置在叶顶前缘正上方的次之，喷气装置在叶顶前缘上游较远处的最弱，对应机匣处理获得的综合失速裕度改进量分别为9.40%，7.09%，5.49%.通过详细地分析压气机叶顶流场表明:喷气装置离叶顶前缘最近且在叶顶前缘上游的机匣处理施加有利影响程度最高的范围刚好覆盖叶顶前缘处，此处是引起转子失速的关键部位，因此抑制叶顶间隙泄漏流造成的堵塞的效果最好，对应的扩稳能力在3种机匣处理中最强.      

轴流压气机跨声级转子叶顶喷气的流动特性

采用带周向槽处理机匣的动叶叶顶喷气方法,研究了叶顶喷气对一轴流压气机跨声级转子在设计转速下的性能(包括失速裕度和效率)和内部流动特征的影响。结果表明,叶顶喷气能显著提高压气机的失速裕度,同时效率有所降低。不同流量和角度喷气的计算结果比较得出,近0°喷气角和0.5%喷气流量时,喷气效果最佳。对比无喷气时,失速裕度提高10%,峰值效率下降不到0.5%。内部流场结构的剖析揭示了叶顶喷气控制叶顶区的流动引起失速裕度提高和效率下降的内在流动机理。     

叶顶凹槽形态对动叶气动性能的影响

 应用数值方法联合标准k-ω两方程湍流模型求解雷诺平均Navier-Stokes方程组,研究了GE-E³发动机第1级动叶片顶部凹槽、凹槽内布置流向肋条以及凹槽内布置横向肋条3种不同的涡轮叶顶结构对动叶顶部泄漏流动以及动叶气动性能的影响。首先详细分析了不同叶顶结构间隙内泄漏流场以及损失分布,接着研究了不同间隙下不同叶顶结构对动叶总体性能的影响,最后对凹槽内布置横向肋条叶顶结构的变工况特性也进行了分析。数值研究结果表明:叶顶凹槽内布置肋条增加了间隙泄漏流动阻力,减小了间隙泄漏流量,其中,凹槽内布置正对着泄漏流方向的横向肋条显著降低了叶顶间隙泄漏流量,从而获得最好的气动性能,尤其在大间隙时更为明显;凹槽内布置横向肋条也具有较好的变工况性能;适当的叶顶结构可以在不影响转子叶片做功能力的前提下使得泄漏流利用凹槽和肋条的侧壁向叶片额外输出有用功。     

叶顶不同位置喷气对涡轮间隙泄漏流动的影响

为研究叶顶喷气位置对涡轮间隙泄漏流动的影响,在低速条件下用五孔探针对不同叶顶喷气位置和间隙大小的涡轮叶栅出口进行了详细的测量,并通过数值计算对叶顶间隙三维流场进行了对比,分析叶顶不同位置喷气对三维流场和损失的影响。结果表明:叶顶喷气对泄漏流动的影响随间隙尺寸增大逐渐减弱,小间隙时喷气明显抑制了泄漏流动动能,在降低因泄漏涡所引起损失的同时增加了因通道涡产生的损失,靠近吸力边喷气方案使得泄漏涡损失峰值下降达48.6%,而通道涡损失峰值增加10.4%;大间隙时泄漏流动动能较大,喷气对泄漏流动的影响较小;通过减小泄漏流动动能以削弱泄漏涡与通道涡的相互作用,控制较大三维流动分离的发生,可有效改善流道内间隙侧的流动。     

叶顶引气位置对自循环机匣处理扩稳能力的研究

为了探究自循环机匣处理的引气口位置在叶顶变化时对压气机稳定性的影响,以亚声速压气机孤立转子为研究对象,采用数值模拟的方法对3种叶顶不同引气位置的自循环机匣处理方案进行了扩稳能力的研究。结果显示,引气位置在叶顶沿轴向变化时,3种引气位置获得的流量裕度分别为5.43%,22.77%,18.23%,扩稳能力呈现出先增强后减弱的趋势,引气位置越靠近叶顶低速阻滞区核心,扩稳能力越强。对自循环机匣处理后的叶顶流场进行分析,可知在叶顶引气的自循环机匣处理的扩稳机理在于:通过抽吸叶顶处低速阻滞流体和抑制叶顶泄漏流动来改善叶顶区的流动状况,从而达到扩稳目的。     

亚声速轴流压气机叶顶喷气设计规律的试验研究

为了探索叶顶喷气在亚声速轴流压气机中的设计规律,试验研究了喷气量、喷嘴喉部高度、周向覆盖比例、喷气位置、喷嘴数目、喷嘴分布形式对压气机失速裕度的影响规律,分析了叶顶喷气的扩稳机理以及对压气机失速特性的影响,总结了叶顶喷气在亚声速和跨声速压气机中作用规律的异同。研究结果表明,叶顶喷气没有改变压气机的失速特性,其扩稳机理主要在于对叶顶堵塞的有效抑制,通道堵塞对叶顶喷气的非定常响应是离散叶顶喷气有效扩稳的重要原因。当喷嘴处于堵塞状态时扩稳效果达到最大,利用0.66%的喷气量可将压气机的失速裕度提升15%。对于压气机失速裕度的影响,喷气量、喷嘴喉部高度、喷气周向覆盖比例间存在交互作用,喷气位置、喷嘴周向分布形式和进气畸变对喷气扩稳效果的影响均不大。当压气机的失速均是由叶顶泄漏涡诱发的突尖失速时,叶顶喷气在亚声速压气机中的设计方法可用于指导跨声速压气机叶顶喷气的设计。     

叶顶喷气的喷嘴数目对轴流压气机稳定性影响的数值研究

为了揭示叶顶喷气中喷嘴数目对跨声速压气机气动性能的影响,采用六通道非定常数值计算对一跨声速轴流压气机进行了数值研究。共选取两个喷气周向覆盖比例水平对喷嘴数量进行研究,主要分析喷嘴数目对压气机稳定裕度和流动参数径向分布的影响机理。研究表明喷嘴数目和喷气的周向覆盖比例都对压气机失速有影响,且这两参数间存在交互作用。当喷气的周向覆盖比例为54%时,喷嘴数目对压气机的稳定裕度没有影响;当叶顶喷气的周向覆盖比例为27%时,喷嘴数目由6个增加至18个,压气机流量裕度改进量由3.5%降低至2.5%。叶顶喷气对压气机稳定裕度提高在于喷气对叶顶堵塞的有效抑制,这种抑制作用需要单个喷嘴与叶顶反流区有充分的接触时间。喷嘴数目过多导致单个喷嘴与叶顶反流区的接触时间过短,无法有效降低叶顶堵塞。喷嘴的离散分布引起转子叶顶出口流动参数的非定常变化,其变化程度随喷嘴数目的增加而减小。对喷嘴数目的选择需综合考虑叶顶喷气对稳定裕度以及流动不均匀性的影响。     

轴向偏转型自循环机匣处理对高速压气机扩稳效果的影响机理

本文提出了一种新的轴向偏转型自循环机匣处理结构,偏转角度为叶片顶部弦长与压气机轴向的夹角,设计了正偏和反偏2种方案,然后,以一个高速轴流压气机转子为研究对象进行数值模拟,结果表明：相对于实壁机匣,压气机在正偏、反偏自循环机匣处理时的综合稳定裕度分别增加11.52%、10.15%,峰值效率仅分别下降了0.32%、0.59%。分析原因是正偏型自循环机匣处理时,喷射的高速气流将叶顶泄漏流沿叶顶弦长方向吹向下游,改善了叶顶流场,起到了扩稳效果,同时,喷射流与压气机叶顶主流方向一致,提高了进口速度,减小了掺混损失,因此,效率下降很小。反偏型自循环机匣处理时,喷射的高速气流将叶顶泄漏流吹向转子叶片吸力面,抑制和削弱了叶顶泄漏流,也起到了扩稳效果,但由于喷射流与叶顶泄漏流、压气机主流都存在夹角,因此,造成了较大的掺混损失,效率比正偏型自循环机匣处理时下降略多。     

不同转速下自循环机匣处理对转子性能的影响

以NASA Rotor 37为研究对象,采用数值模拟的方法研究了自循环机匣处理的引气位置在不同转速下对转子性能的影响。研究结果表明:自循环机匣处理的引气位置和转子转速对转子性能的影响具有交互性,其本质原因在于转子在不同转速下处于近失速状态时,转子叶顶区域的流动状态不同,从而造成引气位置和叶顶堵塞区域的相对位置会随着转子转速的变化而变化,进而对转子的性能影响呈现出交互性。通过对三种转速下自循环机匣处理的引气位置对转子稳定性的影响分析知,引气位置位于转子叶顶堵塞区尾缘处时对转子叶顶区的流动堵塞抑制能力最强,极大地改善了转子叶顶区域的流通状况,对转子的失速裕度改进量最为有利,在100%、90%和70%设计转速下,失速裕度改进量的最大值分别为7.46%、8.52%、6.14%。此外,通过对转子叶顶的流场细节分析得知,不同转速下自循环机匣处理的引气位置位于转子近失速工况的叶顶堵塞区尾缘处时，在叶顶造成的高比熵区最少,对转子效率的降低幅度最小,于效率最为有利。      

透平叶顶泄漏能量损失的数值计算

商用N S求解器已经被用于透平动叶顶部空隙的非定常流场的模拟和研究。本文介绍了一种新的用于透平动叶片顶部空隙区域流场计算的能量损失方法 ,可以方便地用于各种流场。发现高黏度效应区域位于上端壁附近而不是在叶片顶部。研究表明对于不同的动叶片其顶部泄流的能量时均损失是不一样的。该结果提供了一个有用的线索 ,可以通过叶片设计者设计出不同几何和空气动力学参数的非统一的动叶片 ,从而减小能量损失     

Control of squealer-tip leakage flow with perforated-rib coolant injection in an axial turbine cascade

A novel perforated-rib configuration is proposed for controlling the tip leakage flow at the rotor tip of an axial turbine. Three perforated-rib layouts are considered, wherein a perforated rib is installed at (A) the Suction-Side squealer (SS-rib), (B) the Pressure-Side squealer (PS-rib), and (C) the additional squealer along the blade Camber Line (CL-rib). A numerical method is used to show how the novel rib layouts affect the aerodynamic performance of the tip leakage flow. Results show that the coolant jets issuing from the perforated-rib injection holes penetrate deeper into the tip clearance than those in the baseline squealer-tip case, and how the perforated-rib coolant injection affects the tip leakage flow depends strongly on the rib layout. The PS-rib and CL-rib layouts appear promising for controlling the tip leakage flow, playing a significant role in reducing the total pressure loss and improving the turbine blade’s isentropic efficiency. In particular, under an injection mass flow ratio of 1% and a tip clearance of 1% blade span, the PS-rib layout reduces the leakage mass flow rate by 27% and increases the isentropic efficiency by 1.25% compared with those in the baseline squealer-tip case. Meanwhile, the advantages of the PS-rib layout in tip leakage control are confirmed under small and large tip clearances.     

吸附式压气机转子叶片气动优化设计

进行吸附式压气机转子叶片气动设计方法研究.提出通过迭代设计,应用三维流场计算结果提供S₂流面通流计算损失模型,提高了S₂流面流场计算精度;将最优化方法与数值模拟技术相结合,建立吸气与型面耦合的回转面二维叶型优化设计和三维叶片优化设计软件;应用所构建的设计软件,进行吸附式压气机转子设计,数值模拟结果表明:该转子在0.86的叶尖载荷下,设计点总压比为1.631、等熵效率为0.965,实现了高气动性能.      

前掠对高负荷风扇转子叶尖间隙效应的影响

以高负荷两级风扇第一级前掠转子为研究对象,数值模拟了设计转速下多种不同间隙下的特性曲线以评估其性能对间隙的敏感性.结果表明:前掠转子能够显著降低气动性能对叶尖间隙的敏感度,且并不存在工程意义上的最优间隙.这种特性在存在强叶尖泄漏流的大叶尖间隙和近失速工况时更为明显.通过与一个气动性能等效的常规转子进行叶尖区域详细的流场结构对比,对前掠改善间隙敏感度,调整展向气流分布及影响转子叶尖泄漏流动的内在机理做出了解释.      

涡轮叶尖镶嵌肋条对泄漏流场的影响

结合基于压力修正的采用雷诺应力湍流模型加壁面函数的三维计算流体力学程序,通过沿着叶尖表面加肋条以期减小叶尖间隙泄漏损失,对某一轴流涡轮转子叶尖表面镶嵌肋条对泄漏流场细节的影响进行了数值研究,并详细分析了不同肋条高度和肋条宽度对泄漏流场的影响.结果表明:肋条使得气流通过压力面肋条时出现分离形成回流区,阻碍泄漏流动,减小泄漏损失;肋条高度h对涡轮效率有较大影响,且有个最佳肋条高度值,在最佳肋条高度下涡轮效率提高0.13%;肋条宽度w对流场影响不大,但小肋条宽度形成较大的空腔,可以稍提高涡轮效率.      

一种槽道式处理机匣设计及实验验证

对实壁机匣的实验转子进行了定常雷诺平均N-S方程(RANS)模拟,考察了实验转子叶尖端区流动状况,并基于转子叶尖端区在设计状态和近失速状态下的若干主要流动特征设计了一个带气室的轴向斜槽式处理机匣.在高速压气机试验台上对处理机匣的性能测量结果表明,设计的处理机匣有很好的扩稳效果,效率损失也可接受.这说明通过对实壁机匣的转子其流动结构的分析和把握、进而完成处理机匣的设计在一定程度上有可行性.      

垂直于叶片弦线方向喷气对转子稳定性的影响研究

以NASA Rotor37为研究对象,采用数值模拟的方法进行叶顶喷气对转子稳定性的影响研究。研究表明,在叶顶垂直于叶片弦线方向喷气可以达到扩稳效果,其扩稳机理在于通过喷口喷射出的高速射流把叶顶泄漏流吹向转子吸力面,减弱了叶顶泄漏流对主流的影响,使得转子叶顶堵塞区域减小,改善了叶顶区域的流通状况,从而得到扩稳效果。在喷气流量对转子稳定性的研究中,喷气流量越大,对增强稳定性越有利。在所选取的1%,1.5%和2%三种喷气流量水平下,2%的喷气流量可以使转子的流量裕度提高4.24%,综合裕度改进量提高5.16%。此外,不同喷气流量对转子的流场影响不同,随着喷气流量的增大,除了可以降低叶顶前缘负荷外,还可以通过将激波位置推向下游,从而有利于减弱流动分离,对转子稳定性的提升更为有利。