压气机低雷诺数叶型设计技术研究

改进设计了适应高空低雷诺数流动条件的二维压气机叶栅,采用M ISES程序系统进行了流场计算与对比分析,探讨了高空低雷诺数对压气机叶片性能的影响;进行了叶型设计技术和准则的研究。     

低雷诺数下离心压气机性能及流动影响的数值研究

对高空低雷诺数条件下低压离心压气机进行了全三维数值模拟,分析了雷诺数对其内部流场的影响.结果表明:随着雷诺数降低,离心压气机的效率、裕度和流通能力下降;影响叶片表面负荷分布,使得转子叶片的做功能力下降;叶片前缘分离区范围增大,二次流增强,分流叶片叶尖泄漏损失增大,主叶片吸力面通道的低速区明显增大,起始位置也向前移动,对展向的影响区域也随之增加.      

低雷诺数下高亚声速压气机叶型流动损失机理研究

以高亚声速压气机叶型为研究对象,利用数值模拟手段研究了不同雷诺数Re条件下叶片近壁面分离泡结构和边界层发展的内在关联,基于Denton损失模型,揭示了低Re下压气机叶型性能退化内因;在此基础上,通过叶型改型设计,获得两种不同载荷分布的新叶型,对比分析了载荷分布对分离泡结构和叶型流动损失的影响。结果表明,Re从1.2×10~6降低到1.5×10~5时,吸力面分离泡长度增加11.2%轴向弦长,此时叶型边界层损失略有增加,而叶型尾迹损失增加接近150%,分离泡强烈的"位移效应"导致尾迹损失急剧增加是低Re下压气机叶型性能退化的主要原因;采用前加载叶型能够促使转捩提前发生,同时降低流向逆压梯度,有效抑制分离泡的形成和发展,改善低Re条件下高亚声速压气机叶型的气动性能。     

高空低雷诺数吸附式压气机叶型耦合优化设计

为了探究高空低雷诺数条件下吸附式叶型的气动设计特性,利用人工蜂群算法对低雷诺数吸附式叶型进行优化设计,该设计方法可以将叶型和抽吸方案进行耦合优化.并且对高空低雷诺数吸附式叶型耦合优化设计的必要性进行了论证.研究结果表明:在地面条件下设计的具有较好性能的吸附式叶型,在高空低雷诺数条件下,性能有可能会显著下降,针对高空低雷诺数条件的吸附式叶型设计有很大必要性;针对研究对象,在高空低雷诺数条件下优化设计后总压损失降低了32%,静压升提高了0.01,并且优化设计后在地面条件下的性能也略有提升;在高空低雷诺数条件下,适当地增加吸附式叶型前段的负荷,通过抽吸来控制层流分离泡的设计效果最为理想;优化后得到的最佳抽吸位置位于层流分离泡中心区域.      

高速涡轮发动机压缩部件低雷诺数影响研究

为了分析马赫数3.0量级高速涡轮发动机在高空22.5 km范围内,雷诺数变化对多级压气机气动性能的影响,采用Was? sell特性修正与经验曲线拟合的方法,评估了低雷诺数条件压气机工作点效率、压比、流量的变化。利用S1计算程序分析了低雷 诺数条件下基元叶型的流动特征,探讨了减小雷诺数影响的叶型设计规律。通过加入转捩模型的3维仿真模拟了地面和高空典 型工况的气动特性,分析了低雷诺数对多级压气机稳定性的影响。结果表明：压气机在高空18.5 km和22.5 km喘振裕度相比地面 条件下分别减小了5.61%和8.12%。综合对比仿真法和经验法对多级压气机性能预测结果,认为仿真法考虑了多效压气机在低雷 诺数条件下级间匹配变化的影响,更适用于对压气机高空全转速特性的预测。     

基于多级环境下的双排对转压气机优化设计

以某双排对转压气机为研究对象,采用三维Navier-Stokes方程计算、叶片参数化造型、神经网络构建近似函数、遗传算法寻优相结合的优化方法,对转子2叶片进行级环境下的全三维叶型优化方案探索.优化目标是在控制流量和压比的情况下,最大化等熵效率.优化结果显示,设计点压气机效率提高1.5%左右.通过流场细微结构分析表明新叶型的气动布局得到合理改善,转子2中,尖部流场低速区域有所减少,分离现象有所减弱.      

高空低雷诺数风扇/增压级气动设计

为发展一型适用于高空低雷诺数流动的风扇/增压级部件,解决高空长航时无人机动力对部件的技术需求,针对高空低雷诺数下的风扇/增压级进行了气动设计,设计过程包含了一维热力计算、S2通流设计、叶片造型设计和三维数值计算分析。经过多轮设计迭代后,得到了适用于高空低雷诺数条件下的最优叶型。三维数值计算结果表明:风扇/增压级的内、外涵性能都达到了设计指标的要求,且在高空低雷诺数下有较高的稳定裕度。与现有发动机风扇部件性能进行对比得出:新设计的风扇/增压级具有较好的高空工作能力,可以满足总体对风扇/增压级的性能需求。     

低雷诺数高负荷低压涡轮叶型的气动设计

采用平面叶栅实验和数值模拟研究了不同负荷分布设计以及基于二维展向凹槽处理的非光滑型面设计对高负荷低压涡轮叶型流动损失的影响规律.研究表明:在低雷诺数状态下前加载负荷分布设计对高负荷低压涡轮叶型的二维气动性能更有利;二维展向凹槽处理的非光滑型面设计能够有效改善高负荷低压涡轮叶型在低雷诺数状态下的气动性能,但同时可在一定程度上恶化叶型在高雷诺数状态下的气动性能;基于二维展向凹槽处理的非光滑型面设计与后加载负荷分布设计的结合能够在更为宽广的雷诺数工况范围内改善叶型的气动性能.      

人字形微沟槽控制低雷诺数下高亚声速压气机叶型损失研究

为研究人字形微沟槽对高亚声速压气机叶型损失的影响，以高负荷扩压叶栅为研究对象，在低雷诺数(Re)条件下对具有不同几何参数的微沟槽方案进行数值研究。计算结果表明，人字形微沟槽可以在一定范围的低雷诺数下有效降低叶片的叶型损失，提高叶片的扩压能力。人字形微沟槽深度和间距对叶型性能的影响主要体现在Re≥2.5×10⁵时，特定几何的微沟槽方案在增加气流折转角的同时可使叶型损失最大降低8.73%。变进气角特性表明在不大于设计进气角工况下微沟槽具有较为明显的降低叶型损失的效果。人字形微沟槽降低叶型损失的机理在于其使得叶片近壁面湍流掺混程度增加，有效延缓了吸力面边界层的层流分离。     

定常来流条件下低压涡轮附面层分离流动控制手段的实验研究

高空低雷诺数状态下,低压涡轮吸力面流动分离严重,利用被动控制手段可以有效缓解流动分离,提高叶型效率。为了降低低雷诺数下吸力面的流动分离,实验研究了粗糙度在定常来流条件下对低压涡轮叶型损失及吸力面附面层分离的控制效果。实验依托一台低速叶栅风洞,考察了9种粗糙度控制方案对PACKD-A超高负荷后加载叶型的流动控制效果。实验发现在来流湍流度2.2%,5.0×104~1.6×105的雷诺数测试范围内,覆盖19.5%吸力面弧长范围,粗糙高度(Ra)为20.91μm的粗糙条带是一种最优布置方案。这一优化的流动控制手段可以在一定程度上兼顾降低叶型损失,扩大涡轮叶片正常工作范围的作用。     

低雷诺数下压气机的二次流旋涡结构

为了探究高空低雷诺数条件下跨声速压气机的流动规律,对NASA Rotor37进行单通道数值模拟,探索其在低雷诺数进气条件下二次流的旋涡结构.研究发现:马蹄涡压力面分支诱发压力面角区诱导涡,壁角涡形成了顺流和逆流的两段式结构,脱落涡由叶根角区发展起来后不断从尾缘脱落,泄漏涡近失速点仅局部破裂不是失稳触发的主要原因.通道中的激波系诱发了吸力面和压力面的两个径向涡,压力面径向涡构成闭合的气泡式分离,吸力面径向涡在叶顶的破碎诱导产生分离涡,触发了低雷诺数下压气机的失稳.流场旋涡结构由马蹄涡、壁角涡、径向涡、泄漏涡、分离涡、脱落涡6个大尺度旋涡以及其他小尺度旋涡组成.      

一种大负荷低压涡轮叶型的气动性能

基于Lantry-Menter转捩模型,分别对Zweifel升力系数为1.2的一种大负荷低压涡轮叶型在定常来流不同湍流度、雷诺数条件下,上游非定常、周期性尾迹作用下的流动进行了数值模拟.计算结果表明,定常来流低雷诺数条件下,湍流度对该大负荷叶型的气动性能影响较大;上游非定常、周期性尾迹对叶型吸力面分离泡的抑制作用可进一步减小低雷诺数条件下的叶型损失.计算结果揭示了该大负荷叶型在低压涡轮内部真实流动环境中的表面流动及损失特征,对国内现行低压涡轮设计有着较好的启示.      

基于CST方法的高空低雷诺数吸附式叶型耦合优化设计

研究了一种基于类别形状函数变换（CST）方法的吸附式叶型优化设计方法,该方法可以在高空低雷诺数条件下对叶型和抽吸方案耦合优化.结果表明:优化之后在20km高空低雷诺数条件下总压损失降低了65%,静压升提高了0.02,气动性能得到较大提升.而且由于优化过程中罚函数的引入使得优化后吸附式叶型在地面条件下性能也有所提高.对于高空低雷诺数条件下吸附式叶型在抽吸位置之前适当的增加叶型负荷,再通过抽吸来控制附面层,效果最优.并且最佳抽吸位置位于层流分离泡作用区域内.在层流分离泡作用区域内抽吸可以完全消除层流分离泡对叶型性能的影响,并且可以较好控制附面层位移厚度和动量厚度的增加,有效地减小附面层内的动量损失.      

雷诺数对涡扇发动机性能及稳定性影响

综合了Wassell方法和经验数学模型两种雷诺数修正方法,对风扇、压气机、高低压涡轮的部件特性进行了雷诺数修正。运用修正后的部件特性分别对3种涡扇发动机进行了性能计算,定量计算出了雷诺数对涡扇发动机性能的影响程度。计算结果表明:在低空区雷诺数对涡扇发动机性能和稳定性影响可以忽略不计;但在高空低速区,雷诺数对涡扇发动机性能和稳定性影响显著;涡轮前总温剧烈升高;推力增大3%～6%、耗油率增大8%～10%;稳定裕度下降19%～39%。因此在高空低速区航空发动机性能数值模拟必须考虑部件特性雷诺数的影响。      

低雷诺数环境中低压涡轮部件的气动设计探索

为了探索高空低雷诺数情况下高性能低压涡轮部件的气动设计思路和设计方法,通过采用高负荷、大弦长的叶片设计和选择恰当的叶片表面速度分布形式设计了一台新低压涡轮。三维粘性数值模拟的结果显示新低压涡轮效率在高空低雷诺数情况下比设计点下降2 3个百分点。设计结果表明提高涡轮工作雷诺数和降低涡轮性能对雷诺数变化的敏感程度是低雷诺数环境下高性能涡轮气动设计的关键。     

雷诺数对涡桨飞机增升装置气动特性影响的计算研究

雷诺数是表征流体粘性对流动影响的相似参数,对飞机部件的气动性能具有重要的影响.利用商业软件CFX对某民用涡桨飞机增升装置构型进行变雷诺数计算研究,详细分析雷诺数对升力系数、失速特性以及附面层速度特性的影响.结果表明:雷诺数对最大升力系数和失速迎角都有显著的影响;不同雷诺数下机翼分离形态变化显著,大雷诺数下机翼分离区域较小;不同雷诺数下机翼附面层状态不一致,雷诺数增大使得附面层速度型更饱满,机翼的抗分离能力增强.