周向平均方法在某风扇/增压级分析中的应用

通过对三维（3D）Navier-Stokes方程进行周向平均,得到了通流模型的控制方程,对其采用时间推进有限体积方法进行数值求解。为实现风扇/增压级在设计初期的快速性能评估,考察了周向平均方法在风扇/增压级分析中的准确性。分别利用NUMECA三维数值模拟软件和周向平均通流模型（CAM）对某高通流风扇/增压级进行了性能分析,从对比结果来看,周向平均通流模型在近设计点给出了与三维数值模拟十分接近的特性参数,最大误差不超过2.0%。在风扇转子中,由于周向平均通流模型能捕获通道激波,其物理本质与三维平均结果有所区别,因此径向参数分布与三维有所差异。而在亚声速流动下的增压级及外涵道各叶片排出口参数的径向分布与三维数值模拟结果都能很好地吻合。     

风扇/增压级内外涵联算的特性数值模拟

提出了一种风扇/增压级内外涵联算的多转速全工况快速特性预测的计算方法.该方法将模化的叶片法向力和摩擦力引入周向平均形式的Euler方程组源项,结合NASA SP-36提供的攻角和落后角确定方法以及Koch稳定边界模型,对高负荷跨声风扇级以及某双涵道大涵道比的风扇/增压级进行了特性数值模拟,并与实验和三维数值模拟结果进行了比较.结果显示周向平均方法基本满足风扇/增压级初期气动设计快速特性预估的工程精度要求.      

风扇/增压级设计与非设计性能数值模拟

为了研究双涵道风扇／增压级的设计与非设计状态性能，利用三维数值模拟软件对某型双涵道风扇／增压级80％设计转速、88％设计转速、96％设计转速、100％设计转速下的各种工作状态进行了数值模拟。重点分析了典型工况下风扇／增压级出口特性参数分布与非设计转速下内涵特性。同时通过和实验结果的比较表明，对风扇／增压级设计状态性能的模拟较非设计状态性能的模拟更为准确。     

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。     

基于低雷诺数条件的风扇/增压级气动设计

本文针对低雷诺数工作条件下的某风扇/增压级进行了通流设计、流道结构设计、各叶片排叶片几何设计及三维数值模拟。在完成气动设计循环、确定风扇/增压级流道结构形式和叶片叶型几何造型等根据设计需求进行的工作之后,使用商用软件NUMECA对该风扇/增压级12 km、0.6 Ma飞行条件100%和95%折合转速以及地面标准大气条件86.6%(简称87%)和80%折合转速的特性曲线进行了数值计算。前者用于考察巡航状态性能及流场特征,后者对应于地面起飞的最大状态。就目前设计方案的三维数值模拟结果表明,外函完全达到了设计需求指标的要求,内函除效率外,其它均达到设计要求。     

风扇出口导向叶片低噪声设计Ⅰ:方法与优化

作为"风扇出口导向叶片（Outlet Guide Vanes，OGV）低噪声设计"系列文章的第1篇，本文在现有压气机气动设计流程的基础上，加入了噪声评估过程，建立了基于通流设计的气动/声学一体化设计方法。为提高设计阶段的评估速度，以三维升力面理论与管道声学理论为基础，从通流设计和造型设计输出中提取参数，结合转子尾迹模型，建立了转/静干涉噪声的解析预测模型。以现代大涵道比涡扇发动机风扇/增压级为对象，采用该模型系统分析了OGV轴向掠形与周向倾斜对转/静干涉噪声的影响，获取了轴向掠形角与周向倾斜角等三维设计参数与风扇噪声的关系图谱，初步确定了低噪声设计较优降噪量的掠和倾组合方案。以此为基础，在保持叶尖子午投影位置和弦长不变的前提下，将叶片前缘和径向积叠进行参数化，采用遗传算法进一步开展了OGV的低噪声优化设计，最终获得了2个优化方案，预估的降噪量达到了8 dB。     

大涵道比风扇/增压级进气畸变数值模拟研究

为探究进口总压畸变下大涵道比风扇/增压级内部流场的主要特征，基于三维彻体力模型的思想，开发了一套能够实现风扇/增压级内外涵联算功能的三维数值计算程序。利用该程序模拟了某大涵道比风扇/增压级在周向总压畸变进气下的三维流场。计算结果表明：大涵道比风扇单转子不同叶高处的畸变传递特征差异较大，转子出口总压畸变强度由叶根到叶尖逐渐降低，在叶尖处衰减为最小值1.5%；在转子出口相应诱导出的总温畸变强度由叶根到叶尖逐渐升高，在叶尖处达到最大值1.4%；进口周向总压畸变导致风扇转子总压比下降0.5%，而风扇转子出口形成的总压总温复合畸变导致增压级总压比下降2%；总压畸变在增压级中呈逐级衰减趋势，而高温畸变区的周向范围在逐级增加。     

外涵静子后掠对某风扇/增压级气动特性的影响

针对某大涵道比风扇/增压级外涵静子后掠降噪的优化设计目标,采用1种周向平均快速特性预测计算方法和3维数值模拟软件NUMECA,对其100％设计转速下外涵静子无后掠及轴向后掠22.5°和30°算例的特性曲线及流场进行了对比分析,以研究外涵静子轴向后掠对风扇/增压级特性及气动性能的影响规律.结果表明:一定程度的轴向后掠角度会使静子表面静压在叶尖处增强,而根部的叶片表面静压分布更趋均匀,风扇/增压级的外涵气动特性在裕度上无明显恶化;但严重的后掠角度则会导致叶尖叶片表面载荷显著增加,从而造成外涵的喘振裕度减小,进而影响整个风扇/增压级的气动性能.     

风扇/压气机稳定性三维模型的研究

发展了一个基于体积力的可用于分析风扇/压气机性能和稳定性的三维可压缩模型。该模型先是利用三维CFD求解器求得在同一转速线下不同工作状态下的每一叶片排的叶轮机源项,然后通过求解带源项的三维非定常Eu ler方程,获得对风扇/压气机内部三维流场和性能的模拟。利用该模型对某一跨声速风扇级的三维流场和性能进行了数值模拟分析,特别是分析对比了在进口无畸变和进口有畸变情况下的风扇内部三维流场和气动性能。研究结果表明,所发展的计算模型的数值结果与实验结果吻合得很好。与实验结果相比,预测总温比的误差为1.2%,而预测总压比的误差小于4%。     

分流叶片位置对高转速离心压气机性能的影响

运用三维粘性流动数值计算程序FineTM/Turbo对叶顶间隙泄漏存在时带分流叶片的高转速离心压气机模型级内部流动进行了数值模拟,重点分析了分流叶片不同起始位置及不同周向位置对压气机级内三维粘性流场及整级性能的影响.计算中采用Jameson的中心差分格式结合Baldwin-Lomax代数模型使用时间推进法求解雷诺平均N-S方程,计算模拟了模型级内部复杂的三维粘性流动过程及气体参数分布的详细结构和规律.计算结果表明:采用分流叶片在进口段会减少叶片阻塞,从而使更高的质量流量可以流经叶轮;分流叶片起始位置位于Ⅲ时,两个通道叶轮出口处速度分布最均匀;分流叶片越短,长叶片压力面无量纲静压载荷越大.当分流叶片长度达到某一数值后,长叶片载荷变化趋于平缓.分流叶片位于不同周向位置时,IBSA叶轮的模型级效率最高,压气机性能最好.     

掠叶片进口流场中周向不均匀性的影响

为模化并分析迎角改变时掠叶栅流场中周向不均匀性的影响,将1种应力输运模型整合到通流模型中,并应用于某掠叶栅的计算。通过给定掠叶栅不同来流迎角开展3D数值模拟和通流计算,结果表明:主要由无黏叶片力所诱发的周向不均匀性会重新组织叶片通道的进口流场,改变进口气流角,从而引发掠叶栅进口径向平衡的重新分布,随着迎角的提高,这种周向不均匀性将加强,其对进口流动的影响也会进一步增大。加入该应力输运模型后,通流模型能够很好地预测周向脉动源项,在前缘前其计算值与3D计算结果的偏差在20%以内,对叶片通道进口气流角改变量的预测精度提高了25%以上,对进口流动径向平衡的描述精度提高了60%以上。     

Effect of blade sweep on inlet flow in axial compressor cascades

This paper presents comparative numerical studies to investigate the effects of blade sweep on inlet flow in axial compressor cascades. A series of swept and straight cascades was modeled in order to obtain a general understanding of the inlet flow field that is induced by sweep.A computational fluid dynamics(CFD) package was used to simulate the cascades and obtain the required three-dimensional(3D) flow parameters. A circumferentially averaged method was introduced which provided the circumferential fluctuation(CF) terms in the momentum equation.A program for data reduction was conducted to obtain a circumferentially averaged flow field.The influences of the inlet flow fields of the cascades were studied and spanwise distributions of each term in the momentum equation were analyzed. The results indicate that blade sweep does affect inlet radial equilibrium. The characteristic of radial fluid transfer is changed and thus influencing the axial velocity distributions. The inlet flow field varies mainly due to the combined effect of the radial pressure gradient and the CF component. The axial velocity varies consistently with the incidence variation induced by the sweep, as observed in the previous literature. In addition, factors that might influence the radial equilibrium such as blade camber angles, solidity and the effect of the distance from the leading edge are also taken into consideration and comparatively analyzed.     

用平均N-S方程轴流压气机级通流数值计算

近代叶轮机准三元方法中子午流计算一直采用管流或通流的无粘流模型。发现多级轴流压气机后面级气流展向掺混重要现象之后,多级轴流压气机子午流场的计算在无粘流的基础上加上了二次流展向掺混的影响,它对多级轴流压气机特别是高压核心机后面短叶片级设计是很重要的。近年来,已经有成效地直接用N-S方程求解叶轮机中的流动问题[1、2](大多是叶栅流动问题),其重要目标似乎是较准确模拟叶轮机级中粘性流动和计算的工程设计应用。为此,我们提出用平均N-S方程和常用的紊流零方程或两方程模型来模拟叶轮机级与多级中通流的粘性流动,给风扇级和压气机级与多级准三元设计方法提供一个考虑粘性影响的通流计算工具,并提出了端壁条件一种有效的处理方法。      

涡扇发动机低压部件通流耦合计算

为了研究各部件匹配与过渡段几何参数对发动机总体性能的影响,针对某涡扇发动机风扇、低压涡轮、内外涵道、掺混段和尾喷管等部件,基于周向平均Navier-St okes通流控制方程,采用时间推进有限体积法进行了部件耦合计算求解,将沿程各部件性能计算参数与试验做了对比,结果表明:在设计状态下发动机沿程各截面计算特征参数与试验值最大误差不超过5.0%,说明该通流耦合计算方法能够快速预估发动机总体性能,完善各部件匹配关系,在发动机总体设计初期有一定工程应用价值。     

环形弯扭静叶栅流场的计算与实验研究

本文应用S2流面正问题计算方法和三维Euler方程的时间推进计算方法对某涡轮弯扭静叶栅流场分别进行了分析计算, 并在环形涡轮叶栅实验台上测试了该叶栅出口截面上气动参数的分布。通过分析、比较计算结果和实验数据, 既考核了算法, 也研究了弯扭静叶栅中的流动机理, 由此得出了对弯扭叶片的气动设计计算具有重要意义的几点结论。      

某风扇/增压级非设计点性能计算及进气畸变影响分析

在原流线曲率法程序的基础上, 增加了适用于高速风扇/压气机的双激波损失模型.真实地反映了高速风扇/压气机的实际工作状况, 提高了预测高速风扇/压气机非设计点性能的准确性, 完善了分析进气畸变对风扇/压气机性能及稳定性影响的准三维计算模型.针对一台外涵转子叶尖马赫数大于1.4的大涵道比风扇/增压级, 计算分析了其非设计点性能以及进气畸变的影响.计算结果与试验结果吻合较好, 精度可靠, 可应用于工程实际.      

航空发动机2 级风扇的数值研究

运用ANSYS CFX 11.0和home-code程序对AI222发动机风扇流路气动参数进行了3维CFD(Computational Fluid Dynamics)计算;通过3维建模,实现了风扇主要积分特性和局部参数计算。通过与风扇进行大量试验结果的对比,验证了计算结果,并找出了产生差别的原因,得到了风扇总特性以及气流径向参数的计算值与试验值的吻合度。结果表明:通过运用3维建模计算方法简化了风扇设计过程,缩短了风扇从设计到试验的时间,降低了航空发动机部件的设计成本。