基于NURBS曲线的轴流透平叶片气动 数值优化

通过搭建适用于轴流式透平叶片气动数值优化的设计平台,对某NASA透平级动静叶片进行等熵效率、流量相对变化、落压比相对变化的多目标寻优.该平台包括三个核心模块: 叶片的参数化造型、流场气动性能评估、优化策略.采用非均匀有理B样条(NURBS)曲线对叶片进行参数化拟合;针对叶片气动数值优化的多变量、多模态的特征,采用试验设计和遗传算法组合优化策略进行寻优.经过气动优化, 在设计工况点优化叶片性能较原始叶片有明显提高,为轴流式叶片的气动优化提供了可借鉴的措施.      

风力机组叶片的先进翼型族设计

大型风力机组叶片设计需要专用的翼型族,以满足风力机组运行的环境要求。高升阻比、低粗糙度影响是该翼型族的气动性能特点。为了发展我国具有自主知识产权的风力机专用翼型族,在科技部863项目的支持下,北京航空航天大学联合国内气动研究单位,通过理论分析、数值模拟和风洞试验等技术途径,开发了两个适用于大型风力机组叶片的先进翼型族。理论分析和风洞试验表明,设计结果基本达到了预先设定的气动性能指标。     

高负荷轴流式压气机弦向缝隙叶栅气体动力学研究

对高负荷轴流式压气机弦向缝隙叶栅^[1]提出了确定弦向缝隙位置的数学模型,并给出了弦向缝隙叶栅流场计算的方法,作为分析这种叶栅气动性能的基础,风洞吹风试验表明了该模型的正确性及弦向缝隙叶栅对轴流式压气机气动性能的改善。     

QC185燃气轮机低压压气机设计

介绍了QC185燃气轮机低压压气机设计方案的特点。通过利用三维修正二维的多级轴流式叶轮机械的“预测性设计”的工程计算方法,实现了QC185燃气轮机3级低压压气机的气动改装设计;计算与试验结果的对比表明,改装设计的3级低压压气机各项性能达到或超过了设计指标。     

风机结构形式对其性能影响的数值与实验研究

通过数值模拟和实验研究,对不同结构形式的轴流风机进行了对比分析。找出了由于风机生产条件限制而造成的几种不当结构影响风机整体性能的原因,以及风机中主要损失产生的位置。结果表明,在风机原始设计过程中,应从整体优化的角度出发,预先考虑工厂中产品实际配装的几何结构形式,然后调整相关气动设计参数,从而要使气动设计与产品实际结构相匹配。      

飞机螺旋桨低噪声多学科优化设计与试验验证研究

为进一步降低飞机螺旋桨气动噪声,针对飞机螺旋桨开展综合考虑气动、噪声和结构强度的低噪声多学科优化设计与试验验证。采用基于涡格法的升力面理论进行螺旋桨气动性能计算,基于Hanson频域远场噪声计算方法进行螺旋桨远场噪声评估,2种计算方法都通过与试验对比验证精度,由此组成螺旋桨气动-噪声联合算法;以桨叶沿叶高分布的弦长、安装角和侧掠为设计变量,充分考虑桨叶结构强度对设计变量的约束,以螺旋桨推力、效率不降低和远场噪声降噪最大为优化目标;优化桨叶通过了离心载荷试验、气动载荷试验、动态特性试验等强度试验;在气动声学风洞内完成了气动与声学性能验证,优化螺旋桨相比原始桨气动性能基本保持不变,优化螺旋桨在设计工况的1阶离散分量处的远场气动噪声峰值降低2.7dB,较小推力下降噪量最高可达4dB,2阶离散分量处也有明显的降噪效果。提出的方法同时满足气动、噪声和结构强度要求。     

弯掠动叶扩大稳定工作范围的实验研究

本实验利用两组轴流试验风机，每组分别为一台是常规（径向）动叶，另一台为弯掠动叶。一组保持它们具有（除弦长外）相同的几何参数和相同的转速（弯掠动叶中径处弦长增加量为２０．４％）；另一组具有相同的风机最高压比及其相对应的流量。在这两种条件下对每组风机进行了气动—声学性能的实验，其结果表明：具有弯掠动叶的轴流风机不仅改善了气动—声学性能，而且还大幅度地扩大了稳定工作范围。根据实验结果，对弯掠动叶扩大轴流风机稳定工作范围的机理进行了讨论。     

机车斜流风机的流场数值分析与设计优化

采用轴流风机工程方法和S2设计方法设计了三种不同叶片角的机车用斜流风机,利用三维雷诺平均N-S方程和SST湍流模型,数值模拟了斜流风机的内部流场和气动性能,并通过试验验证了风机的性能。结果表明:叶片前缘、中部和尾缘的角度对斜流风机的内流场和气动性能影响较大。叶片进、出口角增加8°~10°,同时降低中部角度与尾缘角度的差距,压力-效率曲线呈抛物线分布。在设计点附近,风机效率提高约5%。叶片前缘吸力面的静压分布更加平缓,背力面5%叶高处静压分布明显改善,没有出现分离区域,叶片载荷分布更加均匀。斜流风机仿真与试验对比,全压相差不过3%,效率相差不到4%,结果基本一致。     

风扇／增压级的设计及试验研究

介绍一台先进风扇/增压级的设计及试验。设计点的风扇外涵级压比为1.629,绝热效率为0.889,内涵低压压气机增压比为2.73,绝热效率为0.891,增压级为4级。气动设计采用了一套完整的设计体系,设计重点放在提高效率和增大主要工况气动稳定性上。经模型件试验验证,风扇性能超过了设计指标,增压级性能基本达到设计要求。     

高空飞艇螺旋桨优化设计与气动性能车载试验

结合某高空飞艇螺旋桨的总体设计方案要求,完成螺旋桨的优化设计以及气动性能车载试验.采用叶素动量理论作为螺旋桨气动性能的计算方法,并通过风洞试验验证了该方法的可靠性.结合遗传算法对螺旋桨的弦长和扭转角进行了优化,使螺旋桨更加高效轻质,优化后螺旋桨设计点的气动效率增加了2.3%.建立螺旋桨车载试验测控系统,可以改变试验海拔高度和大气参数,得到优化设计螺旋桨不同工况的气动性能.试验结果表明,相同转速和来流条件下,海拔越高,螺旋桨的推力和扭矩越小.海拔为3-6km时,全尺寸高空飞艇螺旋桨计算推力和扭矩与试验结果的平均相对误差分别为2.8%和9.2%,两者基本吻合,从而验证了高空飞艇螺旋桨车载试验的准确性.      

轴流压气机角区分离的研究进展

角区分离是一种常发生于轴流压气机"吸力面-端壁"角区的三维分离现象,该现象以及随之产生的流场堵塞和流场损失会对压气机的稳定工作和效率造成不良影响,严重时会发展为"角区失速"。随着现代轴流压气机单级负荷的提升,角区分离所产生的负面影响日益突出,严重阻碍了高负荷压气机的发展,各种主动、被动流动控制方法也因此被广泛应用于角区分离的流动控制。首先,从角区分离对轴流压气机性能的影响、角区分离的流场特征和角区失速的判别准则3个方面对轴流压气机角区分离的流动机理研究进行了回顾,详细讨论了角区分离的影响因素、角区分离的流动拓扑分析以及角区失速的定义与判别方法。其次,对三维叶片设计、翼刀与凹槽、旋涡发生器、非轴对称端壁造型、射流式旋涡发生器、等离子体气动激励以及附面层抽吸与附面层射流7类流动控制方法的研究进展进行了回顾,重点探讨了这些流动控制方法在抑制角区分离方面的应用,并给出了这些流动控制方法的对角区分离的作用机制。最后,对角区分离领域的研究现状进行了简要地总结,指出了现有角区分离的机理研究和流动控制研究所存在的不足,并对该领域未来的发展进行了展望。     

轴流风机的进口径向畸变研究

对轴流风机的进口速度畸变情况进行了分析,利用改进的双激盘理论通过进口速度分布的改变来分析进口畸变对于性能的影响,并且将模型的计算结果与实际的实验结果相比较,得到一种合理的速度分布.      

跨声速轴流压气机失速边界预测方法

研究了跨声速、单级设计压比为1.82的Stage 35轴流压气机与单级设计压比为2.05的Stage37轴流压气机在不同转速下的特性.在HARIKA原型程序基础上,改进了其叶排效率、落后角、理论能头计算模型,采用了两种轴流压气机失速边界的预测方法,第1种为HARIKA原型程序的分离流量预测方法,第2种为Koch所提出的失速静压升系数预测方法,所得特性计算结果与实验点吻合较好,Stage 35设计点效率的误差由原型的3.9%降低到改进后的1.5%,Stage 37设计点效率的误差由3.1%降低到1.9%.两种预测方法对失速边界流量的预测误差最小分别可达1.3%与1.6%,表明两种失速边界预测方法都是可行的.     

高负荷轴流压气机设计与试验验证

为了提高高负荷轴流压气机气动性能,探索高负荷压气机设计方法。首先,对高负荷压气机轴向载荷和参数分布进行研究与筛选优化;然后,利用二维正/反问题设计与分析方法优化压气机载荷展向分布;最后,利用三维流场分析方法进行精细分析,从而使高负荷压气机级间参数达到良好的匹配。将该方法应用于一台高负荷压气机设计中,并将试验值与计算结果进行了比较分析。结果显示:该技术有效地提高了压气机全工况的性能,使压气机各级工作在合理的参数下,相对于第4代发动机的压气机平均级压比提高了16%,效率提高了1%。     

进气畸变下低速轴流压气机失速起始特性试验

为探索进气畸变对压气机失速起始特性的影响,本文以一台双级低速轴流压气机为研究对象,对均匀进气和多种进气畸变形式下的失速起始特性进行了详细研究。进气畸变包括1×90°稳态单波、2×90°稳态双波和1×90°周向旋转单波3种形式,压气机转速为600 r/min和800 r/min。试验结果表明,在均匀进气和固定进气畸变条件下该压气机均表现为模态波式失速起始特征,而在旋转畸变时观察不到失速前扰动信号。均匀进气时,失速前20～30个转子旋转周期即可观察到模态波的存在,其传播速度等于42%转子转速,并诱导产生旋转失速团,而且在失速发展过程中,失速团旋转速度保持不变。稳态进气畸变时,也是由模态波诱导产生旋转失速,但在失速团发展过程中,失速团的旋转速度会发生变化。旋转进气畸变时,失速前检测不到42%转子转速的模态波扰动,也没有发现尖脉冲扰动。     

单级轴流压气机失速起始的数值模拟

基于某亚声单级轴流压气机试验台孤立转子环境下预失速行为的研究成果,进一步数值研究了该试验台单级环境下的失速起始过程.数值探针的监测结果表明,失速起始过程中单级轴流压气机的流动失稳始于转子叶尖部位,这与前期针对该试验台流动失稳的测量结果是一致的.对数值模拟的瞬态流场进行分析表明,先兆波的型式已从孤立转子环境下的“突尖”型转变为单级环境下的“多个小失速团”型,说明静叶的存在改变了近叶尖载荷的周向分布规律.然而,“叶尖二次涡”的形成与运动依然是“多个小失速团”型先兆波浮现的流体动力学机理.      

轴流压气机过失速的非线性动力学分析

为了解Greitzer的B参数和节流γ参数对轴流压气机过失速行为的影响, 使用分叉分析方法, 研究了压缩系统中过失速所对应的静态分叉行为.由此, 划分了γ-β分叉参数空间中, 轴流压缩系统稳定和不稳定流动的区域分布图.结果表明, 非线性动力学的分叉分析方法, 可以准确的捕捉到轴流压缩系统中典型的过失速流动行为, 同时可以简便的分析分叉参数作用下平衡点稳定性的变化情况.      

STUDY ON THE POST-STALL BEHAVIOR OF AN AXIAL-FLOW COMPRESSION SYSTEM

Ｄｕｒｉｎｇｏｐｅｒａｔｉｏｎｏｆａｘｉａｌ－ｆｌｏｗｃｏｍｐｒｅｓｉｏｎｓｙｓｔｅｍｓ，ｉｎｓｔａｂｉｌｉｔｙｐｈｅｎｏｍｅｎａｋｎｏｗｎａｓｓｕｒｇｅａｎｄｒｏｔａｔｉｎｇｓｔａｌｈａｖｅｂｅｅｎｏｂｓｅｒｖｅｄ．Ｓｕｒｇｅｉｓａｖｉｏｌｅｎｔｐ...     

跨声速轴流压气机径向涡现象与失稳机理

对NASA Rotor 37进行数值模拟并与实验结果对比,计算了堵塞点到失稳点的全部工况,详细探究了跨声速轴流压气机附面层分离规律与失稳机理.研究发现:激波后的吸力面附面层中存在一条径向涡,它增强了附面层分离,使部分靠近吸力面的主流向叶尖堆积.随着工况向失稳点推进,压气机转子叶尖出现两块堵塞区,由叶尖泄漏涡与激波作用引起的堵塞区位于压力面前端,由叶尖泄漏涡与径向附面层分离涡耦合作用引起的堵塞区位于吸力面50%弦长后,两块堵塞区的叠加作用最终引起压气机失稳.      

旋转扰动波对轴流压气机气动稳定性影响

利用旋转扰动波发生器在一台低速二级轴流压气机上开展实验,研究其旋转频率、扰动扇区角度以及产生的低压区个数对压气机气动稳定性的影响,发现不同的扰动扇区角度和低压区个数下对压气机稳定裕度影响最大的“危险频率”不变.基于M-G模型发展出考虑旋转扰动波影响的二维不可压缩模型,该模型可计算不同扰动扇区角度及低压区个数的旋转扰动波对压缩系统稳定性及动态失速特性的影响,对实验压气机进行建模分析,发现旋转扰动波会诱发模态波的产生,且频率越接近旋转失速团的传播频率对压缩系统稳定裕度的影响越大.