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环形叶栅内利用非定常激励减少分离区损失的研究 总被引:2,自引:0,他引:2
阐述了在环形扩压叶栅内利用非定常激励减少分离区损失的实验研究成果。在测得各个工况下环形叶栅的分离旋涡频谱特性的基础上,采用施加声激励的实验手段,系统研究了扩压环形叶栅内流动与非定常扰动之间相互作用的机理,证实了一定条件下的非定常扰动能促使叶栅分离区的减小,从而降低总压损失,达到提高气动性能的目的。分别从激励频率和强度的角度出发,探索了影响激励效果的途径。 相似文献
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施加非定常气流脉动激励将大幅度减少叶栅分离损失。而激励的效果与本身的气流脉动脉动频率以及强度等因素有关。为了考察非定常气流脉动激励对叶栅气流分离的作用,以及激励作用效果最佳时激励脉动频率与叶栅分离旋涡脱落频率之间的关系,进行了叶栅分离旋涡脱落频率的测量。实验在环形叶栅实验台上进行,利用IFA300热线风速仪等测试仪器进行实验,分析了不同实验条件下环形扩压叶栅后流动脉动的分布情况。结果表明,在不同迎角以及不同测量位置处(叶中和端壁压),所测环形扩压叶栅后的流动分离均存在某一特征频率。此外对导流叶栅后和环形扩压叶栅后的流动情况的对比说明了在叶轮机械非定常流中流动分离频率的锁定(lock on)现象^[1]。 相似文献
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为优化叶片吸力面流动分离结构,探究对于角区分离更好的流动控制方法,以一大弯角扩压静子叶栅为研究对象,对叶片进行全叶高槽道结构处理,并在其基础上于槽道出口前进行端壁抽吸槽结构处理。在来流马赫数为0.7,来流攻角为-8°~6°工况下,对原型叶栅、全叶高开槽叶栅及组合流动控制叶栅进行性能计算及对比。结果表明:全叶高开槽方案能有效消除叶片吸力面叶中附面层分离,抑制角区分离,减小原型叶栅的总压损失,提高扩压能力。对比全叶高开槽方案,组合流动控制方案能更有效地抑制端壁二次流于槽道出口前在吸力面上的发展,进一步消除角区分离,优化近端壁区流场。因此,端壁抽吸加全叶高槽道射流的组合流动控制方案对于宽来流攻角范围具有更强的适应性,从而更有效地减小原型叶栅的总压损失,拓宽其可用攻角范围,提高叶栅的扩压能力。 相似文献
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等离子体气动激励抑制压气机叶栅角区流动分离的仿真与实验 总被引:9,自引:4,他引:5
进行了等离子体气动激励抑制低速压气机叶栅角区流动分离的数值仿真研究,并进行了实验验证.小攻角情况下,叶片吸力面角区流动分离导致显著的尾迹总压损失.来流速度为50 m/s(雷诺数为223 000)时,等离子体气动激励可以有效的抑制角区流动分离,降低总压损失.激励电压、频率分别为10 kV和22 kHz时,50%叶高处的尾迹压力分布基本不变,60%和70%叶高处的最大总压损失分别减小了13.83%和10.74%.增加激励电极组数或激励电压,可以增强抑制效果. 相似文献
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基于常规跨声速扩压叶栅吹风试验结果确定合理抽吸位置,并在此基础上对该叶栅进行多种工况的附面层抽吸试验,分析附面层抽吸作用下叶片表面马赫数、出口尾迹与总压损失系数的变化。结果表明:开设抽吸缝对常规跨声速叶栅原有流场结构的总体影响较小,但当抽吸缝位于马赫数峰值位置时,会对下游流动产生一定扰动。在适当位置抽吸能抑制跨声速叶栅表面流动分离,且只有抽吸量达到一定数值后,附面层抽吸作用才会对叶栅气动性能起到明显正效果。当抽吸量达到0.87%时,该跨声速叶栅总压损失系数降低了7.8%。 相似文献
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射流旋涡发生器控制大折转角扩压叶栅二次流 总被引:10,自引:4,他引:6
将射流旋涡发生器引入到某折转角为60°的扩压叶栅端壁二次流控制中,研究了射流方向和射流总压对扩压叶栅气动性能及栅内流动的影响.结果表明:当射流旋涡发生器侧向倾角为0°时,仅采用不足扩压叶栅进口流量0.5%的射流流量,即可显著减少栅内损失.射流旋涡有效阻碍和推迟了通道涡发展,在下洗侧将主流流体卷入端壁附面层内,而在上洗侧将低能流体带入主流中,从而减少了角区低能流体聚积,减弱了吸力面的分离流动.当射流进口总压采用与扩压叶栅进口相同的总压时,总压损失减小21.5%,且射流进口总压越大,其控制效果越明显. 相似文献
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为了探索缝隙射流对高负荷扩压叶栅气动性能与近壁流场结构的影响机制,实验研究了设计冲角下有/无缝隙结构的高负荷弯曲扩压叶栅近壁流场结构与出口气动损失分布规律,获得了叶片近壁压力场数据、流动图谱以及叶栅出口流动损失参数.结果表明,缝隙两端压差导致的从叶片压力面到吸力面的射流能够增加附面层高熵流体的能量,缝隙射流将局部积聚的低能流体及时引向主流,减小高熵流体在叶展中部或端区掺混撞击,抑制了栅后尾迹高熵流体的过度聚集,从而有效提高高负荷压气机叶栅气动性能. 相似文献
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合成射流控制高速扩压叶栅二次流的数值模拟 总被引:1,自引:1,他引:0
数值研究了合成射流控制高速扩压叶栅角区分离,并揭示其推迟分离、降低损失的作用机理。研究发现:合成射流可以显著改善叶栅内流场的时空结构,叶栅出口时均总压损失系数最大降低19.8%,静压系数也提高了近8.8%。合成射流通过周期性地吹/吸气有效控制角区分离,吹气阶段的高动量射流流体增大了吸力面附面层及角区流体的能量,吸气阶段则借助于附面层抽吸作用有效减少了高熵、低能流体的堆积,从而增强了角区流体抵抗流向逆压力梯度的能力、并推迟流动分离,且吸气阶段的流动控制效果明显更好。射流角度和射流动量是影响合成射流作用效果的重要参数,近切向的合成射流有利于向附面层注入动量,增大射流动量也有助于增强流动控制效果。析因设计研究表明,射流角度的影响效应更为显著,但与射流动量之间并不存在交互作用。 相似文献
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提出了使用叶根槽作为一种被动控制手段来控制跨声叶栅的角区分离问题。在压力面与吸力面的压差作用下,叶根槽可产生自发射流,为叶栅吸力面侧角区注入高能流体,从而控制跨声叶栅的角区分离问题。通过数值模拟的方法分析了在不同攻角下叶根槽对压气机叶栅性能的影响及作用机理。结果表明:在小攻角下,叶根槽射流可破坏角区环形涡,从而有效减小跨声叶栅角区分离,提高叶栅的流通能力,改善叶栅性能;在大攻角下,叶根槽射流已不能破坏角区环形涡,但仍能为角区低能流体充能,减弱角区分离,从而拓宽叶栅工作范围。在0°攻角下总压损失系数可降低11.6%,同时叶栅攻角裕度由2°拓宽为3°。 相似文献
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Yinxin ZHU Wenqiang PENG Zhenbing LUO Qiang LIU Wei XIE Pan CHENG Yan ZHOU 《中国航空学报》2023,36(7):366-377
To effectively reduce the loss of strong shock wave at the trailing edge of the supersonic cascade under high backpressure, a shock wave control method based on self-sustaining synthetic jet was proposed. The self-sustaining synthetic jet was applied on the pressure side of the blade with the blow slot and the bleed slot arranged upstream and downstream of the trailing-edge shock,respectively. The flow control mechanism and effects of parameters were investigated by numerical simulation. The res... 相似文献
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流动参数对合成射流控制叶栅流动分离的影响 总被引:1,自引:1,他引:0
采用大涡模拟方法、结构化网格建立了低压高负荷透平Pak B叶栅的非稳态数值分析模型,研究了不同流动参数对合成射流控制叶栅流动分离的影响.控制前随着雷诺数的减小和气流攻角的增大,叶栅流动分离区域变大,在气流攻角为5°下发生分离未在尾缘前再附的情况.合成射流控制后,不同流动参数下的流动分离都得到了有效的控制,并且在射流偏角为30°时,合成射流控制效果最好.合成射流使叶栅吸力面的流动分离位置推迟,再附位置前移,分离泡尺寸减小,叶栅吸力面的逆压梯度段缩短,吸力面边界层表面的剪切层在向下游迁移的过程中,没有发生充分的抬升,避免了大尺度涡旋的形成,并且很快地黏附于壁面,进而有效地控制了流动分离. 相似文献
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射流襟翼-低压涡轮叶栅主动流动控制数值研究 总被引:2,自引:2,他引:0
针对PAK-B低压涡轮叶型,基于耦合了Langtry-Menter转捩模型的Menter's SSTk-ω两方程模型,数值研究了不同流动状态下射流襟翼的流动控制机理.计算结果表明,射流襟翼能够有效控制PAK-B叶型失速流动状态下的损失,当射流流量百分数为2%,能量损失系数较无射流襟翼控制状态时下降40%;同时,气流转折角增大5%;影响并使主流进口质量流量减小10%,对于叶型未失速流动,控制不一定有效.结果还表明,射流襟翼能够推迟相邻叶型吸力面边界层转捩,从而延迟分离流动再附. 相似文献
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为了探究直孔射流对压气机叶栅的影响,通过实验方法,结合流场显示技术和流场测试技术,对无控叶栅和直孔射流方案下的压气机平面叶栅在正攻角下的流场结构和气动性能进行了分析。结果表明:无控叶栅中吸力面存在三个螺旋点,而不同射流方案下螺旋点的数量和位置变化明显;无控叶栅端壁存在一个从吸力面起始的分离区,布置射流孔后,在射流孔前发展出马蹄涡,马蹄涡的两个分支的发展情况及其对流场影响随着不同射流方案呈现出不同的特点;射流孔的位置对控制效果有明显的影响,最佳方案减小了3.2%的总压损失,增大了1.86%的通流流量;在最佳方案下,吸力面螺旋点数量减少到了1个,端壁没有明显的尾迹出现,出口处高损失区的欠偏转和端区的过偏转均有所减弱。 相似文献
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为了控制压气机叶尖间隙泄漏流动,减少叶尖泄漏流和泄漏涡对压气机内部流场带来的不利影响,数值模拟研究了在压气机叶栅叶顶位置沿叶片中弧线开槽抽吸对叶尖泄漏流的控制效果,并与端壁流向开槽抽吸方案进行了对比分析。研究结果表明:叶顶抽吸和端壁抽吸直接通过影响叶尖泄漏流的结构形态,减弱间隙泄漏流强度和影响范围,从而提升压气机/叶栅性能。叶顶中游抽吸方案Slot TB对于泄漏流与泄漏涡的控制效果优于叶顶上游抽吸方案Slot TA;而机匣端壁上游抽吸方案Slot CA相较于中游抽吸方案Slot CB对叶顶流场改善效果更佳。叶顶抽吸和端壁抽吸在抽吸量为0.6%时分别可以使总压损失系数下降约3.3%和7.2%。 相似文献
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局部及全叶高合成射流对高速压气机静叶栅流场结构的影响 总被引:1,自引:1,他引:0
数值研究了合成射流控制高速压气机静叶栅吸力面角区分离,对比分析了不同射流结构对叶栅内流场结构及气动性能的影响。研究结果表明:合成射流通过周期性地吹气和吸气推迟角区分离、降低总压损失,由于吹气和吸气阶段的作用效果不同,使得叶栅出口损失系数的改善效果呈现出周期性波动。合成射流对通道涡以及角区二次流的有效控制是其取得良好控制效果的关键,当冲角为2°时,局部、全叶高方案最大可使总压损失系数分别降低22.2%和23.8%。由于局部叶高方案无法控制叶展中部的流动,造成该区域的尾迹损失增大,从而导致其流动控制效果弱于全叶高方案。两种射流结构都具有良好的变工况适应特性,全叶高方案在大冲角时逐渐体现出其优势,当冲角为4°时,总压损失系数的改善幅度相比局部叶高方案提高了2.8%。 相似文献