近失速状态下压气机转子叶尖旋涡流动研究

在低速大尺寸单级压气机实验台上,利用SPIV技术测量了近失速状态下压气机转子尖区多个截面的三维瞬态速度场。基于瞬态场测量结果,详细阐述了近失速状态下压气机转子叶尖泄漏涡的演化过程和角区旋涡的形成过程。测量结果表明角区旋涡是一种总体意义上的旋涡,其涡核是由多个涡团组成的,形成角区旋涡的一个关键机制是压气机的旋转运动对源于近吸力面的正负涡量的涡团具有选择性。     

跨声速压气机转子叶尖间隙流动失稳试验研究

以跨声速单级轴流压气机为试验对象,通过在机匣表面安装高频响应动态压力传感器测量转子叶尖间隙流场,观察了不同转速下转子叶尖间隙泄漏流动结构随工作状态变化的响应特征。试验结果表明:100%转速时,叶尖间隙泄漏涡通过脱体激波后会突然膨胀而出现涡破裂现象,在转子通道内形成大面积的高静压低速堵塞区,对转子叶尖区域通道造成严重堵塞,迫使叶尖间隙泄漏流在相邻转子叶片叶尖前缘发生溢流,最终触发压气机内部流动失稳。80%转速时,叶尖间隙泄漏涡对叶片通道主流区堵塞影响较小,通道激波对进口来流产生阻滞作用,气流在进入转子叶片通道进口前严重分离,使得整个转子叶片通道完全被堵塞,最终触发压气机内部流动失稳。     

单转子轴流压气机涡动力学失稳机理研究

为了研究单转子轴流压气机的涡动力学失稳机理,采用基于Shear Stress Transport(SST)湍流模型的尺度自适应雷诺平均/大涡(RANS/LES)混合模拟的方法对低速单转子轴流压气机进行了非定常数值模拟。研究结果表明:在设计转速3kr/min条件下,叶顶泄漏涡、二次泄漏涡以及诱导涡破碎引起的叶顶区域的堵塞是触发单转子轴流压气机内部流动失稳的主要因素。压气机由近堵塞工况点向小流量工况点逼近的过程中,叶顶泄漏涡轨迹与轴向的夹角由70°增加到76°,二次泄漏涡起始点位置前移加速叶顶泄漏涡向转子前缘移动。近失速工况点叶顶泄漏涡的轴向动量与主流的轴向动量之间存在一种平衡,叶顶泄漏涡稳定在转子前缘。压气机进一步节流主流的轴向动量减小,对叶顶泄漏涡轴向动量的抑制能力减弱,叶顶泄漏涡的位置不再稳定,诱发尖脉冲型失速先兆。     

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.      

压气机叶顶流动不稳定性试验和数值研究

为了研究大叶顶间隙下压气机的流动失稳演化过程和物理机理,以某单级轴流压气机试验台为研究对象,利用布置于机匣壁面的动态压力传感器测量叶顶流场的脉动特征,利用全通道数值模拟获得与流场失稳发展相关的非定常流动细节。结果表明：随着流量减小压气机内部流动经历了稳定状态、旋转不稳定性和旋转失速3个阶段,叶顶泄漏涡的两种临界行为与不稳定性模式的转变有关。当叶顶泄漏涡移动到相邻叶片尾缘时,在与相邻叶片的干涉作用下开始随时间振荡,导致了小尺度的扰动沿周向传播,即旋转不稳定性。在近失速工况下,叶顶泄漏涡与主流交界面超过叶片流道进口平面,导致前缘溢流,并伴随着前缘径向涡的周期性产生、周向迁移和衰减。此时,前缘径向涡沿周向几乎呈均匀分布,构成了有序传播的扰动。随着压气机被进一步节流,前缘径向涡的有序传播被破坏,形成了局部聚集的分布特征,从而产生了局部堵塞更强、熵更高的失速团。     

跨音轴流压气机转子失稳机理研究

以NASA Rotor 37压气机为研究对象,进行了从堵塞点到失稳点的全三维定常数值模拟研究。通过对不同工况下转子叶尖间隙涡的对比分析,揭示了压气机在该转速下的失稳首先是由泄漏涡破裂造成的叶尖通道堵塞,进而扩展到整个叶排形成整机失速,此时叶片吸力面分离造成的堵塞作用还没有达到使压气机失速的程度。     

叶尖小翼对跨声速压气机转子变工况性能的影响

为了进一步揭示叶尖小翼对跨声速压气机转子气动性能的影响机理,利用数值模拟方法研究了不同叶尖小翼安装方式对跨声速压气机转子气动性能的影响,并在分析跨声速压气机转子不同转速时的流动失稳机制的基础上探讨了叶尖小翼的扩稳机理.研究结果表明:最大宽度的压力面小翼在100%,80%及60%设计转速下分别使得跨声速压气机转子失速裕度增加8.1%,17.4%和7.1%.100%及80%设计转速时,转子叶尖区激波/叶尖泄漏涡干涉及泄漏涡破裂后产生的阻塞区是影响跨声速压气机转子内部流动失稳的关键因素.压力面小翼的扩稳机制在于降低了叶尖泄漏流强度,减弱了激波/叶尖泄漏涡干涉的强度,减小了叶尖泄漏涡破裂后产生的阻塞区.60%设计转速时,转子叶片吸力面气动过载导致的大面积的分离流动是诱发该跨声速压气机转子失稳的主要机制,此时压力面小翼的扩稳机制在于降低了转子叶尖来流的等效攻角,减弱了转子吸力面附面层三维分离的程度.      

轴流压气机转子叶尖间隙流动结构的数值研究

为进一步加深对轴流压气机转子叶尖间隙内泄漏流/涡流动结构的认识,针对某台用于高压压气机低速模拟的四级重复级大尺度轴流压气机上的转子,采用定常数值方法开展了详细的研究。首先用已有的试验结果校核了计算方法的可靠性,随后研究了设计点工况下端区复杂流动结构和流动损失的机理,最后比较了无叶尖间隙和不同叶尖间隙大小的轴流压气机转子端区流动结构的差别,以及设计点和近失速情况下叶尖泄漏涡结构、泄漏流/主流交界面、端壁堵塞以及端壁损失的区别。结果表明,在62.5%间隙高度以下的叶尖区域内,从前缘叶尖间隙流出的流体会卷吸成叶尖泄漏涡,且随间隙高度的增加其占据的叶尖泄漏涡的位置由内而外;而在62.5%间隙高度以上,从转子前缘间隙内流出的流体不会卷吸成叶尖泄漏涡,随间隙高度的增加流动受叶尖泄漏涡的影响越来越小,更易出现二次及多次泄漏,且所占据的弦长范围也更宽广;设计状态下,叶尖泄漏涡在向下游发展的过程中会逐步膨胀,并与主流强烈掺混,无量纲流向涡量迅速减小,但无量纲螺旋度值显示其仍能保持集中涡的特征。     

轴流压气机小流量状态转子叶尖泄漏涡三维紊流特性

用三维激光多普勒测速系统测量研究了低速大尺寸单级压气机在小流量状态下转子叶尖泄漏涡的三维紊流特性。结果表明,小流量状态下叶尖泄漏涡是引起压气机转子内尖部紊流脉动的主要因素之一,造成的高紊流区沿流向逐渐扩大,并较迅速地向通道中部和低叶高方向移动,紊流强度值随旋涡的增强而增大。在泄漏涡影响区域中,径向紊流强度水平最高,轴向和切向紊流强度水平相近,3个剪切应力中,轴向—径向最大,切向—径向次之,轴向—切向最小。在 80 %弦长附近,泄漏涡发生破裂,导致更强、更大范围的紊流脉动。受角区旋涡发展的影响,后半个通道内叶尖吸力面角区在较大范围内紊流脉动强,剪切应力大。      

压气机静子通道内的流场测量

为了研究根部间隙对压气机静子通道内流场的影响,设计了4根不同长度的“L”型五孔探针和1根四孔探针.通过位移机构带动上述探针,在最大流量和近失速两种工况下,对某双级低速轴流压气机的第1级静子通道内5个不同轴向位置截面进行了流场测量.实验结果表明:静子通道内总压损失主要是由叶尖附近角区分离以及根部泄漏流与主流的相互掺混引起的.静子通道内主要存在着上/下通道涡、叶尖角涡和泄漏涡等旋涡结构.      

轴流压气机转子近失速工况点叶尖区流动非定常性分析

为了揭示某轴流压气机转子近失速工况点叶尖区域流场的非定常变化及其形成机理,采用定常和非定常数值模拟方法对其内部流场进行了全三维的数值模拟。通过和已有的试验测量结果进行对比分析表明,预测的总性能及基元性能与试验结果取得了很好的一致性。近失速工况点的非定常模拟结果表明,压气机的总性能及叶片承受的扭矩出现了周期性的波动,其波动周期约为转子通过频率的2.5倍。进一步详细分析叶尖区流场的瞬态流动结构发现,间隙泄漏涡在近失速工况下出现了泡式破碎,破碎的泄漏涡、主流以及来自相邻叶片的间隙泄漏流相互作用形成了另外一个特征明显的旋涡(命名为叶尖二次涡)。该旋涡的形成、发展和运动是压气机的总性能出现周期性波动的主要原因。     

轴流压气机转子尖部三维复杂流动Ⅰ——实验和理论研究

在低速大尺寸压气机实验台上,利用体视图像粒子测速(SPIV)技术测量了设计状态和近失速状态转子尖部的三维复杂流动,对典型二次流流动结构的特性及其产生、发展和演化机制做了研究。实验测量覆盖整个转子通道,从测量得到的各阶物理量中可以识别出叶尖泄漏涡、角区旋涡、通道涡和进口导叶尾迹等多种二次流流动结构。通过分析各种二次流流动结构造成的流动堵塞和损失发现:在设计状态,叶尖泄漏涡是流动堵塞和损失的主要来源,在转子出口处造成的流动堵塞约为总流量的0.35%;在近失速状态,角区旋涡对流动堵塞和损失的分布起了决定性作用,造成的流动堵塞可以达到总流量的8.5%。最后,借鉴二次流理论对角区旋涡的产生、发展和演化机制做了理论分析,结果表明角区旋涡的发展过程主要由流向速度的展向分布规律决定。     

Identification of vortices in a transonic compressor flow and the stall process

IntroductionVortex is often the essential element re-sponsible for triggering stall and surge in com-pressors.So the identification and the analysisof the vortices in compressor are usually quitehelpful for the understanding of the compressorbehavior.Howe…     

不同转速下跨声速轴流压气机内部流动失稳的机理

以跨声速轴流压气机转子NASA Rotor 67为研究对象,采用数值模拟方法,开展100%、80%及60%转速下跨声速轴流压气机内部流动失稳触发机制的机理研究。数值结果与实验数据的对比分析表明:在3个转速下,数值总性能曲线的变化趋势与实验数据符合一致。通过压气机内部流场的详细分析,得出其基本流动机理。在3个转速下,随着压气机节流,叶顶泄漏涡(TLV)的起始位置逐渐向叶片前缘移动,叶顶泄漏涡也逐渐向相邻叶片压力面偏转,相比近峰值效率点,近失速点时在100%、80%以及60%转速下叶顶泄漏涡的偏转角度分别为3°、6°和9°。在100%和80%转速下,叶顶泄漏涡与激波相互作用所导致的堵塞是触发压气机内部流动失稳的机制,并且在80%转速下,叶顶泄漏涡发生破碎;而在60%转速下,泄漏涡在相邻叶片出现的叶顶前缘溢流(LESF)是触发压气机内部流动失稳的主要机制,叶片吸力面尾缘出现的小尺度附面层气流分离(BLFS)不是主要机制。      

轴流压气机转子叶尖二次涡的试验验证及形成机理

对轴流压气机转子机匣壁面静压进行动态测量,采用小波分析方法处理近失速工况动态压力测量信号,功率谱显示在与二次涡相近的频率上存在较高的能量带,能量峰值沿轴向的衰减与二次涡的变化规律相符,表明二次涡在流场中存在是可能的。针对相同转子进行全通道非定常数值模拟,计算结果表明,近失速工况下,转子圆周每个通道叶顶附近均存在规律一致的二次涡运动。叶片中后段间隙泄漏流与间隙泄漏涡破碎产生的低能流体相互作用,在泄漏涡破碎形成的堵塞区域中形成二次涡。二次涡运动使得近叶顶载荷分布发生变化,从而导致近叶顶流场出现了一种周期性的自维持的非定常流动现象。     

Effect of tip geometry and tip clearance on aerodynamic performance of a linear compressor cascade

The tip leakage flow between a blade and a casing wall has a strong impact on compressor pressure rise capability, efficiency, and stability. Consequently, there is a strong motivation to look for means to minimize its impact on performance. This paper presents the potential of passive tip leakage flow control to increase the aerodynamic performance of highly loaded compressor blades. Experimental investigations on a linear compressor cascade equipped with blade winglets mounted to the blade tips have been carried out. Results for a variation of the tip clearance and the winglet geometry are presented. Current results indicate that the use of proper tip winglets in a compressor cascade can positively affect the local aerodynamic field by weakening the tip leakage vortex. Results also show that the suction-side winglets are aerodynamically superior to the pressure-side or combined winglets. The suction-side winglets are capable of reducing the exit total pressure loss associated with the tip leakage flow and the passage secondary flow to a significant degree.