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角区分离普遍存在于压气机中,随着负荷的提升,角区分离可能发展为角区失速,导致流动的堵塞与损失显著增大。前人基于二维叶栅,提出了预测叶片角区失速的模型,但这些模型并没有考虑到真实压气机环境中流动的强三维性。本文在现有模型基础上,一方面对其进行改进,以考虑压气机中流动具有强三维性的影响;另一方面,利用低速压气机实验台上获得的大量实验数据对现有模型和改进后的模型进行校验。结果表明:在真实压气机中,现有的准则不再可行;而基于改进后的模型,存在一个临界参数D=0.405±0.02,能够准确判断静子根部角区分离和角区失速;另外,改进后的参数D与静子根部端区流动影响范围内的堵塞和损失存在很强的关联。 相似文献
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单级轴流压气机叶端区二次流动的研究 总被引:1,自引:0,他引:1
为揭示某单级压气机非设计转速下影响效率和稳定性的关键因素,采用实验和数值模拟相结合的方法,系统地研究了该压气机动、静叶通道内的二次流动随工况(即叶片负荷)的变化规律.对于转子,大流量工况叶端区的二次流主要以泄漏流/泄漏涡和轮毂角区分离为主,而到了峰值效率和近失速工况,整个叶高基元的过度扩压导致的叶片失速抑制了轮毂角区失速的发生.静叶叶尖端区的二次流动虽然具有三维性,但到了近失速工况它依然没有发展成为角区失速.静叶叶根的泄漏流动虽然对端壁附面层的低能流体向轮毂吸力面角区的汇聚起到了一定的抑制作用,但它对角区失速的控制效果却受到压气机不同流量工况的影响.近失速工况叶根泄漏流动抑制角区失速的能力不足是导致压气机效率下降的主要因素,而转子叶尖的二次流动造成的对整个叶尖通道的阻塞是限制压气机稳定性的关键因素. 相似文献
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为了探索机匣处理作用下转/静子的轴向匹配方法以进一步提高压气机级的失速裕度,研究了静子的叶型安装角及"弯"、"掠"规律对压气机性能的影响,针对机匣处理与优化静子的组合结构进行了非定常数值模拟,阐述了该结构的扩稳机理以及压气机新的失速机制。研究结果表明,在机匣处理作用下,静子成为压气机失速的触发因素,通过对静子叶型安装角及"弯"、"掠"规律的优化均可进一步提高压气机级的失速裕度,其中改变静子"弯"型对压气机级失速裕度的改善最大。组合应用机匣处理与尖部反弯根部正弯静子后,压气机效率基本不变,失速裕度提升了80.2%,较单独使用机匣处理提升30.9%。在该组合结构作用下,压气机的失速由静子触发,静子叶根吸力面在激波作用下发生附面层分离,且与轮毂表面附面层相互作用形成角区涡,接近失速边界时,静子叶根形成"前缘溢流,尾缘反流"现象,造成静子通道的大范围堵塞,诱发压气机失速。压气机级的扩稳应充分考虑机匣处理的影响,对静子进行优化设计。 相似文献
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为了研究静叶轮毂间隙对压气机角区失速的控制作用,以某1.5级轴流压气机为研究对象,采用三维数值模拟方法研究静叶轮毂整体间隙和部分间隙对压气机低工况点和设计点气动性能的影响。结果表明:整体间隙通过产生泄漏流削弱起始于轮毂表面终止于静叶吸力面的“龙卷风”旋涡的能量源,达到了控制角区失速提高压气机低工况点性能的目的,但间隙产生的泄漏损失会降低设计点性能。而部分间隙明显优于整体间隙,部分间隙的位置越靠近尾缘,低工况点性能提高的幅度越大,同时对设计点的损害越小。TAI2方案的低工况点流量增加了0.89kg/s,效率提高了1.25%,而设计点效率不降低。另一方面,只有当部分间隙增大到一定尺寸后间隙泄漏流才足以抑制角区失速团。 相似文献
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弓形静子提高压气机抗旋流畸变能力研究 总被引:1,自引:1,他引:0
为降低旋流畸变对轴流压气机性能和稳定性的影响,对双级低速轴流压气机的第1级静子进行了3种不同正弯角的弓形叶片设计.采用整环三维定常计算方法,研究了对涡旋流下压气机的性能和稳定性.结果表明:静子采用合理的正弯曲设计能够提高压气机抗对涡旋流的能力.正弯曲弓形静子能够降低端壁区域的负荷,抑制各排叶片叶根区域吸力面附面层分离的形成以减小损失、提高效率和总压比.静叶弯角为10°时峰值效率增加1.5%,失速边界点流量减小6.95%.流量为18.5kg/s时,效率、总压比分别增加1.7%和0.03%.当弯角过大时,叶中区域负荷上升且摩擦损失增大,反而不利于效率和总压比的提升. 相似文献
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为了揭示近失速工况下动叶间隙和静叶角区的复杂流动结构,探索诱发压气机失速的主要因素,对高负荷跨声速压气机开展数值研究,获得了整级压气机和单转子的特性曲线,进而对压气机的流场进行了详细分析。结果表明:对于研究对象,失速最先起始于静叶上角区。上角区完成由开式分离到闭式分离的转变过程,可以认为是静叶发生失速的标志。在近失速工况下,动叶叶尖泄漏涡发生"泡式破裂"堵塞流道,泄漏涡破裂引起的堵塞作用一直从叶顶延伸至70%叶高左右。 相似文献
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《航空学报》2015,(11)
为了研究转静子叶片排之间的轴向间距对压气机内部流动堵塞及气动性能的影响,选取某单级轴流压气机为研究对象,采用多通道非定常数值计算方法对其5种不同轴向间距下的内部流场进行了全三维数值模拟。结果表明:在每一种轴向间距下,当压气机节流至某一工况之后,压气机通道内的流动堵塞区主要集中在转子叶顶间隙区域和动叶吸力面尾缘附近以及静叶吸力面轮毂角区内;在同一流量下,随着轴向间距的减小,转子叶根吸力面尾缘处的流动堵塞区有所扩大,但转子叶顶间隙区域及静叶吸力面轮毂角区内的流动堵塞区体积却不断减小,压气机通道内回流区的总体积也随之减小,其结果是压气机的静压升能力和流动稳定性增强且效率增大。通过进一步研究发现:在同一流量下,当轴向间距减小时,转子叶顶间隙区域内的主流轴向动量增大且泄漏流的轴向动量减小,其结果是转子叶顶间隙区域内流动堵塞区的体积减小。 相似文献
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本文研究了平板上扰流片静止及振动时所诱导的分离涡的形成过程。当拢流片静止时。在拢流片后仅形成不规则的大尺度涡,一旦执流片振动。就诱导出有固定频率的分离涡。拢流片振动频率,对分离涡的尺度、强弱、成对、合并过程有重要影响。文中还对的流片振幅大小的影响进行了讨论。 相似文献
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本文用统一的Levy-Lees变换以及正算法与逆算法相结合,求解了超音速绕凹角湍流分离流动。 对附着流区用边界层正算法,压强分布用流过尖劈统一的高超音速与超音速公式,湍流模型取代数涡粘性模型;对凹角分离区用边界层逆算法,给定位移厚度δ~*分布,湍流模型取代数松弛模型;边界层计算采用Cebeci-Keller Box方法;计算成功地算得分离流场,较好地预估了分离点与重附点位置以及壁面压强分布与表面摩擦应力分布。 相似文献
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凹半球降落伞模型在加速和定常流中的流场观测 总被引:7,自引:0,他引:7
在北京航空学院水槽中,用氢泡法对绕凹半球模型流动进行了研究。模型前后流速分布是用氢泡时间线测量的,它与在起动开始时由无旋流理论估算值接近,但当起动旋涡变大以后,在尾流中流速差别变大。在模型后部诱导出较大的反流速席。所以由无旋估计的虚质量只在开始时是可用的,并且在起动涡变大时,虚质量应更大。 在定常流中,在模型前有时形成一个大旋涡,这个旋涡是非定常的并且可能引起侧向力和伞的非定常运动。模型上适当开孔可减小甚至消除此旋涡。 相似文献
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本文用微分方程的相似理论把非定常轨线方程变换成自洽系统,考察变换后临界点邻域在非定常流场中的映象,进而对非定常流中“瞬时临界点”溉念的可用性及其限度作了讨论。 相似文献
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本文提出了LTRAN2的一种改进方案BTRAN2用来分析翼型的各种频率的非定常运动。用E-O调转换格式和ADI方法求解了完全的二维非定常跨音速小扰动位流方程,并用单调转换的AF2格式计算了定常跨音速小扰动方程,以此作为非定常计算的初场。本文给出了带后缘正弦振荡襟翼的NACA 64 A006翼型的绕流和做正弦俯仰振荡的NACA 64 A010翼型的绕流计算结果,它们与Euler方程解或实验数据很吻合。 相似文献
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本文给出充满粘性不可压缩流体时同心圆柱间内柱作小振幅振荡所诱导的二次旋涡流动的解析解,对典型的柱径比给出容器外边界对二次旋涡流动流线、涡量分布和动能分布的影响。给出了等涡量线和等动能线分布的鞍点。采用数值求解非定常Stokes流动考察了二次旋涡流动的发展过程。二次定常旋涡流动的显示实验表明,解析解、数值计算和实验显示所示流谱基本一致。 相似文献