有无叶顶冷却涡轮叶栅气热性能的旋转效应研究

为揭示叶片或机匣旋转条件和叶顶冷却对涡轮动叶气热性能的影响机理,选用LISA 1.5级涡轮动叶片,构建叶顶冷却孔,开展了不同冷气流量下的数值模拟研究。计算结果表明:不同旋转条件下,当冷气与主流的流量比为0.3%时,叶栅能量损失最低,当流量比为1.0%时,间隙泄漏流量最低、叶顶传热性能最好。叶片旋转、机匣旋转和平移运动都能降低泄漏损失和泄漏流量,叶片旋转时,叶栅出口下游上半叶高截面的能量损失最大降低约26.10%。旋转效应对泄漏损失的影响不随流量比变化而改变,但对叶栅总损失和叶顶传热品质的影响随流量比增加会不同。当流量比小于0.3%时,叶片旋转情况下叶栅总损失低于静止工况但高于机匣运动工况,且叶顶传热品质最优;当流量比大于0.7%时,叶片旋转使叶栅总损失最高,机匣运动使叶顶传热品质最优。     

叶顶抽吸对叶栅间隙泄漏流动的控制研究

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%。     

不同冲角下有叶顶间隙的涡轮叶栅拓扑与旋涡结构

对具有叶顶间隙的直叶栅和正、反弯三套涡轮叶栅进行了实验测量,研究在较大间隙（0．036）下,气流冲角和叶片弯曲对叶顶泄漏流动的影响。根据壁面流动的墨迹显示,应用拓扑学原理,分析了叶片表面和上、下端壁的拓扑结构,指出当气流冲角由0°增至20°时,与零冲角下的同类叶栅相比较,鞍点的位置均移向上游,分离区的范围在沿流向和垂直流向的方向上扩大,上、下通道涡分离线向叶展中部爬升。在冲角为零以及20°的情况下,叶片正弯均消除了上通道涡,这一方面减少了壁面流场中奇点和分离线的数量,较大地降低了上通道涡与泄漏涡的相互作用损失,另一方面强化了端壁横流对泄漏流动的封堵作用,有利于降低相对漏气量。     

小流量下周向弯曲叶片叶顶泄漏流动的PIV研究

对带有周向前弯和周向后弯叶片的低压轴流风机,采用PIV技术测量小流量工况下叶顶区域瞬态速度场。基于小流量压力峰值工况下的瞬态测量结果,详细阐述了周向弯曲叶片叶顶泄漏涡的演化过程。结果表明：小流量压力峰值工况下,周向弯曲叶片叶顶泄漏涡存在瞬态特性,泄漏涡起源向前缘方向迁移,涡核在向下游发展的过程中不断破碎,沿端壁向通道中部迁移,并发生径向迁移;周向后弯叶片的泄漏涡较周向前弯叶片迁移明显,涡核破碎过程剧烈;周向前弯叶片有利于叶顶泄漏涡的控制。     

低雷诺数条件下跨声速转子轴向倾斜缝处理机匣扩稳研究

采用非定常数值方法对低雷诺数条件下50%,75%和100%三种不同轴向叠合量的轴向倾斜缝处理机匣结构对NASA Rotor 37跨声速压气机转子的扩稳效果进行了研究.结果表明,引入处理机匣后,附面层径向涡得到了很好的抑制,由附面层径向涡所引发的叶顶阻塞区大为减小,虽然又引发了由叶顶间隙涡对叶顶所造成的阻塞,但引入处理机匣后对压气机稳定性仍有较大的改善,能有效提高压气机转子的失速裕度.      

叶顶吹气对低速轴流压气机间隙流动 影响的数值研究

为了评价叶片顶部吹气对间隙流动的影响,采用NUMECA软件对带有叶顶吹气的叶栅流场进行了计算,并将其与不带吹气的基准叶栅流场结果进行了对比、分析.结果表明:叶顶吹气的位置和角度都对间隙流动有着较大影响.按周向和径向方向吹气时对泄漏流量密度的分布有一定的影响,但对稳定工况范围的影响不大;按一定的轴向方向吹出时可抑制间隙引起的流动分离,进而增大压气机的失速裕度.      

高压涡轮冷却叶片叶顶结构气动与传热

开展了叶顶结构及间隙变化对高压涡轮冷却叶片气动与传热性能影响的研究,建立了四种不同叶顶结构的涡轮冷却叶片几何与数值分析模型,进行了高精度流热固耦合分析,得到了不同叶顶结构及间隙对涡轮冷却叶片气动与传热性能影响的数值分析结果。结果表明:不带射流孔叶片随着叶顶间隙的增大,总压损失增加;由于近壁面处存在的涡流,凹槽叶顶结构能够减少叶顶燃气泄漏,阻碍叶顶平面高温燃气的流动与热交换;叶顶射流孔冷却效果明显,能够大幅度降低叶顶平面温度。在相同叶顶间隙下,凹槽射流叶片具有最高的气动性能。     

导弹表面流动分离与后体减阻设计

采用基于压缩性修正的两方程K\|ω\|WD+模式数值求解雷诺平均的Navier\|Stokes方程组,数值模拟导弹跨、超声速流动(含底部),研究导弹后体多台阶、环向凹槽等典型分离流动的被动减阻措施对阻力缩减的影响。与分离导致阻力增加的传统观点不同,通过分析计算结果发现多台阶能有效降低摩阻及底部阻力;环向凹槽则有利于降低摩擦阻力,底阻减小不明显;组合外形未必能获得较基准外形更多的阻力缩减,欲获得更多的阻力缩减,仍须开展更深入细致的工作。
     

槽对超声速混压式进气道性能及边界层的影响

为提高定几何超声速混压式轴对称进气道的性能,应用在进气道不同位置开槽的方法,研究了在各级锥体上、锥体折角处开槽时锥体上的边界层变化,研究了多工况下开槽对进气道的总压恢复系数、流量系数、增压比和起动性能产生的影响.结果表明:开槽一方面改变了超声速进气道锥体上的波系分布和进口马赫数,另一方面也使槽后边界层厚度增加,改变了边界层内的速度分布,使摩擦阻力增大.二级锥面上槽后边界层厚度模型1比原型大33.3%,模型2比原型大16.7%,三级锥面上槽后边界层厚度模型1比原型增加52.4%,模型2比原型增加9.1%.开槽使高马赫数下的总压恢复系数有所增加,其增加量随来流马赫数的变化而变化.在马赫数为4.0的设计状态下,折角处开槽可使进气道的总压恢复系数提高1.8%,锥体上开槽可以提高4.3%.锥体折角处开槽对流量系数和起动性能影响不大.     

三种不同结构超声速燃烧室流场的数值研究

采用有限体积法求解可压缩N-S方程及组分方程,对三种不同结构的超声速燃烧室进行了数值研究.研究结果表明,凹槽改变了燃烧室波系结构,促进氢气和空气的混合,利于燃烧,所形成的相对稳定的回流区可用于点火和稳定火焰;喷射二次氢气可消除仅一次喷氢所带来问题,进一步促进氢气和空气的混合及燃烧,但带来比较大的总压损失.