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.      

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.      

二元喷管气动喉道控制的数值模拟

采用二阶迎风格式,并结合S-A湍流模型求解N-S方程,对喉部注气的二元拉瓦尔喷管内部和周围流场进行了二维数值模拟,分析了注气总压比、注气总温比、射流缝缝宽和注气角度对喷管气动喉道控制的影响。计算结果表明：喷管相对喉道面积比随注气总压比和射流缝缝宽的增大而基本呈线性地减小,而注气总温比对喷管相对喉道面积比的影响很小;注气角度对气动喉道控制有一定的影响,当注气角度在-30°左右时,相对喉道面积比最小。     

跨声速压气机低雷诺数下流动失稳机制研究

数值模拟了低雷诺数下跨声速压气机设计转速下内部流场特性.结果表明:在压气机流场内部存在从叶根向叶顶运动的附面层径向涡流,它由叶根附面层转捩区内的分离气流引发,从叶根向叶顶发展,并在叶顶聚集.随着雷诺数下降,该附面层径向涡的作用范围不断增大,在叶顶形成大面积分离区,在激波和间隙泄漏流诱发的阻塞尚未充分发展起来之前,该分离区产生的通道阻塞起主导作用,成为低雷诺数条件下影响压气机流动失稳的关键因素.      

低雷诺数下跨声速转子流动失稳及附面层抽吸扩稳研究

采用数值方法模拟了低雷诺数条件下NASA Rotor 37跨声速压气机转子内部流场.结果表明,附面层径向涡是该压气机转子流动失稳的一个很重要的原因.通过在该压气机转子叶片吸力面上不同的叶高和轴向弦长处进行抽吸,发现都可以很好的抑制附面层径向涡的发展,压气机转子的稳定工作范围明显扩大.此外还比较了不同的抽吸量对压气机的性能的影响.      

开槽位置和槽道结构对叶栅性能的影响

基于利用小槽出口射流控制叶片吸力面尾缘分离气流的思想,为进一步研究开槽位置和槽道结构对叶栅性能的影响,设计了三种叶片开槽处理方案,用CFD方法对开槽前后的流场进行数值模拟分析.计算结果表明,小槽出口射流可以有效吹除叶片吸力面尾缘分离气流,控制和延缓附面层分离,从而增大了气流转折角,降低了总压损失,提高了叶栅流场稳定性,并且叶片开槽位置和槽道结构对叶栅性能也有较大的影响.     

涡流发生器对高负荷压气机叶栅角区分离影响的实验研究

涡流发生器能有效控制叶栅通道内的流动分离。为探明涡流发生器对高负荷压气机叶栅角区分离的控制效果，设计了不同周向位置的涡流发生器并进行实验。实验结果表明:涡流发生器通过其产生的尾涡改变通道内的旋涡结构，加强端壁区的低能流体与主流的掺混，抑制角区分离的形成进而达到了改善流动的效果。相对于原型叶栅，在-3°~3°迎角下加入涡流发生器后损失系数降低了5%~14%，气流转折角提高2.49°~3.15°。相对于方案A，涡流发生器远离吸力面0.15倍栅距时，角涡强度增强，气动性能下降；反之，接近吸力面0.15倍栅距时会增加角区额外损失，其流动控制效果较差。     

低雷诺数下跨声速转子周向槽处理机匣扩稳研究

采用数值方法模拟了低雷诺数条件下NASA Rotor 37跨声速压气机转子内部流场。结果表明,附面层径向涡是该压气机转子流动失稳的一个很重要的原因。周向槽处理机匣结构对压气机流场的改善较为有限,而引入抽吸处理机匣后,抽吸槽可以将叶顶间隙涡和附面层径向涡及其引发的低能阻塞流团抽吸至处理槽内,叶顶流场大为改善,有效地提高了压气机转子的失速裕度。     

不同转速下叶尖间隙流对跨声速压气机失速的影响

为了研究不同换算转速下叶尖间隙流对转子失速的影响,对不同工况下叶尖间隙流动的特点进行了分析,讨论了压气机转子叶顶两个低速区的形成机理,以及该转子在多种换算转速下的失速机制。研究表明,转子失速是近压力面前缘和吸力面尾缘两个低速堵塞区共同作用的结果。二者的形成都与泄漏涡关系密切,前者是泄漏涡受激波干扰破裂而形成,后者是吸力面气流在泄漏流、吸力面二次流以及激波相互作用下而形成。不同换算转速下压气机失速机制不尽相同:在70%~100%换算转速,压气机叶顶失速主要是由于叶尖泄漏涡与激波相互作用而破裂;在115%换算转速,失速的主要触发因素为径向涡导致吸力面附面层低速气流向叶顶堆积。     

对进气道插板试验数据的一点探讨

以实际进气道 /发动机插板逼喘试验数据为依据 ,对发动机进口畸变流场的试验数据进行了分析 ,并对进一步改进动态数据采集的设计提出了一点看法 ,供探讨。