多级压气机中可控扩散叶型研究的进展与展望 第二部分 可控扩散叶型的实验与数值模拟

目前 ,大量的可控扩散叶型 (CDA)已设计应用于多级轴流压气机中。通过亚音、跨音叶栅实验 ,证明了在可比的气动设计条件下 ,CDA叶栅可以达到更高的临界马赫数、更大的冲角范围和更高的负荷。通过单级或多级测试 ,CDA提供了更高的效率、更高的负荷、且易于进行级间匹配 ,并最终减少研发费用 ,提高喘振裕度 ;由于 CDA叶型具有增厚的前缘和尾缘 ,这为压气机寿命的提高提供了保证     

多级压气机中可控扩散叶型研究的进展与展望 第一部分 可控扩散叶型的设计与发展

可控扩散叶型(CDA)的优化设计是目前国外对亚音、跨音速压气机叶型研究的主要内容之一。本文对CDA研究的必要性、CDA产生的背景、第一代CDA和考虑端部流动的第二代CDA的特点及设计方法进行了综述。CDA起源于超临界机翼翼型,通过控制吸力面的扩压过程,消除或减弱激波、降低损失、增加可用冲角范围。围绕这一设计准则和目标,提出了很多设计方法,归纳起来主要有反问题设计方法和正问题设计方法。国内对CDA的研究起步较晚,且大都集中在理论和设计方法的研究上。      

多级压气机中可控扩散叶型研究的进展与展望 第一部 分可控扩散叶型的设计与发展

可控扩散叶型（CDA）的优化设计是目前国外对亚音、跨音速压气机叶型研究的主要内容之一。本文对CDA研究的必要性、CDA产生的背景、第一代CDA和考虑端部流动的第二代CDA的特点及设计方法进行了综述。CDA起源于超临界机翼翼型，通过控制吸力面的扩压过程，消除或减弱激波、降低损失、增加可用冲角范围。围绕这一设计准则和目标，提出了很多设计方法，归纳起来主要有反问题设计方法和正问题设计方法。国内对CDA的研究起步较晚，且大都集中在理论和设计方法的研究上。     

大弯度可控扩散叶型叶栅槽道中气体流动的试验研究

本文对一种大弯度可控扩散叶型叶栅槽道和栅后流场进行了测量 ,并对端壁和叶片表面进行了流动显示。通过研究 ,对叶栅槽道特别是端部气体流动 ,旋涡结构以及二次流影响有深入的了解。本文的工作对于改进压气机端部流动条件 ,发展第二代可控扩散叶型有重要的实际意义。     

跨音速可控扩散叶型叶栅设计与分析

使用可控扩散叶片设计系统设计了一套跨音速平面叶栅，并进行了正问题计算和附面层分析。结果表明，可控扩散叶型能够通过控制吸力面的马赫数峰值和扩散度分布，达到消除激波和推迟附面层分离的目的，与同样设计条件下的多圆弧叶型比较，具有更好的性能。     

可控扩散叶型叶栅三维流动的试验研究

本论述了对大弯度可控扩散叶型叶栅三维流场进行的试验研究情况，试验中利用小型五孔探针测量了栅后两个截面全叶展的气流参数。在叶片表面沿展向开4排孔测量了不同叶高处表面压力分布，并对端壁进行了流动显示，通过试验了解了叶栅三维流动和通道涡的情况以及叶型负荷、叶栅损失与气流转折角的展向分布规律，此项工作的目的是为研究第二代可控扩散叶型作技术储备。     

压气机可控扩散叶型研究的回顾和展望

本叙述了国内外要控扩散叶型的各种设计方法和实验研究情况，介绍了可控扩散叶型的发展历史及它在多级轴流压气机中的应用，并提出了今后的发展方向。     

可控扩散叶型的扩稳优化

采用正问题方法,将叶型几何参数化、叶型性能分析程序与遗传算法相结合,对某传统可控扩散叶型（CDA）进行叶型损失和攻角范围的综合性能优化设计。结果表明:优化叶型与原叶型具有相近的设计点损失,而其攻角范围由原来的11°增大至17.5°,其中负攻角范围增大了近4.5°。另外,优化叶型的损失随攻角变化也更为平缓,意味着可以在更为宽广的攻角范围内保持稳定的性能。分析表明:吸力面速度峰值位置由原叶型40%弦长处前移至20%弦长处,增加了减速区的长度,使减速更为平缓,是正攻角裕度增大的主要原因。负攻角裕度增加有两方面原因,优化叶型喉道面积增大且喉道位置与设计点吸力峰值位置错开,具有较大的堵塞裕度;压力面前部区域速度较为平缓,甚至略微加速,直至30%弦长后才开始减速扩压,避免了因压力面前缘处的较大速度尖峰以及随后的持续扩压导致附面层的过早分离。      

轴流压气机超音速多园弧（MCA）叶型的试验研究

本文介绍了超音速多园弧（MCA）叶型叶栅的试验研究情况。试验结果表明：由文献^[1]提供的多园弧叶型设计计算方法是有效的。试验结果还表明超音速多园弧叶型叶栅的损失明显低于双圆弧叶型叶栅，且小损失工作范围比较宽，因此，轴流压气机在超音速工作条件下，采用多园弧叶型是有利的。     

可控扩散叶型全3 维黏性反问题设计方法

为了快速有效地完成叶片造型,提高压气机气动性能,以全3维黏性反问题设计方法为基础,研究了全新的可控扩散叶型设计方法。基于黎曼不变量守恒建立了吸力和压力面型线与其对应静压分布之间的关系,通过给定叶片表面静压分布,求解吸力和压力面型线坐标几何参数。为了验证方法的有效性,以NASA Stage 35静子叶片为设计算例,通过全3维数值模拟得到其流场参数分布,进而采用可控扩散叶型的设计思路,对NASA Stage 35静子叶片表面的静压分布进行修改,以修改后的静压分布作为目标进行反问题设计计算,最终设计出满足设计要求的叶片几何型线。改型后的静子叶片通道内流场很好地实现了可控扩散叶型的流动结构,叶片总体气动性能得到提升,验证了可控扩散叶型全3维反问题设计方法的准确性和有效性。     

低雷诺数效应对某可控扩散叶型性能的影响

为研究雷诺数效应对叶栅流动的影响,对某可控扩散叶型的平面叶栅流动进行数值模拟,计算在叶弦雷诺数分别为1×106,7.7×104,1.6×104,7.2×103和3.4×103条件下的不同攻角的流动情况,研究雷诺数对叶栅总压损失系数和攻角特性的影响。对叶栅性能和流场特性进行了分析,结果表明随着雷诺数的降低,叶栅流动的总压损失系数不断上升,低损失攻角范围逐步减小。      

重型燃气轮机高雷诺数CDA叶型转捩特性数值计算

为研究重型燃气轮机的压气机叶片在高雷诺数工况下的气动性能,基于Gamma-Theta转捩模型的雷诺时均方程对某可 控扩散叶型进行了数值计算。通过对比不控制马赫数与控制马赫数,分析高雷诺数对可控扩散叶型气动性能及转捩特性的影响。 结果表明：在不控制马赫数条件下,在零攻角时,雷诺数从7×10 5 增大为9×10 5 ,总压损失增加了约391.95%;在高雷诺数工况下随 着雷诺数的增大,叶片流动损失不断增大,叶片可用攻角范围减小,同时在叶片吸力面出现激波,干扰转捩的产生。在控制马赫数 条件下,当Ma=0.6时,在零攻角工况下,雷诺数从8.2×10 5 增大为1×10 7 ,总压损失减小了约38.98%,吸力面转捩起始点从4.78%弦 长处前移至1.11%弦长处;在高雷诺数工况下,叶片流动损失随着雷诺数的增大不断减小,吸力面转捩位置前移。     

钝后缘翼型的后缘隔板减阻研究

采用数值模拟方法进行了FB-4000-1000钝后缘风机翼型的气动特性分析及底阻减阻研究。研究了三种后缘隔板布局对风机翼型气动特性的影响;其中一种隔板布局以升力损失为代价实现线性段减阻约40%,迎角区间平均减阻约25%;另一种布局在几乎没有升力损失的情况下,实现平均减阻约10%。     

应用嵌入式H型网格技术计算孤立翼型绕流场

提出一种嵌入式H型网格技术,用于生成孤立翼型和叶栅的计算网格。与传统的H型网格相比,采用嵌入式H型网格时,翼型头部及尾部附近的网格畸变很容易得到控制,有益于提高计算的准确性。      

基于不同PDF的超声速扩散燃烧火焰面模型对比

为了研究混合分数概率密度函数对湍流扩散燃烧的影响,采用稳态火焰面模型描述超声速扩散燃烧过程,分别采用β-PDF和δ-PDF方法对层流火焰面数据库积分得到两种湍流火焰面数据库,并对比分析了湍流火焰面数据库。结合混合RANS/LES程序,利用DLR氢燃料超燃燃烧室算例进一步对比验证采用不同PDF方法生成的湍流火焰面数据库。研究结果表明,混合分数β分布数据库中间组分随混合分数方差变化大,采用混合分数β分布的算例计算结果脉动速度较大,与实验结果符合得更好。     

翼型湿空气非平衡凝结流动的数值研究

 湿空气非平衡凝结会对机翼的气动特性造成显著影响。通过对Fluent软件进行二次开发,发展了一种求解湿空气非平衡凝结流动的数值方法并进行了验证。对NACA0012翼型在迎角为0°和1.5°时的湿空气非平衡凝结流动进行了分析。结果表明：与干空气流动相比,在30％～70％相对湿度范围内,湿空气非平衡凝结流动中升力系数显著降低,而阻力系数则可能增加或减小;0°迎角条件下,压差阻力系数最大增加了68.3％;在迎角为1.5°时,升力系数最大减小39.8％,而压差阻力系数最大减小了34.8％。造成翼型气动特性显著变化的原因在于：湿空气中水蒸气凝结放热对跨声速气流加热,导致翼型表面附近的流速、压力与流场结构发生了显著变化。     

前缘形状对可控扩散叶型性能影响

采用改进的形状函数变换技术(CST)造型方法对一个可控扩散叶型(CDA)的前缘进行优化设计,实现了叶片前缘与叶身连接之间的曲率连续,消除了设计状态下叶片前缘速度尖峰,使得叶片的气动性能得到了显著改善.利用不同的形状函数生成不同的曲率连续前缘,叶型的最小损失相同,可用攻角范围的差别却很大.研究表明,这是由于前缘速度尖峰在非设计工况下的发展变化过程不同造成的.过强的前缘尖峰会导致附面层迅速增厚甚至提前转捩.     

Airfoils with boundary layer suction,design and off-design cases

The design case of an airfoil with distributed suction specifies, together with the suction compartments and the suction pressure, the porosity of the surface. To find the porosity for the design case and to evaluate the off-design cases, it is necessary to know the relationships between the pressure difference across the surface, the porosity, and the (average) suction velocity. These relationships are derived under the assumption that the porosity consists of round holes of small diameter. The off-design cases are presented for several designs.