机匣造型设计对涡轮叶尖泄漏流损失的影响

针对带叶尖间隙的T106高负荷低压涡轮叶栅,基于耦合了Langtry-Menter转捩模型的Menter's SST (shear stress transport)两方程模型,数值研究了涡轮叶片全机匣造型和部分机匣造型对叶尖泄漏损失的影响.计算结果表明:机匣造型设计的引入重新组织了叶尖区域内的涡系结构及损失成分,且这一改变明显受到机匣造型圆弧高度的影响;叶尖间隙内靠近压力面分离泡的展向尺度增大,分离泡形成的堵塞效应降低了叶尖泄漏流动能;而部分机匣造型处理可以缓解叶片通道内因局部扩张而引起的横向流动,使得出口展向损失减小区域进一步扩大,从而造成叶栅出口损失的明显下降;相对原始机匣,最大降幅可达6.1%.间隙敏感性分析表明,两种机匣造型在一定的间隙范围内能够有效降低叶尖泄漏流损失,而且部分机匣造型具有更宽的有效间隙范围和更大损失减小量.      

跨声速压气机转子旋转失速现象的非定常模拟

为研究跨声速压气机转子失速机理,全周非定常数值模拟了某跨声速压气机单转子的失稳过程。结果表明:该转子由叶尖Spike扰动诱发旋转失速。在小流量稳定工作状态,压气机转子叶尖区域存在"旋转不稳定"(Rotating Instability,RI)流动现象。压气机节流过程中,转子进出口的流量降低,叶尖区流场非定常波动幅值增大。近失速状态时,RI扰动团的典型流场结构"径向涡"在叶尖区域形成堵塞,导致相邻叶片前缘间歇性地出现溢流现象。随着压气机进一步节流,转子叶尖的负荷达到极值,叶片通道尾缘逆压力梯度过大,出现倒流。尾缘倒流的出现又进一步增加通道内的堵塞,最终形成Spike扰动。失速先兆对应的流场结构是沿叶片前缘额线向相邻叶片压力面周向运动的"径向涡"结构。     

高负荷低展弦比氦涡轮端壁损失机理研究

为指导高负荷低展弦比氦涡轮设计,以多级氦涡轮第一级为研究对象,借助数值模拟技术对低展弦比涡轮动静叶通道涡迁移机制进行研究,并考察了叶片弯曲对涡轮气动性能的影响.结果表明:受轮毂道涡影响,导叶出口近叶根处气流过偏转,导致转子前缘近轮毂区正攻角变大;叶片根部负荷增大,致使马蹄涡压力面分支与吸力面分支交点前移;轮毂通道涡径向...     

风车状态下转子性能及通道内流动分析

为探究低展弦比压气机转子在风车状态下由压气机模式向涡轮模式转化过程中性能、内部流场结构以及气动损失的演化过程,提出了一种基于叶片和流体间能量传递的简化数值计算方法,以获得某转速下的风车状态临界流量点。在数值模拟的基础上,重点对比了同一转速线上压气机工况点(小流量工况)、风车临界点和涡轮工况点下叶尖泄漏损失的演化机制,同时探究了叶片通道内流动分离的演化过程。 结果显示,随着转速的增加,转子风车状态临界流量呈现近似线性的变化趋势。而同转速下随流量增大,叶尖泄漏流从吸力面流向压力面,并与压力面上的低能量流体进行掺混,造成了流动堵塞。同时,从压气机模式转向涡轮模式的过程中,叶尖区域的流动分离从吸力面分离转变为压力面分离,随后分离强度和尺寸逐渐增大,造成的气动损失显著增加;而在轮毂区域,流动分离始终保持吸力面分离,其分离尺度沿径向有所发展。     

涡轮转子叶尖泄漏涡涡核稳定性及控制

以GE-E3第一级涡轮转子为研究对象,对转子叶尖泄漏涡涡核破碎特征和稳定性机理进行了分析和归纳。研究表明:叶尖泄漏涡涡核破碎的动力是离心不稳定性;发生失稳后,涡核区域迅速膨胀,形成低速的回流区;涡核的稳定性取决于螺旋因子和逆压梯度两个因素。然后,从涡核稳定性的角度开展了叶尖泄漏损失控制的研究,计算表明:叶尖叶型的负荷前移能够减少叶片尾缘附近间隙内的横向压力梯度;吸力面喉部位置以后型线拉直能够减少喉道后的扩压系数;通过这两个措施生成的新叶片能够有效地减弱叶尖泄漏涡,抑制涡核的不稳定性,减少叶尖泄漏流损失。      

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。     

亚声速轴流压气机转子轴对称机匣造型优化的数值研究

以西北工业大学某亚声速轴流压气机孤立转子为研究对象,提出了较为可靠的数值模拟方法,进而采用NUMECA软件包中DESIGN/3D软件块,在峰值效率工况下对该转子机匣进行了轴对称造型优化,最终得到优化转子.优化转子在叶片前缘将叶顶间隙泄漏涡推离叶片吸力面,虽然该结果导致前30%轴向弦长间隙泄漏涡涡量及流动损失有一定程度增大,但是在后70%轴向弦长,优化转子间隙泄漏涡的涡量与流动损失比原始转子有了很大程度降低,从而使得全局损失降低,峰值点效率提高,出口绝对总压增加.优化转子的峰值点效率提升约为0.36%,大流量点效率增加更多,但是近失速点会更早地形成叶顶低速区从而诱发失速,使得优化转子比原始转子稳定裕度略有降低.      

肋条结构对气膜冷却凹槽叶尖流动换热的影响

为有效抑制涡轮转子叶尖泄漏并改善叶尖热负荷,采用数值模拟的方法,对5种叶尖肋条结构的高压涡轮带气膜冷却突肩叶片流场进行计算,评估了不同叶尖肋条结构的气热性能。结果表明：在叶尖增加肋条结构能够有效调控叶尖空腔涡、刮擦涡、肋后涡和冷气肾形涡的路径,从而起到减小叶尖高表面传热系数区,提高叶尖平均气膜冷却效率的作用,同时有效降低了叶片压力侧前缘进入的泄漏流量,使得总压损失系数下降。凹槽尾缘压力侧半肋条结构具有最佳的气热性能,对泄漏流的阻碍作用最好,与无肋条情况相比,其叶尖平均表面传热系数降低了20.1%;平均气膜冷却效率提升了24.3%。     

空调器室外机轴流风机内部流动的PIV研究

采用粒子图像测速仪PIV,对具有半管道式结构特点的空调器室外机轴流风机内部流场进行了实验研究,并结合实验结果分析了叶片顶部的叶尖涡和叶片出口尾缘涡的流动特性。实验结果显示在轴流风机流道内部叶顶区域存在与叶轮旋转方向相反的叶尖涡结构。叶尖涡产生于叶片前缘叶顶近吸力面侧,在流道内部与主流发生干涉后朝向周向和出口传播并逐渐耗散。叶尖涡涡心轨迹与叶顶弦长方向的夹角为10°,在叶高方向上叶尖涡的径向位置并不固定。与普通管道内部流动不同,叶片顶部与导风罩间的间隙中未捕捉到明显的叶顶泄漏涡现象。叶片出口近尾缘处30％以上叶高明显捕捉到尾缘涡结构,叶片压力面和吸力面侧的径向速度存在明显的方向变化,切向速度在尾迹区增加。     

带间隙轴流转子顶部三维整体平均速度测量

用三维激光多普勒测速系统对带间隙轴流转子顶部流场进行测量.在15个不同轴向位置上,获得在90%叶高以外的转子内部、进口以及出口三维整体平均速度分布.根据所测量得到的三维速度,清楚地展现了转子顶部流动的特性,特别是泄漏流对顶部流动的影响.泄漏流沿叶顶弦线从顶部流出,在叶片吸力面侧形成泄漏涡,叶片的旋转运动使得泄漏涡核心向压力面靠近.在顶部区域泄漏流和主流发生混合作用,并被认为是叶顶泄漏流动所造成的主要流动损失之一.     

压气机转子通道内尖区三维平均流场

在低速大尺寸压气机试验台上,借助旋转四坐标全电动探针位移机构,用锥形五孔压力探针分别测量压气机设计状态和近失速状态转子通道内尖区的三维平均流场,揭示压气机转子通道内尖部的流动结构及其变化     

叶根倒角对轴流涡轮转子流场的影响

通过对某一亚声速轴流涡轮转子进行数值模拟,研究了涡轮转子根部倒角对涡轮叶栅流场的影响.研究结果表明:叶根倒角改变通道内的涡系结构,使叶栅通道内的流动重新分布,并降低了涡轮效率.当叶片根部存在较小半径的倒角时,倒角使叶片前缘近轮毂处的分离程度加剧,分离涡强度增加,并导致前缘马蹄涡和下通道涡强度和范围都增加,下通道涡增强导致叶片尾缘处通道下方静压降低,而通道上方静压相应升高,通道上半部流道前后压差减小,上通道涡的形成和发展受到抑制,上通道涡强度和分布范围都减小.随着倒角半径的增加,根部前缘分离程度先略有增加,然后减小,导致马蹄涡和下通道涡的强度先增加后减小,上通道涡强度先减小后增加.倒角还会使轮毂附近尾迹的强度和范围都加强,使尾迹损失增加.      

高压涡轮转子间隙泄漏流动的非定常特征研究

利用数值方法求解三维非定常雷诺平均Navier-Stokes方程模拟某跨声速高压涡轮流场,研究了某跨声速高压涡轮流场的非定常特征,通过详细分析动静干涉对间隙泄漏流动的影响,进一步明确了泄漏流周期性变化的规律和成因.研究发现:静子尾缘燕尾波的外侧分支外尾波是间隙内部流动结构变化的主要原因,间隙泄漏涡的周期性变化则受外尾波和尾迹的共同影响.外尾波深入转子通道内部周期性经过间隙,在间隙前缘附近产生很强的逆压梯度,使间隙前部流动方向明显改变而产生大范围分离.外尾波导致间隙泄漏流量明显增加并周期性震荡.在静子尾迹和外尾波共同作用下,泄漏涡强度出现波动且涡的位置前后移动,使泄漏涡呈现明显的非定常性.      

自循环机匣处理轴向位置影响扩稳能力的机理

为了揭示自循环机匣处理轴向位置影响压气机稳定性的流动机理,采用非定常数值方法研究了3种不同轴向位置对机匣处理（CT）扩稳能力的影响,结果表明:机匣处理喷气装置离叶顶前缘最近且在叶顶前缘上游的扩稳能力最强,喷气装置在叶顶前缘正上方的次之,喷气装置在叶顶前缘上游较远处的最弱,对应机匣处理获得的综合失速裕度改进量分别为9.40%,7.09%,5.49%.通过详细地分析压气机叶顶流场表明:喷气装置离叶顶前缘最近且在叶顶前缘上游的机匣处理施加有利影响程度最高的范围刚好覆盖叶顶前缘处,此处是引起转子失速的关键部位,因此抑制叶顶间隙泄漏流造成的堵塞的效果最好,对应的扩稳能力在3种机匣处理中最强.      

考虑顶隙的压气机单转子内三维跨音速粘性流场结构的数值模拟

借助于考虑叶片顶部间隙的压气机转子内跨音速湍流流场的三维数值解,得到了该转子流场中的复杂涡系与波系结构。给出了叶片表面及轮毂面上的壁面流型,分析并揭示了转子叶道内的马蹄涡、通道涡、角涡、尾涡等复杂涡系及其与激波的相互干涉;特别是,分析并揭示了转子叶道内顶隙射流的特点,得到了顶隙附近激波与泄漏流动的干涉形态及泄漏流动的发展,并着重给出了其与激波的干涉形态。     

跨声速风扇转子叶尖小翼设计与扩稳机理研究

为了揭示叶尖小翼对跨声速风扇转子气动性能的影响机理,采用数值模拟方法研究了跨声速风扇转子NASA Rotor 67附加不同叶尖小翼的气动特性,并在分析不同叶顶间隙时风扇转子失稳机制的基础上探究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小间隙、设计间隙和大间隙情况下分别使风扇转子失速裕度提高32%,33.6%和70.6%。小间隙时,转子叶尖泄漏涡和叶片吸力面附面层分离是影响风扇转子失稳的关键因素,设计间隙和大间隙时,叶尖泄漏涡导致的大面积阻塞区是影响风扇转子失稳的关键。三种不同叶顶间隙情况下,压力面小翼的扩稳机制均在于有效降低了转子叶尖泄漏涡强度,减弱了叶尖泄漏涡导致的低轴向速度区流体的阻塞程度。     

叶尖间隙高度对某高压涡轮级损失分布的影响

利用三维湍流数值模拟方法模拟某一级跨声速高压涡轮流场,研究转子叶片叶尖间隙高度对涡轮性能及二次流动损失分布的影响.研究结果表明:转子叶尖间隙高度对涡轮性能影响明显,随着间隙高度的增加涡轮效率明显降低,但效率的降低速度与间隙高度并非简单线性关系,间隙高度增加1%相对叶高,涡轮性能最快下降1.8%.分析表明:涡轮转子间隙高度变化主要影响转子叶栅通道上部流动并对通道内的损失分布产生影响.其中损失最严重的区域为转子通道中部至叶片尾缘处;尾缘后的损失则对间隙的高度最敏感,随着间隙高度的增加,叶片尾缘后损失明显增加.      

压气机转子叶尖区域流动特征的观测与分析

为了揭示压气机转子内部真实流动的演化过程并分析其背后的流动机制,采用示迹线显示空气流动的方法对某低速轴流压气机转子流场进行了直接观测,同时结合多通道非定常数值模拟技术分析了转子叶尖区域流动特征及其形成机制.结果表明:叶片上的示迹线直观形象地显示了转子内部复杂流动随压气机工作状态变化的演化过程.即随着压气机转子节流,叶顶间隙泄漏流的轨迹不断向上游移动,到达近失速工况时,泄漏流与来流的交界面与转子叶顶前缘平齐,与此同时转子叶尖吸力面附近出现了大面积的回流,且回流的气体均向叶顶前缘聚集.通过进一步研究发现叶顶间隙区域内泄漏流与主流的轴向动量之比随转子流量系数减小而不断增大是导致泄漏流轨迹前移及叶顶回流区扩大的物理机制.     

对转压气机外伸激波对叶顶泄漏流影响

摘要:为了揭示对转压气机下游转子外伸激波对上游转子泄漏流的影响规律,针对上游转子叶顶间隙分别为0.2、0.5、0.8 mm的对转压气机开展了非定常数值模拟研究。研究发现:受下游转子外伸激波掠扫影响,上游转子尾缘附近压力面会形成弱压缩波,且随上游转子泄漏流增强而逐渐减弱;而该外伸激波在上游转子尾缘附近吸力面,会形成与型线切向相垂直的较强压缩波,且其位置基本不受叶顶间隙大小影响;外伸激波使上游转子尾缘附近吸、压力面压差增大,叶顶泄漏流增强,进而导致其损失增大;随着叶顶间隙增大,上游转子叶尖区弦长前半段压力波动的频率,由通道激波转为叶顶泄漏流主导,且呈现减小的趋势,而弦长后半段压力波动的频率主要由外伸激波主导,且基本不变。      

Numerical Investigation of Inlet Distortion on an Axial Flow Compressor Rotor with Circumferential Groove Casing Treatment

On the base of an assumed steady inlet circumferential total pressure distortion, three-dimensional time-dependent numerical simulations are conducted on an axial flow subsonic compressor rotor. The performances and flow fields of a compressor rotor, either casing treated or untreated, are investigated in detail either with or without inlet pressure distortion. Results show that the circumferential groove casing treatment can expand the operating range of the compressor rotor either with or without inlet pressure distortion at the expense of a drop in peak isentropic efficiency. The casing treatment is capable of weakening or even removing the tip leakage vortex effectively either with or without inlet distortion. In clean inlet circumstances, the enhancement and forward movement of tip leakage vortex cause the untreated compressor rotor to stall. By contrast, with circumferential groove casing, the serious flow separation on the suction surface leads to aerodynamic stalling eventually. In the presence of inlet pressure distortion, the blade loading changes from passage to passage as the distorted inflow sector is traversed. Similar to the clean inlet circumstances, with a smooth wall casing, the enhancement and forward movement of tip leakage vortex are still the main factors which lead to the compressor rotor stalling eventually. When the rotor works trader near stall conditions, the blockage resulting from the tip leakage vortex in all the passages is very serious. Especially in several passages, flow-spillage is observed. Compared to the clean inlet circumstances, circumferential groove casing treatment can also eliminate the low energy zone in the outer end wall region effectively.