附面层抽吸对叶栅角区分离流动的控制研究

为研究附面层抽吸对叶栅角区分离流动的控制效果和机理,以高负荷轴流压气机叶栅为研究对象,基于数值方法深入分析了不同抽吸方案对叶栅角区流场的影响以及叶栅攻角特性随抽吸流量组合的变化规律。结果表明:不同抽吸方案对叶片通道中的分离流动的控制机理不同,进而会影响叶片负荷及扩压能力;将吸力面抽吸与端壁附面层抽吸结合起来的组合抽吸方案基本消除了位于叶栅吸力面的附面层分离和角区分离,叶栅叶型损失系数显著降低,在5°攻角下,当吸力面抽吸量为1.88%,端壁抽吸量为0.82%时,损失系数相较于原叶栅降低约63.8%;并且进一步研究发现各抽吸槽的抽吸流量均存在其最佳临界值;在进行组合抽吸时,应针对不同攻角工况,在其相应的临界值范围内选择合理的抽吸流量,以达到用较小的吸气量实现对叶栅分离流动的控制。     

端壁抽吸位置对压气机叶栅角区分离控制的影响

以某高负荷压气机叶栅为研究对象,应用数值模拟方法探索了叶栅端壁不同抽吸位置对角区流动结构、通道漩涡发展过程以及叶栅性能的影响规律,寻求控制角区分离的可行方法。研究结果表明:在叶栅前缘上游5%C(弦长)位置实施抽吸,延缓了通道涡的形成,但导致叶栅来流攻角发生改变,在角区形成角区分离涡,并且该漩涡与通道涡相互促进,进一步恶化叶栅流场,导致叶栅落后角增大,损失增加;在叶栅通道激波后25%C端壁抽吸,吸除了上游端壁积累的高熵低能气流,制约了通道涡的迅速发展,改善了叶栅通道的流场结构,降低了流动损失,但并未对上游流场产生较大影响,是一种可行的方案。然而25%C处抽吸后,未能完全消除分离,在端部与叶栅通道主流之间存在较高损失区域。     

端壁射流对压气机叶栅角区分离控制的研究

为了研究端壁射流对压气机叶栅端壁角区分离控制的可行性和有效性,以压气机叶栅为研究对象,基于数值模拟方法对不同射流角和射流比控制参数下的计算工况进行了对比和分析。研究结果显示:端壁射流可以有效地控制角区的分离和降低叶栅损失,提高了叶栅的流通能力;控制效果受射流角和射流比的影响,只有射流控制参数大于临界射流角和临界射流比时,角区分离的控制效果才会显著,在10°射流角和0.23%的射流比条件下可以获得33.4%的相对叶栅损失增益;端壁射流在较大射流比下可以有效削弱通道涡、角涡的强度,阻断了其与尾缘脱落涡的接触,降低了涡系间相互作用导致的高损失影响;由于流道角区阻塞度的减小,叶展中部截面的损失和出气角会有少量增加。     

端壁等离子体气动激励抑制高负荷压气机叶栅角区流动分离实验

为揭示端壁等离子体气动激励抑制高负荷压气机叶栅角区流动分离的影响规律和流场特征,在不同流场参数和激励条件下分别开展了微秒脉冲和纳秒脉冲等离子体气动激励抑制叶栅流动分离的实验研究.结果表明:端壁等离子体气动激励可以有效抑制叶栅角区的流动分离,其作用效果在攻角为3°时最佳,随攻角的增大逐渐下降;微秒脉冲激励的流动控制效果随来流速度的增大而降低,随激励电压和占空比的增大而提高,最佳非定常脉冲频率为500Hz;在较高来流速度下,微秒脉冲激励的作用效果十分微弱,但纳秒脉冲激励能够有效抑制角区流动分离;纳秒脉冲激励的流动控制效果随激励电压增大而提高,激励频率对控制效果至关重要,作用效果随激励频率的增大而不断增强,但当激励频率为5kHz时,作用效果有所下降.      

不同攻角下端壁射流旋涡控制扩压叶栅分离流动研究

为了研究端壁射流旋涡对扩压叶栅分离流动及性能的影响,采用数值模拟的方法,对不同攻角下带有端壁射流的50°折转角扩压叶栅进行了研究。结果表明:具有最优射流结构的旋涡发生器有效减弱了叶栅角区分离,零攻角下出口总压损失降低了8.9%;随着攻角的上升,射流对扩压叶栅气动性能的改善越显著;射流产生的旋涡可阻挡端壁低能流体向吸力面的迁移,并将主流流体卷入角区,角区流体动量增加、流动分离减弱,但旋涡与端壁二次流的掺混使得10%叶高以下的损失略微增大;射流参数决定了射流旋涡与吸力面的相对位置以及旋涡强度,对射流控制栅内流动分离效果有重大影响,需合理选择。     

仿生翅室对跨声速扩压叶栅角区分离流动影响研究

为了抑制压气机叶片吸力面角区分离,减小内部流动损失,改善通道内的通流能力,基于蜻蜓翅翼的翅室和褶皱结构特征,在跨声速扩压叶栅的端壁上布置仿生翅室结构.采用数值模拟方法,研究不同深度的仿生翅室结构对角区分离流动的影响.研究结果表明:0°攻角条件下仿生翅室影响效果最明显,能够提高端壁附近的湍动能,增加靠近端壁处流体速度,减...     

边界层吸气对压气机叶栅角区分离损失的控制

压气机角区的大范围回流通常会引起叶片通道中的三维阻塞现象,并伴随有强烈的掺混流动损失。采用德国航空航天中心(DLR)开发的TRACE程序,在其推进技术研究所的高速压气机叶栅试验台(包含5个NACA65K48直叶片)上,研究了位于端壁上的边界层吸气措施——叶片弦中近尾缘吸气槽(MTE)对该直压气机叶栅通道的角区分离进行控制,减小二次流动损失,进而削弱其对总损失的影响。通过基于定常雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方法的数值模拟研究与相应的试验研究对比,端壁边界层吸气能够较好地重新组织角区气流流动,减弱附着于叶片吸力面尾缘的集中脱落涡,使得角区分离涡强度显著降低,由此引起的二次流损失也明显降低,与无吸气状态相比最大降幅可达81.2%;在设计状态下采用吸气流量率为1%的MTE,总压损失有很大程度的降低:在数值计算中,降幅为15.2%;试验测量中为9.7%。     

轮毂旋转对环形叶栅角区流场的影响

通过数值模拟来研究和分析某环形叶栅轮毂壁面旋转对静子叶根角区流动结构的影响.研究结果表明:轮毂正向转动可以减小叶栅端壁区的流动堵塞,轮毂端壁角区的流动结构由三维分离流动结构转变为泄漏涡占主导的端壁分离结构.轮毂壁面旋转带来的叶栅角区流动结构的变化根本原因在于端壁转动引起的叶栅根部间隙泄漏增强,阻碍了轮毂端壁附面层二次流向叶片吸力面角区的堆积.      

融合宽度及位置对叶身/端壁融合叶栅性能影响的数值研究

角区分离是制约压气机负荷提升的关键因素,叶身/端壁融合设计(BBEW)可有效组织角区流动,减弱或消除分离。为了研究融合宽度及其弦向位置两个关键设计参数对性能影响,采用经实验校核的数值方法对所设计原型叶栅及9种叶身/端壁融合叶栅进行研究。结果表明:所设计原型叶栅出口下游截面高损失核心区域的展向位置随攻角增大而逐步抬高;叶身/端壁融合叶栅融合位置位于分离点前、后对性能影响孑然不同:融合位置位于分离点前,叶身/端壁融合叶栅效果随来流攻角增加而逐渐显现,在+10°攻角下最佳融合方案可使14%展高处总压损失减小16.2%;但融合位置位于流动分离起始点之后会在全工况内增大损失。融合宽度则存在最佳值,应小于来流附面层厚度。     

叶型对扩压叶栅角区分离的影响

为了在叶型设计阶段尽可能减小角区分离的可能性,用数值模拟方法研究角区分离形式对扩压叶栅气动性能的影响,以及叶型参数对角区分离形式和分离范围的影响。角区分离改变了吸力面的静压分布,静压沿叶展方向呈现出"C"型压力分布,与开式分离相比闭式分离加剧了吸力面的"C"型压力分布,闭式分离造成下端壁吸力面最低压力点后的流向逆压力梯度增加。分离降低叶栅扩压能力,增大损失,与开式分离相比闭式分离的气动性能降低更显著。研究结果表明:角区分离受叶型参数的影响较大,随着叶型相对厚度的增加、中弧线挠度增大、最大厚度位置后移吸力面最大厚度位置之后的型线曲率的变化梯度增大,吸力面最低压力点之后的流向逆压力梯度和吸力面展向压力梯度增大,进而增大角区分离范围,改变分离形式,由开式分离向闭式分离转变。     

射流旋涡发生器控制大折转角扩压叶栅二次流

将射流旋涡发生器引入到某折转角为60°的扩压叶栅端壁二次流控制中,研究了射流方向和射流总压对扩压叶栅气动性能及栅内流动的影响.结果表明:当射流旋涡发生器侧向倾角为0°时,仅采用不足扩压叶栅进口流量0.5%的射流流量,即可显著减少栅内损失.射流旋涡有效阻碍和推迟了通道涡发展,在下洗侧将主流流体卷入端壁附面层内,而在上洗侧将低能流体带入主流中,从而减少了角区低能流体聚积,减弱了吸力面的分离流动.当射流进口总压采用与扩压叶栅进口相同的总压时,总压损失减小21.5%,且射流进口总压越大,其控制效果越明显.      

改善压气机端区流动的新方法——前缘边条叶片技术

针对压气机叶片进气存在端区附面层扭曲而造成局部大攻角问题,借鉴飞机边条翼理论,阐释了LESB(前缘边条叶片)概念,开发了对主叶片施加修型形成边条叶片的造型方法,从而形成LESB技术.为验证其技术效果,选取折转角为60°的NACA65扩压叶栅进行了LESB修型,在利用叶栅试验数据确认CFD模拟精度及掌握使用经验后,对主流区0°攻角、5°攻角带端区附面层扭曲来流条件下NACA65原型叶片及LESB流场进行了数值模拟,对其中流场结构、性能参数及作用机理进行了分析.结果表明:LESB技术能有效组织端区流场,改善压气机性能,15%叶高的LESB修型在0°攻角、5°攻角下改善区域分别可至30%和40%叶高.      

等离子体气动激励抑制压气机叶栅角区流动分离的仿真与实验

进行了等离子体气动激励抑制低速压气机叶栅角区流动分离的数值仿真研究,并进行了实验验证.小攻角情况下,叶片吸力面角区流动分离导致显著的尾迹总压损失.来流速度为50 m/s(雷诺数为223 000)时,等离子体气动激励可以有效的抑制角区流动分离,降低总压损失.激励电压、频率分别为10 kV和22 kHz时,50%叶高处的尾迹压力分布基本不变,60%和70%叶高处的最大总压损失分别减小了13.83%和10.74%.增加激励电极组数或激励电压,可以增强抑制效果.      

跨声叶栅角区激波/附面层干扰的开槽控制措施

提出了使用叶根槽作为一种被动控制手段来控制跨声叶栅的角区分离问题.在压力面与吸力面的压差作用下,叶根槽可产生自发射流,为叶栅吸力面侧角区注入高能流体,从而控制跨声叶栅的角区分离问题.通过数值模拟的方法分析了在不同攻角下叶根槽对压气机叶栅性能的影响及作用机理.结果 表明:在小攻角下,叶根槽射流可破坏角区环形涡,从而有效减...     

压气机叶栅前缘边条技术的参数化数值研究

压气机来流普遍存在端区附面层扭曲问题,前期研究证实可采用叶片端区前缘边条(Leading Edge Strake Blade,LESB)技术解决,因此,进一步进行前缘边条几何影响和变工况适应性的参数化数值研究。选用折转角为60°的NACA65叶栅为例,对前缘边条高度、前伸长度以及在-5°、0°、+5°攻角下的性能进行了参数化研究,对其规律、机理进行了总结和分析。结果表明:前缘边条高度、前伸长度选取存在最佳值,边条高度选取略大于来流扭曲附面层厚度为宜,而边条长度在不同工况下好坏影响各异,需折衷考虑;所设计较优方案揭示了前缘边条对端区流动的调控作用,表现出良好的变工况性能。     

压气机静叶栅层流分离泡转捩与角区分离数值模拟与实验

采用γ-Reθ转捩模型对某可控扩散叶型(CDA)平面叶栅全攻角范围进行了三维数值计算,通过对比数值计算结果与叶栅实验吻合较好。在此基础上,分析了进口来流湍流度和雷诺数变化对叶栅表面层流分离、转捩以及角区分离的影响。结果表明:进口湍流度低于5%时,吸力面存在层流分离,当进口湍流度大于5%后,层流分离移除,但转捩会一直存在;随着进口湍流度或雷诺数增加,吸力面和压力面转捩位置均会前移;随着进口湍流度增加,吸力面角区分离会有所减小,雷诺数增加对角区分离的影响不大。      

叶尖单侧倒圆对扩压叶栅叶顶间隙流动的影响

提出了一种控制扩压叶栅叶顶间隙流动的方法,通过对叶尖压力面小尺度的倒圆修型,改善了扩压叶栅叶顶间隙流动状况。通过数值模拟方法研究叶尖倒圆结构对扩压叶栅性能的影响及作用机理,并探究3种不同倒圆半径(约为3%、4%、6%的叶片最大厚度)叶尖倒圆结构的流动控制效果。结果表明:叶尖倒圆能够削弱叶尖分离涡,进而影响叶尖流场不同涡系之间的相互作用,使得叶顶间隙通道附近的总压损失减少;但是叶尖倒圆半径越大,泄漏流流量越大,会加剧泄漏流与主流的掺混,使总压损失增加。因此合适的叶尖倒圆半径能够使叶栅性能得到最大程度的改善。此外,在倒圆半径为3%叶片最大厚度时,叶栅在较大的攻角范围内均获得了良好的改善损失的效果。     

翘曲端壁对大折转角压气机叶栅流动的影响

研究了翘曲端壁对大折转角压气机叶栅流动的影响.结果表明:翘曲最高点位于压力面时效果较好,翘曲高度为2%叶高时出口总压损失下降约5.8%;而翘曲最高点位于压力面与吸力面之间时效果则不理想;翘曲高度为5%叶高、翘曲最高点距压力面为0.25倍节距时出口总压损失增加约3.4%,此时端壁附近压力梯度呈先顺后逆变化,低能流体由压力面端区迁移至10%叶高处与吸力面附近低能流体汇合,增加了流道内二次流强度;当来流攻角不为零时,下端壁翘曲所构造的反向压差对于减小二次流强度、降低出口总压损失的效果仍比较明显,+3°攻角下出口总压损失减小约5.6%,-3°攻角下出口总压损失减小约3.5%,但同时其导致的负荷沿径向重新分配也将使得上端壁附近流动状况也发生改变.