低压涡轮叶栅流动分离主动控制实验研究

 实验研究了低雷诺数条件下射流式旋涡发生器(VGJs)控制的低压涡轮叶栅,实验在西北工业大学吹气式低速涡轮平面叶栅风洞中进行,进口雷诺数范围为19 000~260 000,自由流湍流度为1%。实验中对VGJs吹气比为0~8,53%Cx,63%Cx和72%Cx射流位置,0°,30°,60°和90°射流偏斜角度,25 000,50 000和100 000雷诺数状态下叶栅出口流场和表面静压进行了测量。研究发现,VGJs有效地控制了低雷诺数条件下叶栅吸力面的流动分离;VGJs需要一个最小有效吹气比,大于此吹气比时,VGJs效果基本上不变,高吹气比VGJs效果稍微减弱;VGJs射流偏斜角越大,控制效果越好,90°偏斜角效果最好;位置对VGJs效果影响很大,VGJs控制流动分离的最佳位置应该在分离点附近;随着雷诺数提高,VGJs效果减弱,更高的雷诺数,VGJs会增大叶片损失。     

带脉冲式涡流发生器的低压透平叶片流动控制数值模拟

 基于Langtry-Menter转捩模型的SST两方程模型,通过数值求解三维非定常雷诺时均Navier-Stokes方程,详细研究了脉冲式射流涡流发生器(pulsed VGJs)对Pak-B低压透平叶片吸力面流动分离的影响,揭示了pulsed VGJs流动控制机理以及脉冲频率和占空系数在流动分离控制过程中的内在关联。数值计算结果表明,pulsed VGJs的引入能够有效抑制甚至消除低雷诺数条件下叶片吸力面上的流动分离,减小总压损失和尾迹宽度。在pulsed VGJs流动控制中,存在最佳射流参数(脉冲频率f和占空系数DC)以获得最大程度的流动控制效果。当f=10 Hz,DC=0.5时,pulsed VGJs流动控制效果最佳,相对于无pulsed VGJs控制时总压损失减少了58%。     

射流式旋涡发生器对涡轮流动分离控制

通过数值计算,研究了稳态小孔射流式旋涡发生器VGJs(Vortex Generator Jets)对低雷诺数涡轮流动分离的控制。通过对VGJs射流孔径、孔间距的几何参数研究,分析了射流对分离流动的控制机理。在此基础上,提出并详细研究了多种不同孔径射流孔组合排列结构对分离流动的控制效果与作用机理。研究结果表明,射流孔组合排列结构,以大孔射流为主,采用小孔小流量射流对大孔射流控制的分离流场进行"弥补"与调节,可实现总压损失进一步降低22%,射流流量减小25%。     

逆主流射流式旋涡发生器对涡轮流动分离控制数值模拟

通过数值计算,详细研究了射流偏转角与主流夹角大于90°的逆主流小孔稳态射流(Reversed in jectionVG Js)对低雷诺数涡轮流动分离的控制。研究结果发现,逆主流射流对主流的扰动引起射流孔后边界层迅速转捩可抑制流动分离现象。射流作为"湍流发生器"从控制机理上有别于90°偏转角VG Js射流状态。高射流湍流度(10%),135°逆主流VG Js在达到与90°偏转角VG Js基本相同的流动分离控制效果时,可降低射流流量67%。     

低雷诺数下机翼气动特性研究及控制

高空长航时无人飞行器(HALE UAV)由于飞行环境空气稀薄、雷诺数低导致其气动性能恶化,如何通过流动控制改善机翼低雷诺数气动性能受到越来越多的关注。在低速风洞中通过测力、测压和边界层测试等试验技术开展了NACA 633-421直机翼模型气动特性试验和流动控制研究。天平测力结果表明:随雷诺数降低(Re<1.4×10⁵)机翼气动特性迅速恶化;最大升力系数损失严重,失速迎角急剧降低;分析翼面压力分布结果显示,机翼表面产生层流分离泡(LSB),其长度变化、位置前移和最终发生破裂的发展过程是导致机翼低雷诺数气动性能恶化的主要原因。采用合成微射流(Micro-SJ)对翼面层流分离泡进行流动控制,失速迎角推迟了11°,机翼最大升力系数由0.59提升至1.10,最大升阻比增加了13.6%。合成微射流控制具有选频特性,驱动频率f=200~400 Hz的合成微射流控制效果最佳,更易促进分离剪切层提前转捩,形成湍流再附,使得层流分离泡长度缩短。     

基于射流襟翼的涡轮平面叶栅流动控制实验

实验研究了襟翼射流对涡轮叶栅流动的控制,实验测量了某型涡轮叶片压力面尾缘附近由直径为1mm的射流喷口喷射不同流量射流,对不同流动状态下涡轮叶栅流动的影响效果.结果表明:射流襟翼能够有效控制通道内的主流质量流量和流动方向;在进口雷诺数为71742,马赫数为0.048,湍流度为１％状态下,当射流流量达到主流质量流量的4%时,主流质量流量减少了13.32%,气流转折角增大了6.34%;随着射流流量的增大,叶型载荷系数有所降低,同时总压损失系数会增大.      

不同攻角下双孔射流旋涡发生器对高速扩压叶栅端区流动的影响

为了探究不同攻角下单孔以及双孔射流旋涡发生器(VGJs)对高速扩压叶栅气动性能的影响和作用机理,采用数值模拟的方法对栅内气动性能参数以及端区流动分布进行了较为详细的分析。数值结果表明:单孔以及同向双孔射流均具有较好的变攻角特性,随着攻角的增加控制效果先显著增加然后略微降低,在2°攻角条件下,VGJs使得总压损失降低最为明显,单孔射流达到11.0%。反向双孔射流的控制效果较差,在-4°攻角条件下甚至出现了3.9%的总压损失增长。采用射流旋涡发生器,射流旋涡(JV)将通道涡分成两部分,靠近吸力面的次生通道涡(PVⅡ)很快汇入角区,端壁展向涡(SV)消失,吸力面分离被推迟,但吸力面上的展向运动显著增强,叶栅通道内的二次流动得到有效控制。     

基于射流的涡轮平面叶栅流动控制数值模拟

通过数值模拟方法研究了襟翼射流对涡轮叶栅流动的控制,给出了从某型涡轮叶片压力面尾缘附近由面积为0.785 mm2的矩形射流喷口喷射不同流量射流,对不同流动状态下涡轮叶栅流动的影响效果。结果表明,射流襟翼能够有效控制通道内的主流流量和流动方向;当射流流量达到主流流量的4%时,在三组雷诺数下主流流量平均减少了12.57%,气流转折角平均增大了4.82%;随着射流流量的增大,叶片载荷系数有所降低,同时总压损失会增大。     

基于大涡模拟分析气膜冷却的湍流场

用大涡模拟考察了单孔平板气膜冷却的湍流场,气膜孔沿流向倾斜30°,气膜出流的雷诺数为2600,吹风比为0.5.计算结果表明:①气膜孔内的流动分离增加了湍流动能,导致气膜冷却效率的降低,在设计中要尽量避免或减少流动分离;②与射流侧向扩展有关的涡黏性系数在气膜孔两侧存在峰值,而采用各向同性的湍流模型预测气膜冷却时,涡黏性系数的峰值出现在射流与主流的剪切区,因此会高估射流的垂直穿透而低估射流的侧向扩展;③可以用大涡模拟辅助建立各向异性的湍流模型,以便提高湍流模型的预测精度.      

雷诺数对高负荷低压涡轮叶栅流动损失的不确定性影响

高空巡航时高负荷低压涡轮(LPT)雷诺数较低,在逆压梯度作用下叶背极易发生层流分离转捩并恶化LPT的气动性能。重点开展雷诺数扰动对高负荷LPT流动损失的不确定性影响研究。首先通过求解■模型方程对高负荷LPT叶栅进行数值模拟,通过精度分析及对比评估数值模拟的可靠性。之后分析不同湍流度条件下雷诺数对动能损失系数(KELC)的影响并建立KELC的自适应响应模型,计算KELC的统计均值、标准差等并对比分析KELC的不确定性影响规律。最后开展基于蒙特卡罗模拟的流场统计研究,通过分析雷诺数扰动对流动分离和转捩的影响,揭示雷诺数对高负荷LPT流动损失不确定性变化的作用机制。     

端壁合成射流对高负荷涡轮叶栅涡系结构和流动损失影响的数值研究

为探究端壁合成射流对高负荷涡轮叶栅中涡系结构和流动损失的影响,采用非定常数值模拟方法分析了不同激励参数下合成射流对Durham叶栅流动损失的控制效果以及涡系结构和流动损失的对应关系。结果表明,合成射流减小了前缘马蹄涡和通道涡的尺度,削弱了来自相邻叶片压力面的横向涡,略微增强了壁角涡,并间接削弱了壁面涡;在无量纲幅值和频率分别为0.073和1时,控制效果最佳,总压损失系数减小约为10.72%;从控制机理上讲,合成射流加强了主流和射流下游边界层的掺混,增加了边界层动量,从而削弱了马蹄涡;合成射流影响了叶片压力面的流动分离,改变了由于分离产生低能流体的位置和范围,从而削弱了横向涡。由于漩涡的削弱,流动损失也随之减小。     

层板内部压力分布及流阻特性实验

在冲击雷诺数为1×104~6×104条件下,针对不同气膜孔开孔率两种层板模型,实验研究了靶面、冲击面、扰流柱面压力系数分布以及冲击射流、绕流、溢流的局部损失和整体损失系数.结果表明:靶面由于滞止区加速流动向着壁面射流区减速流动过渡,压力系数出现二次峰值.两股冲击射流在靶面相汇形成低压力系数区,相汇后翻卷回冲击面形成低压力系数区.距离冲击孔较远的两排扰流柱表面压力系数分布受雷诺数影响较大.雷诺数Re≤3×104时,压力分布表现为横掠单管的绕流特征.雷诺数Re≥4×104时,压力分布表现为翻卷绕流特征.溢流损失系数最大,绕流损失系数次之,冲击射流损失系数最小.开孔率减小一半,冲击射流损失和绕流损失变化较小,气膜孔溢流损失升高至少4倍.      

带锥形扩张支孔射流气膜冷却效率数值模拟

 为了探讨由圆柱孔和锥形支孔组成的双出口孔射流气膜冷却特性,利用商业软件对气膜冷却下的流场和温度场进行三维数值模拟。主流雷诺数为10 000,吹风比变化范围为0.5~2.0。计算得到了冷却效率云图、冷却效率径向平均值以及近壁面处流场和温度场分布。研究结果表明,圆柱形孔射流的冷却效率数值模拟结果和实验数据吻合得非常好,双出口孔射流的冷却效率相对于圆柱形孔射流的冷却效率明显提高,径向分布非常均匀。双出口孔射流的流动结构和单圆柱孔射流的流动结构明显不同。随着吹风比的增加,冷却效率增大。基于冷却效率的最佳吹风比为1.5。     

尾缘厚度对低压涡轮气动性能影响的数值模拟

采用数值模拟的方法研究了尾缘厚度对Pak-B低压涡轮气动性能的影响.目的是通过增加尾缘厚度来控制边界层分离,降低损失,揭示增加尾缘厚度的流动控制机理.研究发现:适当增加尾缘厚度能减小低压涡轮损失,增大折转角.在雷诺数为25000,来流湍流度为1%时,适当增加尾缘厚度能使基于进口速度的能量损失系数降低10.4%,折转角增加1.73%.适当增加尾缘厚度和栅距同样可以使基于进口速度的能量损失系数减小,折转角增大.在雷诺数为25000,来流湍流度为1%时,尾缘厚度增加到4%s,栅距增加了2.2%,可以使基于进口速度的能量损失系数减小7.4%,折转角增加1.25%.通过增加尾缘厚度可以发展低稠度高负荷低压涡轮叶栅.      

局部及全叶高合成射流对高速压气机静叶栅流场结构的影响

数值研究了合成射流控制高速压气机静叶栅吸力面角区分离,对比分析了不同射流结构对叶栅内流场结构及气动性能的影响。研究结果表明:合成射流通过周期性地吹气和吸气推迟角区分离、降低总压损失,由于吹气和吸气阶段的作用效果不同,使得叶栅出口损失系数的改善效果呈现出周期性波动。合成射流对通道涡以及角区二次流的有效控制是其取得良好控制效果的关键,当冲角为2°时,局部、全叶高方案最大可使总压损失系数分别降低22.2%和23.8%。由于局部叶高方案无法控制叶展中部的流动,造成该区域的尾迹损失增大,从而导致其流动控制效果弱于全叶高方案。两种射流结构都具有良好的变工况适应特性,全叶高方案在大冲角时逐渐体现出其优势,当冲角为4°时,总压损失系数的改善幅度相比局部叶高方案提高了2.8%。      

基于流动控制技术的低稠度大负荷涡轮设计

针对基于Pack B叶型的低稠度大负荷涡轮叶栅,采用定常数值模拟方法研究了两种流动控制技术——射流襟翼与Gurney襟翼(圆形、方形和圆弧凸起形)对低雷诺数下涡轮叶栅流动分离损失的控制.结果表明,射流襟翼和Gurney襟翼均可使主流流动偏转,增大叶型的气流转折角,影响叶型载荷系数;由于主流流动的偏转,影响并加速相邻叶型吸力面边界层流动,使得主流对于相邻叶片吸力面后缘处的逆压梯度降低,推迟了边界层层流向湍流的转捩,延长加速区,推迟了边界层分离,使得再附点位置提前,减小由逆压梯度引起的叶型吸力面分离区范围;H=1%的圆形Gurney襟翼和H=0.8%的方形Gurney襟翼均能在保证提高同等水平Zweifel载荷系数值的同时,将能量损失系数降到与设计栅距时相当的水平.     

扫频式射流对涡轮叶栅间隙泄漏流动影响的数值研究

为控制涡轮叶栅中叶顶间隙泄漏流动和改善涡轮气动性能,将扫频式射流器(SJA)作为一种主动流动控制方法应用在涡轮叶栅的研究中。通过非定常数值计算,分析了SJA对涡轮叶栅叶顶间隙流动的作用过程以及作用机理,并且研究了不同工况下SJA对涡轮叶顶流场改善效果以及不同频率的SJA对叶顶流场的影响。结果表明:通过在涡轮叶栅上端壁增加单个SJA装置,可以有效地延迟上端壁的流动分离,其中最佳方案射流流量仅为进口总流量的0.35%,涡轮叶栅出口截面总压损失系数减少了11.48%。存在着最佳的频率284Hz,使SJA装置对流场的作用效果最佳,有效地改善了涡轮叶栅内的间隙流动。     

定常来流条件下低压涡轮附面层分离流动控制手段的实验研究

高空低雷诺数状态下,低压涡轮吸力面流动分离严重,利用被动控制手段可以有效缓解流动分离,提高叶型效率。为了降低低雷诺数下吸力面的流动分离,实验研究了粗糙度在定常来流条件下对低压涡轮叶型损失及吸力面附面层分离的控制效果。实验依托一台低速叶栅风洞,考察了9种粗糙度控制方案对PACKD-A超高负荷后加载叶型的流动控制效果。实验发现在来流湍流度2.2%,5.0×104~1.6×105的雷诺数测试范围内,覆盖19.5%吸力面弧长范围,粗糙高度(Ra)为20.91μm的粗糙条带是一种最优布置方案。这一优化的流动控制手段可以在一定程度上兼顾降低叶型损失,扩大涡轮叶片正常工作范围的作用。     

端壁组合射流对高速扩压叶栅损失特性的影响

提出了一种端壁组合射流技术以控制进口马赫数0.67的高速扩压叶栅端区流动。通过前缘射流旋涡可以增强端壁附面层与主流间的流体交换,阻碍横向二次流动,减小角区低能流体堆积;而采用角区射流注入能量能够进一步减弱吸力面侧流动分离。以上组合控制方法可较单独采用前缘或角区射流更有效减小栅内损失,提高其气动性能。当角区射流位于近吸力面侧的分离起始位置附近时,其改善栅内流动的效果最佳;远离吸力面的端壁射流则可抑制端区低能流体横向迁移及其与分离区流体间的相互作用,但其减小损失的效果弱于近吸力面侧的射流。随着射流总压比的增加,组合射流减小损失的效果先增加后减小;过大的总压比会加剧射流与来流间的掺混损失,使得叶栅气动性能恶化。当射流总压比为1.2时,损失减小最大可达12.6%,而射流流量仅相当于叶栅进口流量的0.64%。     

高速条件下吸力面复合角孔气膜冷却特性

为探究高速条件下涡轮叶片吸力面上复合角孔的气膜冷却特性,在高速风洞中实验测量了吸力面复合角孔的气膜冷却效率与传热系数比,并通过净热通量减少(NHFR)衡量了复合角孔对吸力面的气膜冷却净收益。分析了雷诺数、吹风比以及湍流度对气膜冷却效率、传热系数比及净热通量减少的影响规律,结果表明：低雷诺数下气膜冷却效率受雷诺数影响较大,但当雷诺数增大至6.4×10⁵以上时,气膜冷却效率几乎不再变化;随湍流度的增大,气膜冷却效率整体降低,低吹风比下气膜冷效对雷诺数、湍流度较为敏感。传热系数比随气膜吹风比增加而增大,但在湍流度较大时,气膜冷却对传热系数的影响降低。湍流度的增大使NHFR有所升高。研究表明对高的湍流度工况,吹风比为0.8时复合角孔呈现最佳的气膜冷却性能。