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采用二维N-S方程/结构振动方程组耦合数值方法,分析计算了二维非定常气动力强迫振动条件下振动能量及气动力对叶栅所做的功,分别根据振动能量和气动力做功分析了叶栅的颤振特性。NACA0012和PROF叶栅在不同折合频率下气动参数随时间的变化表明,折合频率是影响叶栅颤振的重要因素。气固耦合方法得到的NA-CA0012叶栅颤振折合频率比非耦合的结果高,而对PROF叶栅则相反。这表明叶栅结构动力参数对其发生颤振时的折合频率影响很大且很复杂,要准确预测颤振应该考虑叶栅结构动力与气动力的耦合因素。 相似文献
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为了对叶轮机多通道叶栅颤振进行研究分析,基于时域计算流体力学(CFD)方法,耦合简化的结构动力学方程,运用杂交的线性多步方法实现了对多通道叶栅的时域耦合颤振仿真.该耦合方法通过分析叶片的动力响应特性,获得叶栅的气动弹性稳定性特征.以标准叶栅颤振模型——STCF4 (Standard Test Configuration 4)为算例,计算结果表明该耦合方法与经典非耦合方法在对失稳区域的预测结果吻合得很好,证实了该耦合方法的正确性.运用该耦合方法计算了不同通道数下的自由响应,对比发现真实的叶轮机颤振与外流机翼颤振失稳的不同之处在于叶轮机叶排颤振失稳在很大程度上是一个多模态同时失稳问题;且由于出现不稳定的分支频率和阻尼都接近,叶片的时域响应会出现典型的葫芦节型发散. 相似文献
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为了考虑叶轮机叶片结构与流体之间的耦合效应,同时提高叶轮机颤振数值研究的效率,发展了一种基于非定常气动力降阶模型(ROM)的叶栅耦合颤振分析方法。该方法运用时域计算流体力学(CFD)技术计算少数几个叶片的非定常气动力,通过系统辨识及一些假设构建整个叶栅振动的非定常气动力降阶模型,并在状态空间耦合叶栅结构动力学方程建立叶栅气动弹性方程,采用特征值和时域仿真分析该系统稳定性。运用该降阶耦合方法对STCF4(Standard Test Configuration 4)以及NASA Rotor67叶栅系统的稳定性进行了计算。通过与直接计算流体力学/计算结构动力学(CFD/CSD)耦合方法和非耦合方法计算结果的比较验证了该方法的准确性,且该降价耦合方法的计算效率相对于直接CFD/CSD耦合方法提高了1~2个量级,为叶轮机气动弹性参数研究、失谐研究以及多模态耦合计算等提供了便利。 相似文献
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错频对叶片的气动弹性稳定性影响 总被引:2,自引:1,他引:2
采用求解动网格下的非定常可压缩Navier-Stokes方程模拟了振荡叶片下的气动弹性问题,研究了叶片的频率错频对叶片气动弹性稳定性的影响.通过数值模拟平面叶栅的气动弹性第10标准算例,验证了气动弹性的数值模拟方法,计算了不同叶片间相位角和折合频率下的气动阻尼系数,研究了叶片振动频率改变对叶片气动弹性稳定性的影响.计算结果说明:频率错频是提高气动弹性稳定性的有效方法,其主要作用是减小叶片间振动的耦合效应和叶片间相位角的影响,并且随着错频量增大叶片稳定性增强;通过模拟三维环形叶栅的气动弹性第4标准算例,计算了气动阻尼系数随错频量变化的规律,验证了错频量和气动弹性稳定性增强的规律. 相似文献
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风扇/压气机叶型厚度对颤振特性的影响 总被引:4,自引:0,他引:4
采用计算流体力学与结构动力学相结合的方法,数值模拟了三维振荡叶栅非定常黏性流场;通过对叶片表面非定常气动力及其所做非定常气动功的计算分析,采用能量法对叶片颤振与否进行预估判断。针对三维直叶片和风扇转子叶片,通过调整叶片的相对厚度,研究了叶片厚度变化对风扇/压气机颤振特性的影响。此外,通过对振荡叶栅非定常流场结构的研究,发现了叶片吸力面气流分离与叶片振动之间的耦合关系。本文的研究在风扇/压气机设计中,可用于评估最大相对厚度等叶型结构设计参数对气弹稳定性的影响,对叶轮机颤振机理研究具有一定的参考意义。 相似文献
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叶间相位角对叶片颤振的影响 总被引:2,自引:7,他引:2
发展了一种基于能量法并计及叶间相位角(IBPA)影响的数值计算方法.建立了全环振荡叶栅模型,将每一个扇区分为叶片表面附近的可动域及其外围的固定域,采用有限元形函数将计算结构动力学(CSD)网格点位移的传递到计算流体动力学(CFD)的耦合面网格点上,求解了全环振荡叶栅由k-ε湍流模型封闭的Reynolds平均Navier-Stokes(RANS)方程.以NASA 67转子叶片为例,在设计转速下,基于能量法分析了叶间相位角对叶片颤振的影响.计算结果表明:叶间相位角对叶片颤振有显著影响. 相似文献
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为了研究叶轮机叶片的失速颤振特性,发展了一种计算流体力学与计算结构力学(CFD/CSD)时域耦合方法。该方法通过每一物理时刻CFD和CSD的循环迭代实现了耦合计算。在CFD分析中,采用鲁棒性较好的空间离散格式AUSM+-UP,并基于延迟脱体涡模型(DDES)模拟了带分离流动。在结构分析中,通过模态法构建了旋转叶片动力学方程并运用杂交多步方法进行求解。以孤立转子Rotor37为例,计算了不同工况下流场总体与细节参数,与实验结果的对比验证了CFD算法的精度。对某转子叶片进行了颤振特性研究,计算所得的广义位移时间响应曲线表明该叶片在近失速工况下会发生失速颤振,其表现形式为一阶弯曲模态发散且各阶模态之间不耦合。分析表明,流场不稳定和非定常效应是引起失速颤振的关键因素,同时折合频率的降低也会导致原本气动弹性稳定的叶片发生失速颤振。 相似文献
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航空燃气涡轮发动机中,由颤振引发的叶片疲劳失效是导致发动机机械故障的主要原因之一。为了研究叶片颤振这一非定常气动现象,在能量法的基础上采用弱耦合的计算方法,模拟了发动机风扇叶片在不同转速和不同出口反压条件下的振动,得到了叶片的颤振边界。其中流场与叶片建模用到三维线性插值法转化振动位移,流场动网格建模用到了多层动网格技术。计算表明,叶片表面气动功的分布与叶栅内的激波分布有很大的关系,激波在叶栅通道中的振荡是引起叶片颤振的原因之一。激波在叶栅中前后振荡,使得叶片表面上单位面积做正功的区域发生变化。做正功的区域扩大时,叶片表面气动功绝对值减小,从而气动阻尼比减小,更靠近颤振边界。 相似文献
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A Reduced Order Model(ROM) based analysis method for turbomachinery cascade coupled mode flutter is presented in this paper. The unsteady aerodynamic model is established by a system identification technique combined with a set of Aerodynamic Influence Coefficients(AIC). Subsequently, the aerodynamic model is encoded into the state space and then coupled with the structural dynamic equations, resulting in a ROM of the cascade aeroelasticity. The cascade flutter can be determined by solving the e... 相似文献
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射流襟翼-低压涡轮叶栅主动流动控制数值研究 总被引:2,自引:2,他引:0
针对PAK-B低压涡轮叶型,基于耦合了Langtry-Menter转捩模型的Menter's SSTk-ω两方程模型,数值研究了不同流动状态下射流襟翼的流动控制机理.计算结果表明,射流襟翼能够有效控制PAK-B叶型失速流动状态下的损失,当射流流量百分数为2%,能量损失系数较无射流襟翼控制状态时下降40%;同时,气流转折角增大5%;影响并使主流进口质量流量减小10%,对于叶型未失速流动,控制不一定有效.结果还表明,射流襟翼能够推迟相邻叶型吸力面边界层转捩,从而延迟分离流动再附. 相似文献
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