尾缘厚度对涡轮叶栅性能影响的数值研究

采用数值模拟方法,分别通过改变亚声速和超声速叶型尾缘厚度,研究尾缘厚度变化对涡轮叶栅损失的影响,并在宽广工况范围内探讨尾缘厚度对涡轮叶栅性能影响的敏感性。结果表明:尾缘厚度对亚声速叶型的影响较小,涡轮叶栅损失随尾缘厚度的增大而增大;尾缘厚度对超声速叶型的影响较为明显,随着尾缘厚度的增大,尾缘附近的激波强度增强,叶栅通道中的损失明显增大。对于本文所研究的超声速叶型,尾缘厚度的影响在非设计攻角下不会被放大;但随着马赫数的变化,尾缘厚度的影响规律不同。     

超跨音对转涡轮大转折角叶片的高次多项式解析造型研究

超跨音对转涡轮高气流转折角特点对叶片解析造型提出了苛刻要求,本文探讨高次多项式解析造型方法设计超跨音对转涡轮大转折角叶型。在保证表征叶片气动特性的主要特征参数,如栅距t、尾缘转折角δ和叶栅喉道宽度bth等不变的情况下,通过调整和优化选择叶型辅助参数,采取控制叶背与叶盆型线曲率大小和叶栅槽道收敛性的方法,达到控制燃气速度在超音速大转折角叶栅内流场合理分布及抑制激波的生成与强度的目的。数值模拟实例表明,高次多项式解析造型方法能快速、高效、可靠地设计出高性能的超音速大转折初始叶型。      

大焓降后部加载弯叶栅压力场与壁面流场特性的实验研究

在环形叶栅低速风洞中,对亚临界600MW汽轮机中间级大焓降静叶栅进行了吹风实验。应用五孔球头测针,详细测量了在3个冲角下叶片沿叶高和节距的气流参数分布;借助沿叶型的静压测孔测量了在9个相对叶高位置沿叶型的静压系数;并应用墨迹显示技术,显示了沿上、下端壁及叶片表面的极限流线。实验结果表明,大焓降静叶栅具有良好的气动性能。     

高负荷弯掠叶片力学模型与应力抑制研究

几何构型对叶片应力的影响规律是高负荷弯掠叶片应力优化的关键。建立了带有弯掠与扭曲结构特征参数的叶片力学模型,研究了掠形与扭转构型对叶片应力分布的影响。结果表明:弯掠造成的附加弯矩与叶型截面形心位置紧密相关,弯曲应力极值可能出现在叶型前缘、尾缘和叶背中部三个区域;扭转造成的附加扭矩的大小由叶尖到叶根逐渐增加,在叶片自然扭曲率较小时,附加扭矩为负方向,其作用致使叶片解扭;对于典型弯掠叶片,其离心力作用下的径向力载荷决定着自身的截面平均应力水平,而附加弯矩和扭矩载荷决定着截面的应力分布形式。在给定的叶型条件下,可通过掠形方式的调整使附加弯矩与扭矩相抵消,降低叶片峰值应力30%以上。     

高马赫数超声压气机转子叶型优化设计

为进一步提高压气机叶尖轮缘速度和增压比,将唯一进气角原理和数值最优化技术用于叶型设计,获得两个高马赫数、高压比、低损失的“S”形超声压气机叶型。首先根据压气机流动机理,提出超声压气机叶栅的性能指标;然后通过吸力面叠加厚度的方式生成初始叶型,保证叶栅的来流马赫数和唯一进气角;最后采用基于修改量的叶型参数化方法,以给定总压比为约束条件,以总压损失系数最小为目标对初始叶型优化。设计结果表明:在设计点,叶栅1和叶栅2的总压损失系数分别为0.119和0.158;在高来流马赫数条件下,超声叶栅需采用大稠度设计才能实现多道斜激波加一道正激波增压;在叶型吸力面前端构造一个斜坡也可增加叶栅通道内的斜激波数量;平直的吸力面后段有利于削弱激波对附面层干扰,将平直吸力面后段与钝尾缘(或翘尾缘)相结合可有效抑制附面层分离,减小尾迹区。     

后部加载叶型直叶片和弯叶片叶栅中能量损失变化的实验研究

在环形叶栅低速风洞上,详细测量了具有后部加载叶型的常规直叶片和弯扭叶片栅能量损失由栅前至栅后的发展。实验结果表明损失的增长主要发生在前缘和尾缘附近,提高此类叶栅流动效率的关键是前缘圆直径、尾缘逆压段长度与逆压梯度值的匹配以及沿叶高静压系数分布规律的选择。      

基于反问题设计方法的叶栅激波损失控制

为了降低跨声速叶栅通道中的激波损失,提高叶栅出口的总压恢复系数,以二维粘性反问题设计方法理论为基础,发展了二维叶栅反问题设计方法,通过调整叶片表面沿轴向的载荷分布,在保持叶片总载荷不变的同时,达到降低叶栅槽道中的激波强度,减少激波损失的目的。为验证方法的正确性,首先运用德国宇航中心L030-4叶栅实验数据与计算结果进行对比,在此基础上对叶片载荷进行分析,并提出了一种叶片表面载荷分布参数化方法,运用该方法修改叶片表面载荷分布后通过反问题设计方法得到新的叶型。结果表明,通过修改叶片表面载荷分布,运用二维反问题设计方法得到的新叶型激波强度明显降低,叶栅出口总压恢复系数以及马赫数较原型均有增加,叶栅气动性能明显提高。     

超声速串列静叶设计

高压比单级风扇静叶进口全超声,气流转折角大于50°,常规单排静叶难以达到这样高的负荷水平,采用串列静叶结构是一种有效的技术手段。针对进口超声的基元叶型,采用灵活控制中线形状的基元叶型设计方法,优化叶型前缘激波结构,降低激波、附面层干扰引起的损失。在级环境下,对分别采用新方法和定制叶型方法设计的串列静叶进行详细的性能对比,三维数值模拟结果显示:应用新方法设计的高负荷串列静叶,可降低激波损失,优化叶排通道内的激波结构,有效控制尾迹分离,改善叶片排间的流动匹配,提高串列风扇性能。     

吸附式压气机叶型和抽吸方案优化设计

将智能优化算法与准三维叶栅计算程序相结合,对某吸附式压气机叶型进行了优化设计,对优化设计前后的流场进行了详细分析.优化设计之后叶型总压损失下降40%,静压升提高0.6%.优化得到最佳抽吸位置位于分离区起始点上游,优化叶型具有更均匀的负荷分布,并且优化后叶型的性能在全攻角范围内均得到了提升.结果表明:更均匀的负荷分布会提高叶型的性能,减小叶型分离,降低抽吸所需要的能量.对于在尾缘处存在轻微分离的叶型其最优抽吸位置位于分离区上游.     

带尾缘劈缝冷气喷射的涡轮叶栅性能实验及计算

通过平面叶栅实验和CFD数值计算方法,研究了叶片尾缘全劈缝冷气喷射下涡轮叶栅流场和气动性能。试验和计算发现,在冷气喷射条件下用不同损失系数描述涡轮叶栅性能,结论明显不同,用考虑冷气能量的能量损失系数评价气冷涡轮叶栅性能较为准确和客观。在较小的冷气流量下,劈缝冷气喷射使叶栅能量损失降低,尾缘劈缝冷气喷射可改善近尾迹区域的流动,减小尾迹亏损,降低尾迹掺混损失。尾缘劈缝冷气射流方向偏向叶片某型面,则尾迹损失峰值朝此型面偏移。     

静叶片时序效应对压气机叶片非定常气动负荷的影响

采用数值方法对两级低速压气机中径处的流场进行非定常模拟。研究第二排静叶在两个典型周向位置上的叶片气动负荷,分析各列叶栅气动负荷的非定常波动以及静叶时序效应对叶栅气动负荷的影响。对各列叶栅的非定常气动力和气动力矩进行频谱分析,探讨叶列间的非定常气动干扰。结果表明,时序效应对静叶片气动负荷的影响明显高于动叶片的。时序效应能够提高压气机的性能与叶片寿命.      

冲角对正弯曲叶片扩压叶栅气动性能的影响

为了研究冲角对正弯曲叶片压气机叶栅气动性能的影响,在平面叶栅低速风洞上,对具有可控扩散叶型(CDA)的直叶片,正弯曲15°和20°弯曲叶片压气机叶栅在0°,±6°和±10°冲角下进行了实验,获得了不同冲角下不同弯曲角度叶栅出口流场的能量损失系数和叶片表面静压系数等的分布。与直叶栅相比,叶片正弯曲后叶栅总损失在所有冲角下均得到了降低,在正冲角下,叶栅端部流动状况得到改善,在负冲角下,叶栅流道中的流动相对于直叶栅改善不明显。直叶栅在10°冲角下发生了遍布整个流道的分离流动,而正弯曲叶片的采用则削弱了流动的分离。     

基于NURBS的扩压叶栅非对称前缘设计

前缘对扩压叶栅叶型气动性能具有重要影响,圆弧形或椭圆形前缘吸力面和压力面侧为对称形状,未针对两侧流动差异进行不同设计。为进一步提升扩压叶栅气动性能,发展了一种基于三次非均匀有理B样条(non-uniform rational B-splines,NURBS)曲线的非对称前缘设计方法,在保证曲率连续的前提下,实现吸、压力面两侧非对称的前缘构造。将设计方法应用于两圆弧形前缘叶型改型设计,数值结果表明:与原始叶型相比,总压损失系数可分别降低26.3%和23.5%,提高了整体气动性能;同时与对称曲率连续前缘相比,在51.83°进口气流角下吸力峰强度降低13.4%,前缘转捩位置推后4.6%弦长,在大进口气流角下具有更好的气动性能。      

通道前缘小叶片对轴流压气机叶栅气动性能的影响研究

为了更好地控制压气机静叶角区分离,结合翼刀和涡流发生器的流动控制思想,提出一种在叶栅通道前缘端壁设置小叶片的新型流动控制手段。以某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周向位置和安装角的小叶片对流场的影响。结果表明：小叶片存在提升叶栅气动性能的最佳周向位置和安装角范围。在近失速工况附近,小叶片可减缓角区分离,提高全叶高的扩压能力,但会不可避免地增加中间叶高位置处的流动分离和气动载荷;小叶片可减少角区分离损失和尾迹损失,提高各流向位置处的静压系数。小叶片能阻碍马蹄涡压力面分支发展,减缓叶栅前缘附近的横向二次流动。从小叶片叶顶泄漏的诱导涡可将马蹄涡压力面分支推向流向,带走端壁和角区附近的低能流体,从而削弱通道涡强度。     

叶片表面喷气对叶栅性能影响的试验研究

航空发动机的不断发展,使涡轮前的温度越来越高.尽管材料科研发展迅速,但仍赶不上温度提高的要求,涡轮叶片必须采用气冷,这就对涡轮气动性能带来了影响.本文介绍了用平面叶栅吹风试验方法研究气膜冷却叶栅在各种工况下对叶栅气动性能的影响,获得了许多有价值的结论.     

一种压气机叶型的可控环量尾缘造型方法

为了提高压气机叶型负荷,提出了一种可控环量尾缘造型方法,该方法对叶型尾缘处弦长2%的区域进行特殊造型,通过改变流动后驻点位置从而提高叶型环量,增加叶型气流转角。在不同马赫数及雷诺数下进行数值模拟得到了一致的结论。数值模拟结果显示:以设计进气角D因子为0.52的叶型为基准叶型,采用可控环量尾缘造型后叶型气流转角可提高21%,同时总压损失基本无变化,部分叶型甚至在气流转角提高的同时总压损失有所降低。而当气流折转角相同时,可控环量尾缘可以比传统尾缘的总压损失更小。      

跨声速风扇的弯、掠三维设计研究

以某小型跨声速单级轴流风扇为平台,采用数值模拟的方法,研究并探讨了弯、掠三维设计技术对具有较高负荷的跨声速轴流压气机性能改善所起到的作用和抑制流动损失增加的机理.分别探讨了在动叶上半叶高和静叶端区采用不同的弯、掠形式对风扇设计点以及等转速线上的小流量工况性能的影响.研究结果表明:动叶上半叶高采用反弯设计能够有效改变动叶端区压力梯度,减少泄漏流在出口压力面侧的堆积,增加动叶顶部的通流能力.静叶端区采用前缘反弯和尾缘正弯的复合弯、扭技术,同时实现了端区增容和控制二次流发展的目的,随着流量的减小,弯、扭设计静叶更好地控制住了端区二次流的恶化,端区损失增长明显较直叶片缓慢,风扇的稳定工作范围得到提高.      

轴向间距对压气机通道堵塞及总性能的影响

为了研究转静子叶片排之间的轴向间距对压气机内部流动堵塞及气动性能的影响,选取某单级轴流压气机为研究对象,采用多通道非定常数值计算方法对其5种不同轴向间距下的内部流场进行了全三维数值模拟。结果表明:在每一种轴向间距下,当压气机节流至某一工况之后,压气机通道内的流动堵塞区主要集中在转子叶顶间隙区域和动叶吸力面尾缘附近以及静叶吸力面轮毂角区内;在同一流量下,随着轴向间距的减小,转子叶根吸力面尾缘处的流动堵塞区有所扩大,但转子叶顶间隙区域及静叶吸力面轮毂角区内的流动堵塞区体积却不断减小,压气机通道内回流区的总体积也随之减小,其结果是压气机的静压升能力和流动稳定性增强且效率增大。通过进一步研究发现:在同一流量下,当轴向间距减小时,转子叶顶间隙区域内的主流轴向动量增大且泄漏流的轴向动量减小,其结果是转子叶顶间隙区域内流动堵塞区的体积减小。     

某型发动机高压压气机第6级静子叶片掉角故障分析

针对某型发动机高压压气机第6级静子叶片掉角故障,分别进行了断口分析、强度计算、振动模态试验和整机动应力测试,综合分析结果表明:第6级静子叶片掉角断口均属于高周疲劳;实测第9阶振型的最大相对振动应力区与故障叶片的裂纹起始位置吻合;第9阶自振频率对叶尖附近的弦长、厚度及尾缘R的尺寸微小变化很敏感。采取了增加频率限制、对涂"W"漆前的吹砂工艺进行细化以保护叶片的措施,使得该故障得以排除。     

弓形静子提高压气机抗旋流畸变能力研究

为降低旋流畸变对轴流压气机性能和稳定性的影响,对双级低速轴流压气机的第1级静子进行了3种不同正弯角的弓形叶片设计.采用整环三维定常计算方法,研究了对涡旋流下压气机的性能和稳定性.结果表明:静子采用合理的正弯曲设计能够提高压气机抗对涡旋流的能力.正弯曲弓形静子能够降低端壁区域的负荷,抑制各排叶片叶根区域吸力面附面层分离的形成以减小损失、提高效率和总压比.静叶弯角为10°时峰值效率增加1.5%,失速边界点流量减小6.95%.流量为18.5kg/s时,效率、总压比分别增加1.7%和0.03%.当弯角过大时,叶中区域负荷上升且摩擦损失增大,反而不利于效率和总压比的提升.