轴向偏转型自循环机匣处理对高速压气机扩稳效果的影响机理

为了削弱叶顶泄漏流的不利影响,扩大轴流压气机的稳定工作范围,提出了一种改进的轴向偏转型自循环机匣处理结构,偏转角度为叶片顶部弦长与压气机轴向的夹角.以高速轴流压气机的孤立转子为研究对象,设计了正偏和反偏2种轴向偏转型自循环机匣处理方案,进行了单通道非定常数值模拟.结果表明:相对于实壁机匣,压气机在正偏、反偏自循环机匣处...     

自循环机匣周向偏置对轴流压气机非定常流场的影响

本文以NASA Rotor 35为研究对象,设置了正15°、0°和负15°三种不同周向偏置度数的自循环机匣,利用NUMECA软件包进行三维非定常数值模拟以研究机匣处理对压气机非定常流场的影响。计算结果表明,针对NASA Rotor 35由通道激波与叶顶泄漏涡相互作用导致的失速,不同周向偏置角度的自循环机匣处理均能够较好地拓宽压气机的稳定工作范围,且几乎不影响压气机峰值效率。其中周向偏置正15°的自循环机匣虽然流量裕度改进量最大,但是压气机的压比下降较大。周向偏置后自循环机匣的扩稳能力不再遵循传统上以回流量、喷嘴出口速度和自循环装置内的流动损失来关联扩稳效果的经验规律,而是由桥路和流场耦合的非定常过程导致的。其喷射和抽吸作用对叶顶流场的激励使得叶顶静压分布、泄漏流产生周期性波动,不同物理量峰值在时域上存在相位延迟。     

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.      

周向槽轴向位置影响机匣处理扩稳能力的机理

为了揭示周向槽机匣处理轴向位置影响压气机稳定性的流动机理,采用试验与数值方法研究了三种不同轴向位置对机匣处理扩稳能力的影响。试验与数值结果均表明机匣处理轴向位置不变时扩稳能力最强,轴向位置前移次之,轴向位置后移最弱,对应的试验综合裕度改进量分别为10.3%,7.82%及5.65%。通过详细分析压气机叶顶流场表明,周向槽机匣处理轴向位置后移使叶顶前缘区域没有受到到周向槽的作用,叶尖部分间隙泄漏流在叶顶前缘形成低速带并造成进口堵塞。轴向位置前移使叶顶后部区域没有受到周向槽的作用,在叶顶通道出口部分叶高范围内形成低速堵塞区,流通能力弱。轴向位置不变的机匣处理对应的叶顶通道流通能力最强,因此扩稳效果最好。     

对转压气机中自循环机匣处理扩稳机理的研究

为拓宽自循环机匣处理的适用范围,以对转压气机为研究对象,采用数值方法研究了自循环机匣处理的扩稳机理和轴向喷气位置对其扩稳能力的影响,详细分析了自循环机匣处理前后对转压气机的总体特性和转子叶尖流场的变化.结果表明:对最先失速的转子配置自循环机匣处理可以获得可观的裕度改善,但轴向喷气位置对扩稳效果和压气机的气动性能均有显著...     

对转压气机中机匣处理的非定常影响

为探究不同形式的机匣处理扩稳机理和损失产生区别,以某两级对转压气机（CRAC）为研究对象,通过非定常数值模拟方法开展了自循环机匣处理（SRCT）和轴向槽机匣处理（ASCT）扩稳机理的研究。结果表明：SRCT和ASCT在近失速点均显著提高失速裕度和总压比,在峰值效率点附近增加效率损失;机匣处理通过作用于叶顶泄漏流和抑制压力势流减弱转子间动-动干涉效应;机匣处理槽内流场与转子相对位置相关,转子周期性的扫掠机匣处理槽增加了轴向槽内流动的非定常性,机匣处理槽内流动掺混是效率下降的主要原因。     

缝式机匣处理对对转压气机的扩稳机理

为探索缝式机匣处理在对转压气机中的适用性,采用数值模拟的方法研究了缝式机匣处理对对转压气机气动性能和稳定裕度的影响。通过分析缝式机匣处理对压气机总体性能和叶尖流场的影响,以揭示缝式机匣处理在对转压气机中的扩稳机理。研究表明：缝式机匣处理可以提高对转压气机的失速裕度,机匣处理的轴向位置对对转压气机的气动性能和失速裕度有显著的影响。随着机匣处理的前移,对转压气机峰值效率的亏损逐渐减小,而失速裕度改善程度相差不大。机匣处理缝的抽吸和射流效应减弱了转子R2叶顶通道的堵塞程度,通过抑制叶尖泄漏流和二次泄漏流的发展以推迟失速的发生,进而实现扩稳。此外,缝式机匣处理时可能改变该对转压气机的最先失速级,同时也证明了缝式机匣处理在变工况下扩稳的有效性。     

离心压气机自循环机匣处理扩稳机理分析

自循环机匣处理能大幅提高离心压气机的稳定工作裕度,其回流的抽吸和二次注入具有明显的宏观流动特征。将主流按与二次注入流是否发生掺混分为掺混主流和无掺混主流两股流体,并将离心叶轮按导风轮和工作轮两个压缩部件对自循环机匣处理的作用机理分别进行了分析。数值模拟结果表明:回流流量、回流二次注入的预旋角以及二次注入流占用主流道流通面积的大小是自循环机匣处理扩稳的3个重要因素;二次注入流通过直接掺混和挤占流道使主流收缩加速两种方式减小了导风轮的进气攻角;机匣处理同时加大了导风轮和工作轮尖部的流通能力,抑制了导风轮的叶尖分离,改变了导风轮展向的载荷分布,在减小导风轮尖部载荷的同时提高了工作轮叶尖的做功能力,从而延缓了流动失稳的发生。     

叶顶引气位置对自循环机匣处理扩稳能力的研究

为了探究自循环机匣处理的引气口位置在叶顶变化时对压气机稳定性的影响,以亚声速压气机孤立转子为研究对象,采用数值模拟的方法对3种叶顶不同引气位置的自循环机匣处理方案进行了扩稳能力的研究。结果显示,引气位置在叶顶沿轴向变化时,3种引气位置获得的流量裕度分别为5.43%,22.77%,18.23%,扩稳能力呈现出先增强后减弱的趋势,引气位置越靠近叶顶低速阻滞区核心,扩稳能力越强。对自循环机匣处理后的叶顶流场进行分析,可知在叶顶引气的自循环机匣处理的扩稳机理在于:通过抽吸叶顶处低速阻滞流体和抑制叶顶泄漏流动来改善叶顶区的流动状况,从而达到扩稳目的。     

带周向槽机匣处理的离心压气机扩稳机理分析

机匣处理能够改善压气机稳定裕度,扩大其稳定工作范围。通过对带周向槽机匣处理的NASA低速离心叶轮（LSCC）进行了时间精确的全三维数值模拟,并对周向槽机匣结构和实壁机匣结构在近失速流量点工况下的计算结果进行了比较分析。分析结果表明,周向槽处理机匣对叶顶间隙泄漏涡的抑制是周向槽机匣处理扩稳的主要原因。     

周向槽机匣对轴流压气机转子畸变响应特性的影响

基于给定的进气周向总压畸变谱,应用全三维数值计算方法,研究了周向槽处理机匣对NWPU-1轴流压气机转子容畸变特性的影响,初步揭示了其在进气周向总压畸变条件下的失速机理。结果表明,在均匀进气条件下,周向槽处理机匣对叶尖间隙泄漏涡形成和发展的抑制是其扩稳的主要原因;在进气周向总压畸变条件下,该轴流压气机转子失速的主要原因是畸变引起的攻角变化,造成部分叶片的负荷过重,由于周向槽处理机匣的作用主要在叶尖部分,所以并不能有效的扩大该压气机转子的稳定工作范围。     

轮毂处理扩稳的机理探讨

在单级轴流压气机上,用周向槽式处理机匣在静子内径处进行轮毂处理,与转子尖部机匣处理作类比。用小型5孔探针测试技术详细测量了在最佳工作状态和近失速边界状态下静子叶片排下游气流的三元流场,特别是其端部流场,发现对于转子叶尖失速型的级,在其静子轮毂处理也可以提高级的稳定裕度。并提出其扩稳机理与失速转移的关系,提出了周向诱导速度影响二次流的物理模型,进一步剖析了周向槽机匣处理的扩稳机理。     

缝式处理机匣轴向位置对压气机特性影响的机理

对轴向倾斜缝处理机匣轴向位置的改变如何影响轴流压气机性能进行了研究.试验与数值结果均表明三个轴向位置的处理机匣均扩宽压气机的稳定工作范围,轴向位置不变时扩稳效果最好,轴向位置后移时效果最差.同时轴向位置前移或后移使压气机等熵效率损害程度降低.通过详细地分析压气机内部流场表明:处理机匣轴向位置后移使叶顶机匣约1/3的轴向...     

组合型机匣处理提高轴流压气机稳定性的机理

用全通道非定常计算方法研究了轴向倾斜缝、自适应机匣处理及两者形成的组合型机匣处理对亚声速轴流式转子稳定工作范围的影响,结果表明:轴向倾斜缝、自适应机匣处理及组合型机匣处理取得的综合裕度改进量分别为12.86%,16.47%及22.72%,其中组合型机匣处理扩稳效果最强,自适应机匣处理次之.通过详细地分析压气机内部流场表明,组合型机匣处理削弱了叶片吸力面气流分离带来的不良影响.从喷气装置流出的高速气流抑制了叶顶间隙泄漏流从相邻叶片叶顶前缘溢出的现象,部分叶片通道受到轴向倾斜缝的作用,泄漏流线被抽吸入缝中,也能抑制前缘溢流的产生.     

畸变进气下压缩系统稳定性分析的通用方法

基于逐级平行压缩系统模型,发展了一种分析周向组合畸变对多级轴流压缩系统稳定性影响的通用分析方法。应用此方法对两个多级轴流压气机进行了详细的数值分析,给出了纯压力畸变、纯温度畸变及压力－温度不同位置的组合畸变与轴流压气机喘振裕度损失之间的定量关系。     

Blade bowing effects on radial equilibrium of inlet flow in axial compressor cascades

The circumferentially averaged equation of the inlet flow radial equilibrium in axial compressor was deduced.It indicates that the blade inlet radial pressure gradient is closely related to the radial component of the circumferential fluctuation (CF) source item.Several simplified cascades with/without aerodynamic loading were numerically studied to investigate the effects of blade bowing on the inlet flow radial equilibrium.A data reduction program was conducted to obtain the CF source from three-dimensional (3D) simulation results.Flow parameters at the passage inlet were focused on and each term in the radial equilibrium equation was discussed quantitatively.Results indicate that the inviscid blade force is the inducement of the inlet CF due to geometrical asymmetry.Blade bowing induces variation of the inlet CF,thus changes the radial pressure gradient and leads to flow migration before leading edge (LE) in the cascades.Positive bowing drives the inlet flow to migrate from end walls to mid-span and negative bowing turns it to the reverse direction to build a new equilibrium.In addition,comparative studies indicate that the inlet Mach number and blade loading can efficiently impact the effectiveness of blade bowing on radial equilibrium in compressor design.     

机匣处理改善某单级跨声轴流压气机性能的机理研究

采用全三维数值方法研究了轴向倾斜缝机匣处理对某单级跨声轴流压气机性能的影响.数值结果表明:机匣处理不仅扩宽压气机稳定工作范围,而且还略微提高了单级跨声轴流压气机峰值效率.通过详细分析压气机转子内部流场,揭示了该机匣处理对该单级跨声轴流压气机性能及流场影响的机理,在倾斜缝中形成的回流作用下,使叶顶吸力面气流分离的起始位置向下游推移,并削弱了分离流与叶顶间隙泄漏流相互作用造成的恶劣影响,提高了叶顶通道的流通能力,进而推迟压气机失速的发生.