扩压叶栅中的旋涡流动

本文以旋涡作为研究线索, 对扩压叶栅内旋涡流动作了较为全面的试验研究, 提出了一个常规扩压叶栅内部近壁流动的物理模式, 包括角涡与叶面附面层干涉的壁面拓扑流型, 扩压叶栅流动中的旋涡结构, 以及这个旋涡结构在不同攻角下与叶栅损失结构和负载结构的关系, 从而解释了扩压叶栅角隅区高损区存在的原因。      

小波方法检测角区湍流的流动结构

本文采用热线、压力传感器和PIV方法对中等雷诺数下角区湍流流动进行了实验测量。设计了基于小波变换的一种湍流场特征结构检测方法，辨识出了角区湍流的分离涡结构及其尺度。这些涡结构的发展揭示了角区马蹄涡系运动在低雷诺数下所展示的物理过程在中等雷诺数或充分发展湍流状态下仍然存在。同时，这种湍流流动结构的小波检测方法也显示出了其有效性。     

高速压气机叶栅旋涡结构及其流动损失研究

为揭示高亚声速来流条件下压气机叶栅内部流动特性,对高速压气机叶栅通道内旋涡结构和流动损失的产生与演变规律进行研究。首先建立了数值仿真模型并用实验验证,然后详细研究了叶栅通道内主要旋涡结构、拓扑规律和旋涡模型,最后分析了叶栅通道内流动损失与旋涡结构的内在联系。高速压气机叶栅通道内主要存在马蹄涡、端壁展向涡、通道涡、壁角涡、壁面涡、集中脱落涡和尾缘脱落涡7个集中涡系,通道涡由端壁来流附面层中发展而来,是角区复杂旋涡结构的主要诱因;攻角由0°增大为4°,通道涡的涡核更早地脱落端壁附面层向角区发展,但对角区流动的影响减弱,叶片尾缘未形成明显的集中脱落涡。伴随着集中脱落涡的消失,叶栅固壁面拓扑结构中,叶片尾缘吸力面上没有出现与集中脱落涡对应的分离螺旋点,并且与叶中脱落涡层相对应的分离线和再附线消失,尾缘脱落涡仅包含近端区的一个分支。由总压损失沿流向和展向的变化规律,叶栅通道流动损失主要来源于角区复杂旋涡结构引起的强剪切作用,近端壁区的总压损失与角区主要涡系结构的生成和发展密切相关;攻角由0°增大至4°,角区旋涡的影响能力变弱,近端区流动损失减小,与叶中部位总压损失的差异缩小。     

低雷诺数下50°后掠三角翼的旋涡流动

采用数值模拟和流动显示的方法研究了50°后掠角三角翼在低雷诺数下的旋涡流动,结果表明:低雷诺数下,非细长三角翼在5°攻角时就形成了稳定的前缘涡,较小攻角时前缘主涡就开始破裂,并观察到泡型和螺旋型两种旋涡破裂方式。另外,在一定的攻角范围内,前缘主涡的外侧又生成一对新的集中涡,构成双涡结构;随着攻角的增大,前缘涡涡核不断升高,主再附线向中心移动,二次分离区扩大。     

大攻角流动的非定常特性分析

本文首先通过动态测量手段研究了大攻角流场中的能量成分,分析了各种成分引发的非定常性对大攻角流动的影响。结果表明大攻角流动本身是一种“涡行为”,非定常性对大攻角流动非对称性的影响较弱,影响大攻角流动的本质因素是涡的动力不稳定性对于前体不确定小扰动的响应。     

使用RANS/LES混合方法对钝前缘三角翼进行数值模拟(英文)

阐述了建立在一方程湍流模型基础上的分离涡模型(DES)和延迟脱体涡模型(DDES),它们很好地模拟了壁面附近的小尺度流动。该方法在大攻角分离流区域,使用了亚格子应力的Smagorinsky大涡数值模拟,模拟亚音速旋涡流动。使用大攻角下的钝前缘65°大后掠三角翼模型,研究了CFD对涡的发展、破裂以及复杂涡的发展和演变的模拟能力。研究结果说明了方法对模拟分离流动是可行的。     

扩压叶栅叶尖非定常流动的涡动力学机理

为了揭示压气机叶尖区旋涡结构与流动非定常性之间的关联，采用URANS对一亚声速平面扩压叶栅在不同攻角下的流场进行了求解，并借助Q判据提取了叶尖瞬态涡系结构。结果表明：泄漏涡的破碎现象能够通过诱导新的涡结构间接作用于相邻通道的叶尖流动，是导致叶尖流场失稳的关键因素。在-0.3°和+0.7°攻角下，叶尖泄漏涡发生了螺旋破碎，并伴随有非定常诱导涡的出现，诱导涡对相邻叶片载荷的影响使得叶尖泄漏涡发生周期性摆动；在+1.7°攻角下，泄漏涡破碎会导致反流涡的形成，反流涡的输运会给叶片载荷和来流攻角带来非定常扰动，反过来又会作用于泄漏涡的破碎和反流涡的生成，最终表现为一种自维持的非定常流动现象。     

轴流压气机静子角区分离流动的DDES数值研究

为进一步加深对压气机静子角区分离流动非定常性和湍流特性的认识,以某台用于低速模拟的多级低速轴流压气机的第3级改型静子为研究对象,采用延迟脱落涡模拟(DDES)方法进行详细的数值研究。结果表明:压气机静子角区分离流动受到叶片几何参数和来流条件的综合影响;通道涡是引起静子角区分离的主要涡系结构,其发展过程伴随着大小尺度发簪涡的交替出现;通道涡、发簪涡和尾迹脱落涡的相互作用是引起静子角区分离流动非定常性的主要来源;静子角区存在高度各向异性和能量反传的湍流特征;角区分离区的频率幅值强于主流区,振幅较大的区域位于500 Hz以下的低频区。      

离心压气机转子内近端壁区三维紊流流场

用三维激光多普勒测速系统测量研究了一个离心压气机转子近端壁区三维紊流流场。结果表明,整个叶片通道内叶背角区存在角涡及其伴随涡,叶盆角区存在前缘马蹄涡的叶盆分支,它们的发展、演化较大地影响着附近区域的流动,是造成了所在区域流动阻塞和气流脉动的主要因素。前缘马蹄涡叶背分支沿下游逐渐向叶盆方向发展,与端壁附面层和主流的进一步掺混,并在约 1 /2叶片通道处的叶盆角区与前缘马蹄涡的叶盆分支发生交混,在下游造成一定强度的流动阻塞和紊流脉动带。      

小展弦比飞翼标模非定常流动及自由摇滚特性

小展弦比飞翼布局是中国新型战斗机布局的选择之一，其动态特性尤为重要。针对小展弦比飞翼标模在较大攻角下出现的非定常流动与自由摇滚现象，采用延迟脱体涡模拟（DDES）方法以及动力学模态分解（DMD）方法研究了飞翼标模在Ma=0.6下的非定常流动特性、脉动压力特性、自由摇滚特性，分析运动失稳机理，探索失稳运动控制方法。研究表明：飞翼标模大攻角下非定常流动特性主要体现为，头部发展的集中涡、涡破裂、螺旋波流动结构，其中旋涡破裂点以St=0.12～0.23的频率沿涡轴振荡，螺旋波频率在St=1.16～2.33范围内。数值模拟获得的飞翼标模自由摇滚特征与风洞试验吻合较好，摇滚运动出现在俯仰角24.5°～26°，滚转角平衡位置为28°。对摇滚机理的研究发现，背风侧的集中涡流动与迎风侧的分离流动相互“博弈”是摇滚运动发生与维持的物理机制。上扰流板打开30°时，对自由摇滚运动控制效果不明显，外侧副翼向下打开30°时，自由摇滚现象能够得到较好的抑制。     

扩压叶栅端壁区旋涡流动显示研究

通过氢气泡流动显示,获取不同攻角、不同径向间隙下扩压叶栅端壁区内各种旋涡的发生、发展、涡-涡、涡-附面层干涉的流动图画。      

间隙变化对压气机静叶叶栅气动性能的影响

利用压气机平面叶栅试验,在大负攻角工况、设计工况和角区失速工况下,研究间隙变化对叶栅气动性能的影响,并分析内部流动变化与气动性能变化的关联。试验结果表明,不同工况下间隙变化对流场结构的影响不同,因而对叶栅性能的影响规律也不同。大负攻角工况下,不同间隙叶栅内在压力面前缘附近都存在一对由端壁向叶展中部发展的分离涡,间隙增大可以使叶栅总损失近似线性减小,并使间隙侧气流折转能力略微提升。设计工况下,无间隙侧吸力面角区存在轻微的角区分离,小间隙（0.2%展长）的引入首先会加剧间隙侧角区分离,当间隙进一步增大时,角区分离消失并形成泄漏涡结构。叶栅总损失随间隙增大呈先增大后减小再增加的趋势,角区分离的消除有助于提高间隙侧气流折转能力。角区失速工况下,间隙的引入可以削弱并移除间隙侧角区失速结构,从而使叶栅总损失下降,并在0.5%展长间隙时达到最小值,同时间隙侧气流折转能力得到增强。当间隙进一步增大时,叶栅损失变化不大。在间隙变化过程中,两侧端部流动结构产生相互影响,使两侧流场性能变化呈相反趋势。通过对比全工况范围内的气动性能,叶栅在选取0.5%展长间隙时整体性能最优。     

Experimental investigation on a high subsonic compressor cascade flow

With the aim of deepening the understanding of high-speed compressor cascade flow,this paper reports an experimental study on NACA-65 K48 compressor cascade with high subsonic inlet flow.With the increase of passage pressurizing ability, endwall boundary layer behavior is deteriorated, and the transition zone is extended from suction surface to the endwall as the adverse pressure gradient increases.Cross flow from endwall to midspan, mixing of corner boundary layer and the main stream, and reversal flow on the suction surface are caused by corner separation vortex structures.Passage vortex is the main corner separation vortex.During its movement downstream, the size grows bigger while the rotating direction changes, forming a limiting circle.With higher incidence, corner separation is further deteriorated, leading to higher flow loss.Meanwhile, corner separation structure, flow mixing characteristics and flow loss distribution vary a lot with the change of incidence.Compared with low aspect-ratio model, corner separation of high aspect-ratio model moves away from the endwall and is more sufficiently developed downstream the cascade.Results obtained present details of high-speed compressor cascade flow,which is rare in the relating research fields and is beneficial to mechanism analysis, aerodynamic optimization and flow control design.     

压气机静子通道内的流场测量

为了研究根部间隙对压气机静子通道内流场的影响,设计了4根不同长度的“L”型五孔探针和1根四孔探针.通过位移机构带动上述探针,在最大流量和近失速两种工况下,对某双级低速轴流压气机的第1级静子通道内5个不同轴向位置截面进行了流场测量.实验结果表明:静子通道内总压损失主要是由叶尖附近角区分离以及根部泄漏流与主流的相互掺混引起的.静子通道内主要存在着上/下通道涡、叶尖角涡和泄漏涡等旋涡结构.      

低雷诺数下压气机的二次流旋涡结构

为了探究高空低雷诺数条件下跨声速压气机的流动规律,对NASA Rotor37进行单通道数值模拟,探索其在低雷诺数进气条件下二次流的旋涡结构.研究发现:马蹄涡压力面分支诱发压力面角区诱导涡,壁角涡形成了顺流和逆流的两段式结构,脱落涡由叶根角区发展起来后不断从尾缘脱落,泄漏涡近失速点仅局部破裂不是失稳触发的主要原因.通道中的激波系诱发了吸力面和压力面的两个径向涡,压力面径向涡构成闭合的气泡式分离,吸力面径向涡在叶顶的破碎诱导产生分离涡,触发了低雷诺数下压气机的失稳.流场旋涡结构由马蹄涡、壁角涡、径向涡、泄漏涡、分离涡、脱落涡6个大尺度旋涡以及其他小尺度旋涡组成.      

基于端壁涡流发生器的压气机叶栅角区分离控制研究

为研究被动式涡流发生器抑制压气机叶栅横向二次流以控制角区分离的作用,设计了在叶栅内部端壁处加装涡流发生器的控制方案,采用数值模拟的方法,详细分析了叶栅流场特性。结果表明:涡流发生器可以有效地抑制叶栅内部横向二次流,改善角区流动,在最佳控制方案中,总压损失系数下降8.1%;放置于叶栅内部的涡流发生器能阻挡气流的横向流动,其尾部产生的流向涡与横向迁移的端壁附面层相互作用,抑制了通道涡向吸力面的发展,并将主流高能流体卷入角区,增加角区流体动量;涡流发生器的长度和高度都会影响流向涡的强度,流向涡的涡核高度与涡流发生器高度一致,最终的控制效果由涡流发生器的长度和高度共同决定,只有当它们被合理选择,控制方案才能获得最佳控制效果。     

Numerical study of corner separation in a linear compressor cascade using various turbulence models

Three-dimensional corner separation is a common phenomenon that significantly affects compressor performance.Turbulence model is still a weakness for RANS method on predicting corner separation flow accurately.In the present study,numerical study of corner separation in a linear highly loaded prescribed velocity distribution(PVD) compressor cascade has been investigated using seven frequently used turbulence models.The seven turbulence models include Spalart–Allmaras model,standard k–e model,realizable k–e model,standard k–x model,shear stress transport k–x model,v~2–f model and Reynolds stress model.The results of these turbulence models have been compared and analyzed in detail with available experimental data.It is found the standard k–e model,realizable k–e model,v~2–f model and Reynolds stress model can provide reasonable results for predicting three dimensional corner separation in the compressor cascade.The Spalart–Allmaras model,standard k–x model and shear stress transport k–x model overestimate corner separation region at incidence of 0°.The turbulence characteristics are discussed and turbulence anisotropy is observed to be stronger in the corner separating region.     

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。     

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,从而有效减小跨声叶栅角区分离,提高叶栅的流通能力,改善叶栅性能;在大攻角下,叶根槽射流已不能破坏角区环形涡,但仍能为角区低能流体充能,减弱角区分离,从而拓宽叶栅工作范围。在0°攻角下总压损失系数可降低11.6%,同时叶栅攻角裕度由2°拓宽为3°。