轴向超声速通流串列构型弦长比对气动性能影响的数值研究

为避免高马赫数、大攻角来流引发的叶片颤振,将串列叶片技术引入到超声速通流风扇叶栅中,对其进行串列改型及气动性能研究。利用准二维数值模拟,对串列叶片前、后排叶片的弦长比参数进行了详细的对比研究。结果表明：影响气动性能的关键因素是后排叶片进口压力侧激波的落点,在本文研究条件下,随着弦长比的减小总压损失呈减小的趋势,当弦长比由0.99减小到0.43时,设计攻角下,15°折转角叶型总压损失可减小27%,30°折转角叶型总压损失可减小38%。进一步的研究表明,通过减小弦长比可有效控制后排叶片前缘斜激波在相邻叶片吸力侧的落点以实现损失降低,并且这种降低效应在小弯角叶型上比大弯角叶型更容易实现。     

基于通流方法的某涡喷发动机整机数值仿真

采用轴对称方法对带有黏性力的三维Euler方程组进行降维，利用时间推进方法求解，得到适用于航空发动机整机计算的准三维数值仿真软件，并对某涡喷发动机整机进行设计点和非设计点数值模拟。首先，对地面静止状态节流特性进行研究，将计算结果与试验数据对比可知：推力的最大相对误差为-5.1%，单位燃油消耗率的最大相对误差为+4.8%，相对转速为95%时，单位燃油消耗率最低；其次，获取了飞行马赫数为0.7工况下的高度特性以及飞行高度为3 km工况下的速度特性，将计算结果与设计参数对比可知：对于高度特性，推力的最大相对误差为-4.61%，单位燃油消耗率的最大相对误差为+5%，对于速度特性，推力的最大相对误差为-5.83%，单位燃油消耗率的最大相对误差为+5.92%；再次，分别对压气机/涡轮进行部件模拟，预测了发动机的共同工作线；最后，对发动机设计工况下的流场以及气动参数的展向分布进行了分析。     

子午造型对低反动度跨声速转子气动性能影响

对于高负荷低反动度跨声速转子,子午型线造型是其设计中研究重点之一。为寻求更优的子午造型方式,借助数值模拟的方法初步研究了不同子午形式对高负荷低反动度跨声速转子气动性能的影响。结果表明,相较于直线形式的子午型线,采用正弦曲线形式的子午型线可降低激波强度,转子效率提升0.84%;合理的子午型线造型既需要控制波前马赫数不至于过高,同时又要确保激波过后轴向速度可以获得迅速提升,避免发生附面层分离再附着的现象。     

绊线对大子午扩张涡轮端壁的气动及传热性能影响研究

为了探究绊线对大子午扩张涡轮端壁边界层分离和马蹄涡的削弱效果,分析绊线对大子午扩张涡轮端壁传热特性的影响。对某1.5级涡轮应用SST湍流模型对端壁流动进行精细捕捉,并进行了气动和传热的有效性实验验证。结果显示：绊线减弱了叶片前缘驻点高压区,使得上端壁分离点位置提前;绊线增强了来自涡轮动叶的泄漏涡强度,但极大地削弱上通道涡;此外,中间位置绊线使得总压损失降低了2.28%。叶片前缘热负荷增加,Trip(5.3% E)绊线使得叶片表面热通量降低1.66%。大体上讲,绊线的引入减小了大子午扩张涡轮通道涡等二次流的影响,优化了大子午扩张涡轮的流场,降低叶片表面换热量。     

大子午扩张涡轮的分离控制

大子午扩张涡轮易发生外端壁流动分离,并产生较强顶部二次流。采用对叶型型线外壁和内壁侧逐次前掠宽弦的方法对顶部分离进行控制,并对多个前掠宽弦方案进行全三维数值模拟、流场拓扑分析和流动对比,研究了前掠宽弦叶型在此类涡轮中的应用。结果表明：合理的前掠宽弦叶型能够有效地减弱甚至消除外端壁流动分离,改善顶部压力流向分布;同时也能很好地控制顶部二次流的发展,提高大子午扩张涡轮的气动性能。     

轴向通流旋转盘腔流动换热稳态实验与数值模拟

通过开展稳态实验及数值模拟探究了轴向通流旋转盘腔的流动结构与换热特性。通过改变流量系数、旋转雷诺数等参数,探究不同工况下旋转盘两侧及盘罩内侧壁面温度和努塞尔数的径向分布规律。结果表明:在轮缘加热的状态下,旋转盘两侧温度径向分布均呈凹函数形态,且旋转盘迎风面换热强度普遍高于背风面;后轴颈盘罩向两端旋转盘导热,其壁面温度径向分布呈"中间高、两侧低"的状态;随着轴向流量系数的增大,盘腔内部气体对流加剧,径向臂及涡对结构更加明显,旋转盘及轴颈表面换热效果增强;旋转盘腔内的流动换热特性受强迫对流和类Rayleigh-Benard对流2种机理的共同影响。      

子午扩压对环形叶栅流道内旋涡发生和发展的影响

为了研究子午流道有较大扩压情况下,环形叶栅内集中涡系发生、发展的流动过程,详细测量了由栅前至栅后 1 2个横截面上气动参数沿节距和叶高的分布。试验结果表明:子午流道的较大扩压增厚了进口端壁附面层,因而加剧了鞍点分离并形成了高强度、大尺度马蹄涡压力侧与吸力侧分支。周围的大量低动量气体加强了两分支的组对效应,推迟了通道涡的形成与发展,通道涡的强度与尺度同样正比于流道的扩压度。在叶栅下游,由于径向正压梯度的影响,低能气体沿尾流区向轮毂输运,引起下通道涡的迅速消散与衰减。      

离心压气机通流反问题的损失模型研究

在使用无粘性控制方程组加熵方程的准三维流线曲率法S_2,m流面反问题的离心压气机设计系统中,必须引入关于转子、静子以及无叶扩压段的流动损失模型.经分析首先选择了Galvas M.R.的模型作为原始模型.其次对该一维模型进行了适合于现代准三维计算技术的改进.再则提出和尝试了在通流程序中调用损失模型的一种新方法.改进后的损失模型的功能被扩展,不但根据叶片排之间界面参数的变化给出相应的出口损失量,而且将熵增分布到所有通流计算站上以影响速度场的积分,满足了通流方法的需求并更贴近真实流动.改进的模型的损失预估效果达到了工程实用的程度.将有待工程或实验的验证.      

大子午扩张涡轮的根部型线研究

大子午扩张涡轮具有外壁侧来流易分离、导叶出口径向压差较大等特点,对根部型线优化改型和原型进行全三维数值模拟,分析了下端壁叶型型线对流动的影响,并研究了根部型线设计特点.结果表明:优化根部型线,能够合理的对栅前流量径向分布进行调整,减弱甚至消除顶部来流分离,改善顶部流动;同时,此叶型也能合理的改善出口马赫数分布以及出口压力径向分布,减弱和消除吸力侧出口S₁面分离的径向流动,改善根部流动.      

基于压力场分布的大子午扩张涡轮非轴对称端壁造型方法

为提高大子午扩张涡轮端区气动及传热性能,基于大子午扩张涡轮上端壁静压场分布细节,使用Bezier曲线与正弦三角函数曲线相结合的非轴对称端壁造型技术,对某1.5级大子午扩张涡轮第2级静叶上端壁进行8种非对称造型设计,并通过SST（shear stress transfer）湍流模型数值求解RANS（Reynolds-averaged Navier-Stokes equations）方程组对造型前后端壁进行了流动与传热特性的研究。结果表明：对大子午扩张涡轮上端壁进行非轴对称造型设计可有效改善其上端区叶片通道内横向压差分布情况;对其上端壁压力面进行通道内凸起造型可降低出口总压损失,当凸起幅值为S2叶高的5%时,出口总压损失最多可降低约1.1%;对其上端壁吸、压力面均进行通道内凹陷造型将减小机匣与叶片的热负荷,当凹陷幅值为S2叶高的5%时,机匣及叶片的热负荷最多可分别降低约3.1%与2.8%。