Influences of meridional flowpath on the performance of swept blade in an axial compressor stage

A series of numerical simulations were conducted in both a 1.5 stage axial compressor model and a simplified planar cascade model. The cases with different blade sweep schemes in the cascade model were simulated with free-slip endwalls to minimize the influence of endwall 3-D(three-dimensional) flows. The results obtained in the cascade model were discussed at first for getting a clear insight into the effects of blade sweep without other influences. And then the simulation results of the 1.5 stage compressor model were discussed accordingly. The discussions focused on the influences of different meridional flowpath designs, i.e. constant mid radius (CMR) design, constant outer radius (COR) design and constant inner radius (CIR) design, on the performance of the swept blade. The results showed that the most critical effect produced by blade sweep was attributed to the redistribution of local mass-flow-rate in blade spanwise direction. The change of meridional flowpath did not change the mass-flow-rate redistribution behaviors. However, the trends for local mass-flow-rate redistribution in compressor stage model showed some discrepancies compared with the results shown in the planar cascade model.      

吸附式亚声速压气机叶栅气动性能实验及分析

以亚声速平面叶栅风洞为实验平台,在不同来流马赫数、攻角和吸气量状态下,测试吸附式压气机叶栅吸力面、压力面表面压力分布和叶栅尾缘等参数.结果表明,附面层吸除能促进附面层减薄,减少分离损失,有助于降低叶栅总压损失,提高气流折转能力,改善叶栅气动性能.合适吸气槽位置和吸气量的选择,有利于叶栅内部流动更趋合理.      

COMPACT FINITE VOLUME SCHEMES AND THEIR APPLICATIONS

ＣＯＭＰＡＣＴＦＩＮＩＴＥＶＯＬＵＭＥＳＣＨＥＭＥＳＡＮＤＴＨＥＩＲＡＰＰＬＩＣＡＴＩＯＮＳＪｕＨｏｎｇｂｉｎ（ＳｃｈｏｏｌｏｆＰｏｗｅｒａｎｄＥｎｅｒｇｙＥｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ，ＳｈａｎｇｈａｉＪｉａｏｔｏｎｇＵｎｉｖｅｒｓｉｔｙ，Ｓｈａｎｇｈａｉ...     

某RBCC样机进气道的设计与数值模拟

针对某包含引射、亚燃两模态(马赫数为0~4.0)的支板式火箭基组合循环(rocket based combined cycle)发动机地面集成试验,设计了样机用带支板的二元进气道.数值模拟对比分析了在亚燃模态下进气道加入支板前后的性能以及流道内的流动情况,验证了设计的合理性,并且给出了支板位置以及构型的改变引起RBCC发动机进气道性能变化的规律和优化设计结果.      

变冲角条件下等离子体对扩压叶栅性能的影响

进行了不同冲角、不同电压以及不同电极安装位置下等离子体对大折转角扩压叶栅性能的影响研究.结果表明,当冲角增大时,分离流动加剧是叶栅损失增加的主要原因,而端壁附面层内的摩擦损失则由于流向速度的减小反而减少;等离子体在三种工况下(i=0°,5°,-5°)均可有效控制栅内流动分离、减小叶栅损失、增加叶片负荷,电压越大、电极安装位置越接近分离起始位置,其控制效果越明显;随着冲角的增加,等离子体减小能量损失的效果减弱;虽然电极沿整个叶高方向布置,但等离子体仅对约10%叶高以上的损失影响较为明显,同一电压下该范围内各叶高处的损失减小量也基本相同.      

射流对压气机叶栅分离流控制的数值研究

现代先进轴流压气机级负荷不断提高的发展趋势导致流动分离日益严重.借助数值模拟分别对非定常射流和定常射流进行了参数优化研究.结果表明:基于射流的主动流动控制能有效弱化或消除流动分离,不同射流方式存在不同的最优射流参数(射流方向、位置、速度和频率等),这就为利用射流控制轴流压气机分离流动的工程应用奠定了一定的理论基础.     

旋转爆轰波与涡轮平面叶栅相互作用数值模拟

由于旋转爆轰燃烧室具有自增压特性,可提高热力循环效率,因此将旋转爆轰燃烧室应用于燃气轮机可进一步提高系统的性能。基于非稳态雷诺时均Navier-Stokes方法,采用剪切应力输运k-ω湍流模型,建立旋转爆轰燃烧室与涡轮平面叶栅耦合计算模型,研究旋转爆轰燃烧室内的复杂波系与涡轮叶片的相互作用,分析涡轮叶栅对高频爆轰压力振荡的抑制作用。结果表明：旋转爆轰燃烧室内的燃气在涡轮叶栅内加速,并且在斜激波后的局部区域马赫数的增加更为明显。斜激波与涡轮静转子叶片的前缘、压力面、吸力面以及尾缘相互作用,由于旋转爆轰波不同的传播方向,使得斜激波与静子叶片呈相互垂直或平行,进而形成两种不同的波系结构。涡轮叶栅对高频压力振荡存在明显的抑制作用,涡轮叶栅上下游高频压力振荡幅值的衰减率达到80%以上。研究结果展示了旋转爆轰波作用下涡轮叶栅内复杂波系结构特征,并对基于爆轰燃烧推进技术的应用提供了一定的理论基础。     

密封-转子系统气流激振问题数值仿真

对于密封中发生气流激振的故障诊断问题,基于有限元方法,应用Muzynska非线性密封力模型建立了密封-转子系统动力学模型,通过数值积分方法研究了升/降速过程的气流激振失稳规律和振动特性,并分析了在变速和稳速情况下偏心量的影响。结果表明:气流激振力会使系统固有频率升高,使发生共振时的振幅降低;发生气流激振会出现锁频现象并伴有组合频率特征;降速时由于气体的流动性强从而导致切向惯性力很弱,惯性效应不明显;当偏心量较小时频谱上只出现了锁频,随着偏心增大组合频率出现并不断丰富;稳速时气流激振频率随偏心的提高而增大,并出现了频率突变。      

飞行控制系统故障检测方法研究

以某型飞机为研究对象，论述了一种基于模型的自修复飞行控制系统故障检测方法。首先提出了通过等价空间法产生残差序列，并对残差序列进行概率比检测，以获得一定置信度下的检测结果。同时舵面损伤故障的概率比检测采用预警检验、校验检测与隔离检测相结合的方法。最后，对所设计的故障检测方法进行了数字仿真研究。仿真结果验证了该方法具有较高的准确性和实时性，为飞行控制系统故障检测提供了一种有效的手段。     

开槽尾流板对跨声速涡轮平面叶栅流场影响的实验

采用数值计算和实验相结合的方式研究了开槽尾流板对跨声速涡轮平面叶栅流场周期性的影响。通过数值计算研究了不同开孔率（10%、15%、30%、50%）和偏转角度（70°、71°、72°）下尾流板对叶片表面及叶栅流道出口压力分布的影响,并通过实验验证了尾流板对流道出口流场周期性的改善作用。结果表明:无尾流板时叶片表面压力分布明显偏离周期性计算结果,且流道出口压力分布的周期性误差较大;尾流板偏转角度和开孔率会影响叶片表面及叶栅流道出口的压力分布,适当调节尾流板参数能改善流场周期性;安装开孔率为50%,偏转角度为70°的尾流板时各流道出口的压力分布一致性最好且最接近周期性计算结果,计算和实验结果的周期性误差较无尾流板时分别降低47.6%和28.1%。