风扇/压气机技术发展和对今后工作的建议

风扇 /压气机是航空涡轮发动机的关键部件之一 ,高推重比发动机对它们提出了更高的要求 ,出现了一些新的技术问题需要加以研究解决。本文评述了风扇 /压气机的发展趋势 ,对于提高其性能的主要措施如高叶片速度 ,低展弦比 ,高通流进口级 ,掠形叶片技术 ,大小叶片气动布局等都作了详尽程度不同的评述。风扇 /压气机内的非定常流动不仅影响气动性能 ,而且影响可靠性 ,如高周疲劳、失速和颤振等 ,应加强研究。现代计算流体力学为我们提供了跨越式发展的可能性。本文对今后工作提出了建议。

用可压缩流涡方法模拟叶轮机动静叶的相互作用

本课题组发展了一种扰动涡方法,用以研究叶轮机内动、静叶相互作用[1,2]。其优点是物理图画清楚,计算收敛快。它采用了一个重要假设:扰动胀量为零,从而大大简化了计算过程。文章的目的是研究此假设的影响,并取消此假设,使扰动涡方法建立在完全严格的数学基础上。由于取消了“扰动胀量为零”的假设,需要耦合求解扰动质量方程、扰动涡量输运方程和扰动能量输运方程。这是文章与文献[1,2]的主要区别。文献[1,2]对NASA67压气机第一级内由于动、静叶间的相互作用引起的非定常流动过程作了数值模拟,并与试验结果作了对比。文章也作了同样的算例,以研究扰动胀量为零的影响。数值模拟结果表明,在引入了扰动胀量后,用扰动涡方法模拟动静干涉仍保持较好的收敛性和收敛速度,且与试验的符合程度更好。文章强调指出,即使对于非定常可压流,为满足无渗透边界条件所需的运动分量也是用椭圆类的拉普拉斯方程描述,而不是用双曲类的方程描述。“扰动胀量为零”

二维NACA65叶型前缘几何形状对气动性能的影响

用实验方法研究了二维叶片前缘几何形状对气动性能和转捩的影响。实验是在低速叶栅风洞中完成的。考察了分别装有圆形和椭圆形前缘的一个NACA65叶型前缘附近的流动情况。给出了细致的叶片前缘和分离区内的压力分布情况。结果表明:前缘几何形状对前缘流动、分离和转捩及以后的附面层发展有很大的影响。

研究转子内流动的大尺寸轴流压气机实验装置和动态测量技术

本文在评述国外同类技术的基础上 ,介绍近年研制成的 ,以研究转子内流动为主要对象的低速大尺寸轴流压气机实验装置和动态测量技术 ,包括实验台、旋转四坐标全电动探针位移机构、并行多通道高速数据采集器、高频压力探针及一整套高频压力探针、热丝和激光多普勒动态测量技术 ,列举了典型的转子内和转子进。

叶轮机叶片的三维造型及其对叶片气动负荷的影响

研究叶轮机叶片的弯扭及掠形等因素对叶片气动负荷分布的影响。给出了一个针对叶轮机内部流动的一般的掠角定义。基于线化的小扰动理论，用解析方法对叶片三维造型各因素的位势影响进行了分析，并用三维粘性数值模拟进行了验证和分析。分析结果表明，叶轮机叶片的弯扭和前缘掠形对叶片的负荷分布有重要的调节作用。合理利用三维造型的负荷调整功能可有效地调整负荷沿展向和弦向的分布，为叶型设计提供新的自由度。

高马赫数、高负荷单级风扇设计和试验研究

本文介绍了一台高马赫数、高负荷单级风扇的设计和试验研究,该风扇试验性能达到了国际先进水平。对在研制中采用的新技术也作了概括的介绍。

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。

扩压叶栅端壁角区流动结构和紊流特性

三维激光多普勒测速技术测量了扩压叶栅叶片和端壁相交的角区中的流动结构和紊流特性。实验结果表明，角区中端壁附面层和叶面附面层的堆积使得叶面附面层变厚；角区内存在较强的通道涡，随流动向下游发展，通道涡核心远离叶面；在前缘产生的马蹄涡逐步消失；通道涡使得角区的紊流动能增加，并影响雷诺正应力的分布。

发动机的涡轮导向器面积、喷口直径等匹配参数调整的计算方法研究和应用

在双轴式涡轮喷气发动机中 , 及 级涡轮导向器面积和尾喷口面积匹配关系影响到发动机工作稳定性、可靠性和性能。本文用计算分析方法进行了研究 ,推导出便于编程计算的 6个方程 ,用低压涡轮功等于某一常数代替低压转子转速为常数的调节方案 ,并用发动机台架实测参数确定部件某些系数 ,计算仅在设计转速上进行。计算结果指导了某新研发动机三面积的调整 ,获得合适的三面积调整范围 ,解决了该发动机的调整参数匹配问题 ,按本方案调整的发动机经外场使用表明工作稳定。

扩压叶栅角区马蹄涡的实验研究

本文给出了用三维激光多普勒测速技术对扩压叶栅叶片前缘马蹄涡的测量结果。实验结果表明：在０°和１０°两种攻角条件下均存在清晰的前缘马蹄涡；二次流的影响使得在靠近端壁壁面的区域实际入口气流角和叶片中径处不同，在不同的攻角条件下这种影响也不同；前缘马蹄涡的存在使得接近前缘的气流方向改变，气流角增大。

非定常动静叶干涉作用的二维数值模拟

采用涡方法研究叶轮机内动、静叶间的相互作用，它利用全三维的、通道时间平均的定常解为基础解，并由此给出非定常扰动场的初始解。为计算叶片对扰动场的响应过程，采用拉格朗日方法追踪扰动涡团的对流流动过程，用确定性涡方法来描述流体的粘性扩散过程。用该方法对某型压气机的一级（动、静叶栅距比为１．７４）的动、静叶相互作用，进行了二维有粘问题的数值模拟。数值结果表明，该方法具有较好的收敛性和收敛速度；转子出口的尾迹和各种旋涡等非定常因素在静叶通道中的切割、迁移过程，非定常性对静叶攻角的影响以及脉动压力的振幅衰减特性也在文中作了分析。

近壁区理论耗散率模型的改进

提出了在边界层的近壁区 ,采用共振三波的理论模型描述湍流边界层相干结构 ,由此解决了对称三维波理论模型不能处理三阶相关量的问题 ,根据新的理论模型对ε方程逐项进行计算和分析 .与原理论模型计算结果相比 ,本文理论结果与直接数值模拟 (DNS)

近壁区Reynolds应力输运方程的理论模型

在湍流边界层的近壁区 ,采用对称共振三波的理论模型描述相干结构 ,根据理论模型对Reynolds应力输运方程逐项进行计算和分析 ,结果与直接数值模拟符合很好 .这不仅在理论上有益于对湍流物理机制的了解 ,而且展现了一种可能性 ,即根据相干结构的理论知识来改造湍流模型 ,使之具有更清晰的物理内涵以提高近壁区的预估精度 .

基于中心差分的对流扩散方程四阶紧凑格式

在经典中心差分格式的基础上，提出对流扩散方程的四阶紧凑差分格式。具体方法是，先就一维情形，将中心差分格式改造为不受网格Ｒｅｙｎｏｌｄｓ数限制的恒稳二阶格式，再在不增加相关网格点的前提下，通过格式中对流系数和源项的摄动处理，使稳格式的精度提高至四阶．本文并作一、二、三维流动模型方程及高Ｒａｙｌｅｉｇｈ数自然对流传热问题的数值求解，例示本文格式的优良性态．

近壁区湍能耗散率输运方程的理论模型

提出在湍流边界层的近壁区采用三维不稳定波来描述湍流扰动速度，然后根据理论模型对湍能耗散率的生成、粘性破坏以及扩散等特性进行了系统定量的计算和分析．理论计算结果与直接数值模拟结果符合较好，特别是在ｙ＋＜１０的区域中明显优于传统湍流模型的计算结果．这不仅在理论上有益于对湍流物理机制的了解。

高负荷高通流跨音压气机的研制和应用

介绍了高负荷高通流跨音压气机的研制和应用,新研制三级低压压气机平均加功量系数为0.319,进口单位迎面流量为191.0kg/m2·s,进口平均Ma为0.676,效率为0.82,进口轮毂比小于0.35。用到发动机上设计点稳定工作裕度为20.67%,使发动机性能提高14.3%。研制经过了设计、试验、工程应用、外场使用全过程,并已经广泛应用,表明新研制压气机在气动设计、方案选择和结构设计上很成功。

二维非结构网格的一个TVD型有限体积方法

考虑双曲型守恒律方程 ,对二维非结构三角形网格给出一种 TVD型有限体积方法 ,主要思想是在一阶单调格式的基础上 ,在每一个单元上对变量作单调线性重构函数 ,时间离散采用二阶 Runge-Kutta方法。通过计算分析了该方法的精度 。

扩压叶栅端壁角区旋涡对湍流特性的影响

为了弄清扩压叶栅端壁角区旋涡对湍流特性分布的影响 ,用三维激光多普勒测速技术测量了平面扩压叶栅中角区流动的湍流特性 .对测量结果的分析表明 :流向涡的核心区域及旋涡与附面层相互作用区域的湍流动能增加 .同时 。

非结构三角形网格的一个 ENO 型有限体积方法

基于双曲型守恒律方程，对非结构三角形网格给出了一种ＥＮＯ（ＥｓｅｎｔｉａｌｙＮｏｎｏｓｃｉｌａｔｏｒｙＳｃｈｅｍｅ）型有限体积格式，方法的主要思想是先对每一个三角形单元构造一个加权的二次插值多项式，而在计算交界面的流通量时采用了两点高斯积分公式以保证格式的整体精度，时间离散采用三阶ＴＶＤＲｕｎｇｅＫｕｔａ方法．最后给出了该格式收敛的数值阶。