可控扩散叶型吸力面峰值等熵马赫数位置对叶栅气动性能影响

通常亚音压气机叶型表面等熵马赫数分布符合可控扩散规律,并且吸力面峰值马赫数位置靠前叶栅气动性能较好。采用自动优化方法,设计出给定吸力面峰值等熵马赫数位置可控扩散叶型,分析此位置对叶栅气动性能的影响规律。研究结果表明:对于可控扩散转子和静子叶型,在设计工况下,当吸力面峰值等熵马赫位置位于0.20倍轴向弦长时,吸力面附面层沿流程快速发展,造成叶栅损失大幅增加;当吸力面峰值等熵马赫数位置为0.10~0.15倍轴向弦长时,设计进气角近似位于叶栅低损失进气角范围中,且低损失范围内损失较低。

轴流压气机跨音叶型前缘优化设计

叶型前缘的几何外形直接影响轴流压气机的综合气动性能,为了研究前缘椭圆度的最佳区间变化规律,对跨音叶型Stator35叶中截面进行了优化设计。基于参数化方法和元启发式算法建立了叶型前缘椭圆度的寻优模型,探讨了圆形和椭圆形前缘叶型的气动性能,对比分析了多种椭圆度前缘叶型的流场结构,并对椭圆前缘三维叶片的几何外形进行了气动寻优。结果表明:椭圆度前缘叶型在全工况范围内降低了总压损失系数,拓宽了3°攻角,提升了落后角和折转角性能;跨音叶型椭圆前缘设计存在最佳椭圆度区间[0.8,0.9],并且转捩点位置距前缘距离与分离泡长度负相关;优化后设计点处椭圆前缘叶片的绝热效率提高了0.4%,且在全流量范围内绝热效率均高于原始叶片,喘振裕度从9.8%提升到12.4%。

基于进化算法的压气机叶型多目标优化设计

该文发展了基于进化计算和 Navier-Stokes 方程求解技术的压气机叶型气动多目标优化设计技术。压气机叶型气动优化设计目标是静压升最大和总压损失最小。文中采用Bezier 曲线参数化叶栅几何型线、相应的控制点坐标作为设计 变 量 ; 压 气 机 叶 型 气 动 性 能 采 用 Reynolds 平 均Navier-Stokes 方程和 Baldwin-Lomax 代数紊流模型进行评价;采用实数型多目标进化计算作为优化算法对叶型进行优化设计。优化设计结果得到一组 Pareto 解集,并且将特定的 Pareto 解和初始叶型进行详细的气动性能分析比较。优化设计结果证明了该文发展的多目标优化设计技术的有效性和实用性。

轴流压气机串列叶栅参数优化研究

为发展串列叶栅优化设计体系,首先提出了串列叶型的参数化造型方法,并对某传统叶栅进行了串列改型,设计点总压损失系数下降了41.8%,静压升上升了0.92%。发展了主从式并行微分进化算法,并对该串列叶栅的5个配置参数进行了数值优化,设计点总压损失系数降低了8.67%,静压升提高了0.3%。采用偏相关分析法对优化全过程进行数据挖掘,揭示了5个配置参数对串列叶栅性能的影响程度。提出并验证了串列叶栅前后叶的弯角和弦长分布对攻角特性的影响关系,并定义一个新的参数用于衡量这一影响关系,实现了对攻角特性的调节,得到了全工况更优的方案。

多级压气机中可控扩散叶型研究的进展与展望 第一部分 可控扩散叶型的设计与发展

可控扩散叶型 ( CDA)的优化设计是目前国外对亚音、跨音速压气机叶型研究的主要内容之一。本文对CDA研究的必要性、CDA产生的背景、第一代 CDA和考虑端部流动的第二代 CDA的特点及设计方法进行了综述。 CDA起源于超临界机翼翼型 ,通过控制吸力面的扩压过程 ,消除或减弱激波、降低损失、增加可用冲角范围。围绕这一设计准则和目标 ,提出了很多设计方法 ,归纳起来主要有反问题设计方法和正问题设计方法。国内对 CDA的研究起步较晚 ,且大都集中在理论和设计方法的研究上。

多级压气机中可控扩散叶型研究的进展与展望 第二部分 可控扩散叶型的实验与数值模拟

目前 ,大量的可控扩散叶型 (CDA)已设计应用于多级轴流压气机中。通过亚音、跨音叶栅实验 ,证明了在可比的气动设计条件下 ,CDA叶栅可以达到更高的临界马赫数、更大的冲角范围和更高的负荷。通过单级或多级测试 ,CDA提供了更高的效率、更高的负荷、且易于进行级间匹配 ,并最终减少研发费用 ,提高喘振裕度 ;由于 CDA叶型具有增厚的前缘和尾缘 。

叶片正弯对扩压叶栅气动性能的影响

为了研究叶片不同正弯曲角度对压气机叶栅气动性能的影响 ,在平面叶栅低速风洞上 ,对具有可控扩散叶型 (CDA)的直叶片和 15° ,2 0° ,2 5°正弯曲叶片压气机叶栅进行了实验。获得了不同弯曲角度扩压叶栅出口流场的能量损失系数、涡量以及叶片表面静压系数等的分布。结果表明 ,叶片正弯曲 2 0°时叶栅总损失降低最多 ,达16 15 %。正弯曲叶片吸力面形成“C”型压力分布 。

采用弯-掠叶片的压气机叶栅变冲角性能研究

利用经过实验数据验证的CFD软件对采用不同掠型叶片的压气机叶栅±20°冲角范围内性能进行了数值研究。结果表明,在任一冲角下,与直叶栅比,前掠和弯掠叶栅中静压分布呈反"C"型规律,端部损失下降,中部损失增加,后掠叶栅则情况相反;随冲角增加,前掠和弯掠叶栅中低能流体在中部积聚增多,损失增加明显;算例中,尽管叶栅总损失有所增加,但弯掠叶栅变工况特性好,可最大限度控制附面层流体在端区积聚,避免角区分离,从而显著加大压气机稳定工作区间,对提高航空发动机总体性能意义较大。

离心压缩机无叶扩压器的改进新方法

研究了某高压比离心压缩机无叶扩压器的性能,提出在无叶扩压器轮盘侧加装一定高度机翼型导叶的改进方法。结果表明,这种扩压器可以改善其内部流动,提高自身的压力恢复系数和效率,从而改善离心压缩机的整级性能。

吸附式压气机叶型优化设计

将微分进化算法和流场数值模拟技术相结合,建立了1套吸附式压气机叶型智能优化系统。此系统可以对进口亚声、超声的吸附式压气机叶型进行优化。通过准3维叶栅通道计算程序-MISES进行流场数值模拟,评估叶型气动性能。选取吸附式叶型最重要的2个变量,吸气量和吸气位置作为优化参数,以叶型的损失系数作为优化目标,自动寻优找到该叶型的最佳吸气量和对应的吸气位置。数值计算结果表明:优化后的吸附式叶型的气动性能有了明显的提高。

基于中弧线曲率控制的压气机叶型优化

为提高压气机叶型优化设计水平,基于中弧线曲率控制方法编写了压气机叶片造型程序,将中弧线曲率控制参数作为优化变量,结合粒子群寻优算法对传统可控扩散叶型(CDA)进行了优化研究。结果表明:基于中弧线曲率控制的叶片造型程序能够对CDA叶型进行较好的拟合,拟合叶型的气动性能与设计要求较符。优化叶型在设计点的总压损失降低了约6.34%,优化叶型总压损失随攻角变化较为平缓。在一定攻角范围内,叶型中弧线曲率峰值的前移能够将吸力面马赫数峰值前移,提高叶型吸力面的扩压能力,降低总压损失。在大攻角工况下,改进的中弧线曲率分布能够显著降低叶型总压损失。将中弧线曲率控制参数作为优化变量进行CDA叶型的优化是可行的。

可控扩散叶型与双圆弧叶型实验对比研究

为对比不同压气机叶型的流动特征,在高亚声速平面叶栅风洞内对相同设计速度三角形的可控扩散叶型和双圆弧叶型进行了平面叶栅实验,对两套叶型的表面马赫数、尾迹总压等参数分布进行了测量。实验结果表明:设计点可控扩散叶型总压损失比双圆弧叶型小近1倍,出口气流角小2.0°;在吸力面气流分离前,出口气流角随攻角和马赫数变化小于1.0°,尾迹核心区位置保持不变;双圆弧叶型吸力面近尾缘存在一定区域气流分离,受分离区影响,随进口马赫数增加,出口气流角变化达到4°,尾迹核心区移动了近20%栅距。

压气机低雷诺数叶型设计技术研究

改进设计了适应高空低雷诺数流动条件的二维压气机叶栅,采用M ISES程序系统进行了流场计算与对比分析,探讨了高空低雷诺数对压气机叶片性能的影响;进行了叶型设计技术和准则的研究。

高亚声速压气机叶片优化设计

为实现压气机叶片的优化设计,采用Hicks Henne函数进行叶型参数化,N S方程流场计算与混合遗传算法结合构成设计软件。以给定叶片表面压力分布为目标,以损失小而扩压度大和给定压比损失最小作为目标,所得优化叶片吸力面等熵马赫数分布合理、符合控制扩散规律,具有较好的压比和损失指标。采用几何方法与椭圆型方程方法结合生成壁面正交H型网格,可提高计算精度和便于采用代数紊流模型的流场计算。

一种新型压气机叶片造型方法的平面叶栅试验验证

为验证一种新型超/跨声压气机叶片造型方法——B样条控制中线角叶型、贝塞尔曲线控制叶型厚度方法 (BMAA方法)的有效性,分别与原有的可控扩散叶型定制造型和任意中线造型进行平面叶栅对比试验。结果表明,BMAA方法得到的跨声叶型,具有比定制叶型更优的气动性能;BMAA方法得到的超声叶型,具有与任意中线叶型相似的气动性能;与传统叶片造型方法相比,BMAA方法具有更高的效率,可提高叶片的气动负荷。

两类叶型探针对扩压叶栅流场影响的对比

为评估叶型探针安装结构的流场适应性,采用性能试验与数值模拟的方法,对比研究了两类叶型探针(A类、B类)对扩压叶栅内部流场的影响。结果表明:对于叶栅通道内没有激波的亚声流场环境,A类探针的综合影响程度略小于B类探针,而对于叶栅通道内会形成强激波的跨声流场环境,A类探针的综合影响程度要大于B类探针;两类叶型探针所诱发的绕流涡演化机制基本相同,但B类探针绕流涡尺度更大,在亚声速扩压叶栅中会带来更大的总压损失。

径流及斜流压气机任意曲面叶型长短叶片的造型设计方法

发展了一套径流及斜流式叶轮机的任意曲面叶型长短叶片的造型方法,并在离心式压气机和斜流式压气机的设计中做了具体的应用。新发展了令叶片的厚度按三次样条函数沿流向分布的一种设计思想,得到了比较理想的叶片。同时在径流及斜流式压气机中使用分流叶片,引入了长短叶片的造型设计方法。通过CFD流场检验验证了这种叶片造型方法的可操作性和适用性。这为径流式以及斜流式叶轮机转子、静子的进一步气动优化设计奠定了基础。

NACA65系列压气机叶型的数值模拟与实验比较

利用NUMECA软件对NACA65系列压气机叶型进行数值模拟,分析不同攻角下叶栅的性能,并与实验值进行对比,发现在较好的流动状况即攻角适中的情况下,折转角、阻力系数、升力系数等参数的计算值与实验值非常接近,但是当攻角很小和很大的恶劣工况计算结果和实验结果有一定的偏差;对比SA模型、SST模型和实验结果的总压损失系数,发现SA模型未能反映出层流附面层分离现象,SST模型能部分反应出层流附面层的分离。

叶型探针对轴流压气机性能试验结果的影响

基于近年来所录取的大量压气机试验数据,详细分析了叶型探针对轴流压气机各项性能参数的影响,并对某型低负荷轴流压气机进行了稳定性试验,比较了80%设计转速下压气机在安装叶型探针前后稳定裕度的变化。结果表明:叶型探针对轴流压气机设计与非设计状态性能均会产生一定的负面影响,对于静叶高度不低于20mm的轴流压气机,其性能数据测量误差范围约在2%以内;压气机级增压能力所受到的影响程度与流道堵塞比有关,堵塞比越大,级静压比下降越多;安装叶型探针后,压气机的失速点流量增加,稳定裕度降低。

叶型探针对压气机叶栅气动性能影响的试验与数值研究

利用平面叶栅风洞,开展了安装叶型探针的压气机叶栅吹风试验。通过测取不同工况下叶片表面压力、栅后尾迹等气动参数,分析了叶栅在安装叶型探针前后的性能变化。同时,采用数值模拟方法,对前缘探头绕流旋涡在叶栅流道内部的发展演变规律及其损失特性进行了探索。研究结果表明:①探针对叶栅局部流场的扰动作用比较明显,其影响特性与叶栅工作状态相互关联;②探针对其所在叶片以及相邻两侧叶片总压损失系数的影响程度随来流攻角发生显著变化;③安装探针后,栅后尾迹与主流掺混作用加强,导致尾迹沿周向存在较为严重的扩散作用;④负攻角条件下,前缘实体探头会诱导叶片出口靠近叶盆表面出现一定强度与尺度的涡系结构。