整体涡旋流畸变对轴流-离心组合式压气机喘振特性影响的数值研究

为研究整体涡旋流畸变对轴流-离心组合式压气机喘振特性的影响,本文采用气腔模型来研究压气机出口的容腔效应,分别模拟了均匀进气以及不同旋流强度的正向及负向整体涡旋流畸变作用下,组合式压气机的喘振过程。研究发现,正向整体涡旋流畸变作用下,离心叶轮进口截面近盘侧存在强度较大、范围较广的正向旋流,一定程度上抑制了叶轮内的流动分离;相反地,负向整体涡旋流畸变作用下,离心叶轮进口截面近盘侧存在强度较大、范围较广的负向旋流,使叶轮内的流动分离加剧甚至引发回流,使得压气机系统进入深度喘振工况。正向整体涡旋流畸变的旋流强度越大,组合式压气机的喘振圈及喘振频率越小;负向整体涡旋流畸变作用下,旋流强度越大,喘振圈越大、喘振频率越高。

轴流压气机进气旋流畸变实验与仿真研究

为深入分析旋流畸变问题,发现叶片式旋流畸变发生器产生旋流流场的机理和旋流畸变对压气机稳定性的影响机制,本文开展了旋流畸变发生器与压气机的耦合数值仿真。分析计算结果,认为叶尖脱落涡的叠加效应是产生旋流的主要机理,旋流结构对转子叶尖区域的扰流作用是造成转子提前失速的重要原因。建立了S弯进气道仿真模型,通过对S弯进气道与高亚声速压气机进行耦合仿真计算,研究了S弯进气道出口旋流流场的形成机制,初步探讨了S弯进气道出口旋流流场对压气机稳定性的影响。S弯进气道出口形成的对涡结构靠近压气机机匣,这种局部的涡结构会影响部分转子叶片叶顶区域的流动结构,从而导致压气机失速边界右移。

叶片式旋流畸变发生器数值模拟研究

为研究旋流畸变对压气机性能和稳定性的影响,设计了一套叶片式旋流畸变发生器,使用不同弯角的叶片以改变旋流畸变的结构和强度。采用CFD数值模拟方法对旋流畸变发生器的特性和详细流场进行了研究,结果表明,叶片式旋流畸变发生器具有对涡和整体涡均可形成、总压恢复系数高、旋流强度调节方便的优点,旋流切向气流角最大可达25.1°;随着流量减小,对涡和整体涡的总压恢复系数增加,旋流强度先保持不变,在降至一定的流量值后急剧上升。在压气机进口截面,对涡强度近端壁区域最大,叶中区域最小。整体涡偏心时,压气机进口的旋流方向并不完全一致,在叶根局部区域会形成反向旋流。

新型旋流畸变网的设计与仿真研究

为进一步研究旋流畸变对压气机性能和稳定性的影响,提出了一种叶片式旋流畸变网的设计方法,根据目标旋流场设置旋流畸变网的转向叶片和支撑结构,产生了4种特定流场结构和强度的旋流畸变。利用CFD技术对畸变网产生的旋流场与目标旋流场进行了详细对比研究。结果表明,旋流畸变网能够在指定的位置产生期望强度的整体涡和对涡旋流,并且能够准确复现出由S弯进气道和翼身融合体飞机形成的复杂结构形式的旋流畸变场;在气动交界面的3个测环上,畸变网产生的旋流场与4类目标旋流场的旋流角平均偏差分别为0.19°,0.64°,1.56°,2.48°,表明旋流畸变网对目标旋流场的复现有效性较强,满足了畸变网的设计需求。

对涡旋流畸变对单级跨声速压气机性能影响的数值研究

为了评估弯曲进气道中显著的旋流畸变对压气机性能和稳定性的影响,利用CFD技术开展了Stage 35在对涡旋流畸变下的数值仿真,获得了对涡旋流畸变下的压气机特性线和流场分布,并与无畸变和正负整体涡时的情形进行了对比分析。结果表明:对涡旋流畸变会使压气机的性能和稳定裕度降低,且工作点处于同等强度的正负整体涡旋流畸变工作点之间,在90%换算转速和对涡旋流模式P2下,压气机换算流量、压比、温比、效率和稳定裕度的最大降幅分别为8.00%,7.24%,0.98%,9.64%和43.14%。这种影响主要取决于占主导的旋流畸变类型和不同类型旋流畸变对压气机性能参数影响程度的共同作用。同时压气机换算转速和旋流强度越大,压气机性能参数和稳定裕度下降越多。

旋流畸变影响低速轴流压气机数值模拟研究

为研究进气旋流畸变对轴流压气机性能和稳定性影响的机理,设计了一种叶片式旋流畸变发生器,分别采用定常和非定常计算方法对旋流畸变发生器和两级低速轴流压气机进行了联合数值模拟研究。定常计算结果表明:旋流畸变发生器的叶片弯角越大、对涡强度越高;对涡旋流导致压气机总压比和效率降低,稳定边界流量明显增加;对涡强度越大,对压气机性能和稳定性影响越严重;对涡的反向涡对压气机影响较大,同向涡影响较小;反向涡造成部分叶片的叶根区域吸力面附面层提前分离,是导致压气机失稳的主因;非定常解的总压比和效率均略高于定常解,两种计算方法得到的稳定边界差异明显,非定常解的稳定边界流量比定常解小19.2%,非定常计算结果更接近试验值。

整体涡旋流畸变下的压气机失速机理分析

为了研究跨声速压气机在整体涡旋流畸变下的失速机理,采用数值仿真方法对Stage35进行了整级数值模拟,研究了叶片通道流场中触发压气机失速的关键因素,分析了不同转速下,叶顶泄漏涡和径向涡在旋流畸变条件下的变化情况。结果表明:同向整体涡能抑制叶背流动分离,使径向涡体积减小,叶顶泄漏涡减弱,叶顶通道堵塞程度减小,压气机稳定裕度增大;出现反向整体涡时,叶背气流分离加剧,径向涡体积扩大,低转速下,泄漏涡增强,堵塞区面积增大,高转速下,泄漏涡变化不大,但径向涡体积扩大引起流体向叶尖堆积,形成大面积的吸力面尾缘低速区,更容易导致压气机失稳。

用四面体涡发生器研究进气道旋流畸变

对涡是航空发动机S型进气道中最常见的畸变形式。数值模拟了利用具有垂直前缘的四面体型涡发生器在风洞中产生的对涡旋流畸变,结果表明,此涡发生器可以在风洞中产生一对分布对称、彼此对转的涡流,并且在风洞中造成的流量损失极小,可以忽略不计。与无对涡时的情况相比,风洞中越向后部对涡造成的总压损失越大。而在相同截面上当来流约为1.6 Ma时总压损失最大,在低亚音速以及较高超音速来流条件下的总压损失相对较小。

进气道旋流畸变地面模拟与测量试验

基于飞行试验的应用特点,提出了进气道旋流畸变测试方法和评定指标,以某发动机试车台为试验平台,搭建了旋流模拟与测量系统,进行了整体涡旋流、对涡旋流、局部涡旋流的模拟与测量试验,验证了旋流模拟、测量方法与评价指标的有效性。建立三维数值模型进行了相应工况数值计算,并将试验结果和数值计算结果进行分析对比,发现结果吻合良好,误差较小。研究结果表明:研制的旋流发生器可模拟出不同涡结构和强度的旋流畸变,其中整体涡强度可达17°;提出的旋流测量方法行之有效且精度较高,旋流评定指标合理可行,能够较为直观地反映出旋流流场的强弱和结构,可应用于飞行试验。研究结果为后续型号进气道旋流畸变试飞提供了技术储备。

利用涡流发生器抑制S弯进气道旋流畸变的数值模拟研究

S弯进气道由于其良好的隐身性能为现代作战飞机所青睐,但是由于进气道是弯曲的,较大的表面曲率容易导致边界层分离,降低了进气道的总压恢复,增加了气流的湍流脉动,导致旋流畸变的发生。对边界层流动实施控制可以推迟、扼制流动分离,改变进气道的气动性能。本研究在某机型进气道的CAD模型的基础上,利用FLUENT软件对采用不同类型的边界层扰流片(涡流发生器)进行数值模拟,控制边界层分离,使大S弯进气道出口的总压恢复和旋流畸变指标得以改善。

进口边界条件对两级增压级间管路内部旋流畸变的影响

柴油机两级增压系统高、低压压气机级间复杂连接管路导致高压压气机进口发生旋流畸变并进而影响系统匹配,通过级间管路畸变流动特征研究,为级间管路设计提供参考依据。采用三维数值仿真方法,对比研究了均匀法向进气和低压压气机蜗壳出口流场两类进口边界条件对级间管路内部流动的影响,发现采用低压压气机蜗壳出口流动特征作为进口边界条件,级间管路出口平面的旋流强度SI大幅高于均匀法向进气情况,级间管路总压损失相差16%,下游高压压气机效率绝对值相差达到2个百分点。管路折转是影响级间管路内部旋流强度变化的主要原因,在工程方案设计中需要结合低压压气机蜗壳出口气流特征考虑级间管路折弯位置、折转半径等参数的设计与优化。

利用涡流发生器抑制S形进气道旋流畸变的数值模拟研究

飞机一般采用S形进气道,针对S形进气道中流动分离较大的问题,采用内表面加装涡流发生器的方法减小旋流畸变。通过计算确认加装涡流发生器后进气道流动分离大大减弱,验证了涡流发生器的作用。

旋流畸变对压气机失速发展过程影响的试验研究

为研究进气旋流畸变对轴流压气机失速发展过程的影响,设计了一种叶片式旋流畸变发生器。通过改变叶片式旋流畸变发生器的叶片安装方式来改变进口气流流向,产生对涡或整体涡,研究均匀进气、对涡和整体涡进气条件下低速轴流压气机失速发展的特点。试验结果表明:旋流畸变发生器达到了预期的设计要求,在压气机进口前产生了对涡和整体涡。压气机转子对进口旋流畸变有很大的影响,对正向旋流有一定加强作用,使正向旋流强度增大;对反向旋流有一定抑制作用。旋流畸变减小了压气机的稳定裕度,切向气流角越大效果越明显,使其更快进入失速,其中以对涡进气和正向涡进气条件下最为明显。旋流畸变进气条件下压气机中失速团的产生机理不发生改变,失速团传播频率不发生改变。

基于旋流畸变网法的S弯进气道出口旋流模拟研究

随着S弯进气道在先进战机的广泛应用,其诱发的旋流畸变也逐步引起研究人员的注意,为研究S弯进气道出口旋流场的特性,根据S弯进气道出口流场设计了旋流畸变发生器。结果表明:旋流畸变发生器可以精确复现目标流场,在气动交界面(AIP)上,旋流角的平均误差为1.12度;马赫数对旋流畸变发生器的影响可忽略不计;随着气流向下游发展,旋流强度变弱。

航空发动机进气旋流畸变研究综述

为完善和发展航空发动机进气旋流畸变研究体系,回顾了进气旋流畸变的产生与来源,概述了国内外模拟旋流畸变的方法。归纳总结了不同类型、不同结构的旋流畸变对压气机以及航空发动机性能和稳定性的影响。综合分析了当前旋流畸变研究存在的问题和困难,对旋流畸变的发展趋势进行了讨论,提出以下建议:发展可变式旋流畸变发生器;探究旋流畸变对发动机整机性能的影响机理,为有效扩稳打下基础;要利用多种途径开展旋流进气条件下的压气机/发动机扩稳研究;建立统一的旋流畸变评价指标,并纳入到综合畸变指数系统中;探索小畸变进气道的设计方法。

进气旋流畸变对压气机性能的影响

为研究进气旋流畸变对压气机性能影响,在单级轴流压气机试验台上加装旋流发生器.利用所设计的旋流发生器,产生不同旋转方向及不同强度的整涡旋流畸变和对涡旋流畸变,分析其对压气机性能、稳定性的影响.结果表明:在一定旋流畸变强度下,正向整涡旋流畸变会减小压气机增压能力,但增加压气机稳定裕度;相比之下,反向整涡旋流畸变对压气机增压能力影响较小,但对稳定性有显著影响.对涡旋流畸变对于压气机的增压能力影响较小,可以忽略不计,对压气机稳定性有一定的影响.

弓形静子提高压气机抗旋流畸变能力研究

为降低旋流畸变对轴流压气机性能和稳定性的影响,对双级低速轴流压气机的第1级静子进行了3种不同正弯角的弓形叶片设计.采用整环三维定常计算方法,研究了对涡旋流下压气机的性能和稳定性.结果表明:静子采用合理的正弯曲设计能够提高压气机抗对涡旋流的能力.正弯曲弓形静子能够降低端壁区域的负荷,抑制各排叶片叶根区域吸力面附面层分离的形成以减小损失、提高效率和总压比.静叶弯角为10°时峰值效率增加1.5%,失速边界点流量减小6.95%.流量为18.5kg/s时,效率、总压比分别增加1.7%和0.03%.当弯角过大时,叶中区域负荷上升且摩擦损失增大,反而不利于效率和总压比的提升.

基于五孔探针的大S弯进气道旋流畸变评估

背负式S弯进气道拥有较好的前向雷达隐身性能,同时有利于起落架布置、武器内埋,但其出口流场的非均匀性会严重影响发动机的稳定性。除了总压畸变、总温畸变的影响之外,旋流畸变也是流场非均匀性的一种重要体现。为研究背负式大S弯进气道的旋流畸变特性,采用美国汽车工程师协会(SAE)的旋流评估方法,利用基于五孔探针的旋转式测量段对进气道出口的强旋流场进行测量分析,入口马赫数的范围为0.2~0.6。所有马赫数下旋流方向(Swirl Directivity,SD)和旋流对数(Swirl Pairs,SP)变化不大,均显示出口旋流为对旋模式,与理论分析和数值计算结果吻合。同时,测量的对旋涡呈现出弱非对称性,最大旋流角超过40°,旋流强度(Swirl Intensity,SI)从内环的6°增加到外环的13°左右,且在马赫数小于0.5的范围内没有明显变化。本文研究表明,虽然SAE的旋流畸变计算方法中部分指标可以有效识别出大S弯进气道的旋流模式,但是旋流强度指标却明显不能表现出对旋涡的强旋状态,制约了其在该类进气道/发动机相容性评估中的应用。

特定涡旋流畸变对跨声速压气机性能的影响

为研究S弯进气道出口和翼身融合体(HWB)飞机发动机进口两种特定涡旋流对压气机气动性能和稳定性的影响,将设计的新型叶片式旋流畸变发生器与跨声速压气机Stage 67进行联合数值仿真,获得进口旋流条件下的压气机特性线和流场分布,并与转子进口为均匀来流时进行对比分析。结果表明:在100%换算转速,S弯进气道产生的旋流使得压气机压比和效率在近峰值效率点分别下降0.06%、0.85%,稳定工作流量范围减小5.97%,压气机稳定裕度降低1.13%,压比和效率特性线均向左下方移动。HWB飞机产生的旋流使得压气机在近峰值效率点的压比增大6.61%,效率下降6.25%,稳定工作流量范围减小26.88%,压气机稳定裕度降低2.84%,压比特性线向右上方移动,效率特性线向右下方移动。

一种可变弯度叶片式旋流畸变发生器设计技术

为了研究进气旋流畸变对压气机性能和稳定性的影响,设计了一种能够产生典型对涡与整体涡可变弯度叶片式旋流畸变发生器。结合正交仿真试验设计方法,分别以对涡旋流强度为优化目标和以对涡旋流强度、整体涡旋流强度和整体涡总压恢复系数为综合优化目标对旋流畸变发生器的几何参数,包括叶片稠度、叶片数量以及轮毂比等进行气动优化设计,并采用CFD数值模拟仿真研究了旋流畸变发生器生成旋流特征。经过单指标优化分析,旋流畸变发生器生成对涡旋流强度最高可达24.60°,整体涡旋流强度最高可达38.73°。经过多指标综合优化,旋流畸变发生器生成对涡和整体涡的总压恢复系数分别提高了4.26%和3.57%。叶片式旋流畸变发生器设计具有结构简单、操作方便、试验周期短等优点,并具有较好的工程应用性。