轮廓度误差对超声速压气机叶栅气动性能的影响

[目的]旨在评估轮廓度误差对压气机气动性能的影响,并为叶片鲁棒性设计提供参考。[方法]建立单峰值轮廓度误差分布数学模型,采用数值模拟方法,研究压力面和吸力面不同轮廓度组合误差对超声速压气机平面叶栅气动性能的影响。[结果]结果表明:吸力面轮廓度误差分布是影响叶栅总压损失的关键因素,随着吸力面轮廓度峰值误差位置向下游移动,总压损失系数逐渐降低;压力面和吸力面误差分布对气流折转角和静压升系数的影响趋势相反。对较低来流马赫数的叶栅,吸力面误差对气流折转角和静压升均起主导作用;对较高来流马赫数的叶栅,压力面误差对气流折转角和静压升影响明显。激波位置和激波强度、激波后扩张通道的流道型线综合决定了叶片表面和叶栅流道内的流动状态,使得近吸力面侧流动损失增大,近压力面侧流动损失减小,其综合效果决定了叶栅损失、气流折转角和静压升的变化。[结论]结果对指导跨声速压气机设计、加工和超差审理均具有重要意义。

开式风洞超声速压气机流场起动的数值研究

在开式风洞超声速平面叶栅试验中,从试验启动到叶栅建立超声速流动状态的过程,即超声速流场起动问题,已成为公认的难题。为建立可行的开式风洞超声速流场起动方法,奠定开式超声速风洞的使用基础,基于某超声速风洞,以超声速压气机平面叶栅为研究对象,开展三维数值仿真研究;分析试验条件下超声速流场起动失败的原因,制定三种流场起动方案。结果表明:起动失败的原因为叶栅前缘形成了一道强正激波;仅提高风洞进口总压无法建立叶栅超声速流动状态;仅增大下壁溢流缝宽度可起动超声速叶栅流场,但有效叶栅流道数量减少,壁面附面层增厚;保持上、下壁溢流缝宽度在1倍栅距以上,在栅前上、下壁设置超声速墙并进行抽吸,可有效起动超声速流场,相邻流道出口马赫数最大波动0.01,出口气流角最大波动0.09°,周期性满足试验需求。

端壁自适应射流对跨声速压气机近失速工况性能影响的数值研究

为了提升压气机的稳定工作裕度和近失速工况性能,提出了一种在压气机静叶端壁施加端壁自适应射流的被动控制方法。利用数值模拟方法开展了不同出口轴向位置和出口偏航角的端壁自适应射流结构对跨声速压气机级性能影响的研究。研究结果表明:端壁自适应射流结构能够有效提升压气机的稳定工作裕度,并能提高近失速工况的总压比和等熵效率,在目前综合表现最佳的端壁自适应射流方案中,稳定工作裕度改进量为27.99%,近失速工况的总压比和等熵效率分别提升了0.61%和1.07%,峰值点效率略微下降0.55%。端壁自适应射流结构能够在一定程度上抑制低能流体回流,缓解流道堵塞,降低总压损失,提升叶片负荷,射流出口位于角区分离起始位置附近的作用效果较好。

实验探究周向进气畸变对局部喘振型跨声速轴流压气机进气的影响

为深入探究失速点变化机理,采用实验方法探究了三种不同周向畸变强度的进气边界对压气机失稳演化的影响机理。在试验过程中,通过增加动态测试点以测量转子叶尖的静压和静子尾缘的总压,并在压气机出口容腔内增加测点以检测系统响应。结果表明,当进口存在周向畸变时,失稳点流量的减小是由于压气机的失稳演化过程从局部喘振转变成了突尖波。在均匀进气时,该压气机失速演化过程为局部喘振,扰动以低频轴对称的形式出现在静子叶根区域。当进口存在周向畸变时,静子叶根处仍会出现不稳定低频扰动,但由于周向畸变的存在使其不再具备轴对称性,因此该低频扰动无法进一步发展,最终由于转子叶尖出现了突尖波导致压气机失稳。本研究主要结论为周向进气畸变可以通过改变压气机失速过程进而影响压气机失速点变化。

转子叶尖间隙形状对跨声速轴流压气机性能影响机理分析

为研究转子不同叶尖间隙形状对跨声速轴流压气机性能的影响机理,分别对平行式叶尖间隙进行渐变式和阶梯式改型优化,并利用商业软件NUMECA进行数值模拟。结果表明:对平行式叶尖间隙进行渐变式和阶梯式改型优化后,压气机性能有较大提高,改型后0.204-0.408的各类间隙压气机性能优于0.408-0.204间隙的。相比较平行间隙PTC 0.204-0.204,渐变式TTC0.204-0.408和阶梯式STC 0.204-0.408的失速裕度分别提高1.12%和1.61%,峰值效率基本不变,同时近失速工况下的总压比和效率也略有提高。叶尖泄漏涡得到抑制,间隙处的流体低速区明显减小,流动损失减小,流场得到较大改善。转子通道的总压比在85%叶高处明显提高,分别提高了1.01%和3.13%。阶梯式叶尖间隙压气机的静子通道40%叶高处总压损失系数减小达75.4%。对平行式叶尖间隙进行改型处理能够有效提高压气机性能,且阶梯式叶尖间隙比渐变式的对压气机性能提高的效果更加显著。

吸附式低反动度超、跨音速轴流压气机气动设计原理及其验证

当增加动叶转角以进一步提升超、跨声速轴流压气机级负荷时,为解决其内部流动问题,提出了吸附式低反动度超、跨声速轴流压气机气动设计原理。分析了在该气动设计原理指导下,级内参数的演变规律与相互影响。利用该气动设计原理完成了一高负荷超声速轴流压气机气动设计,三维粘性数值模拟结果表明,在叶尖切线速度370m/s的前提下,实现了一级压比2.5,效率87%的压气机级设计。

扭转度误差对跨声速压气机叶片性能的影响

在压气机叶片加工过程中,受切削力等因素影响扭转变形不可避免。为探究扭转度误差对叶片气动性能的影响,将实测某压气机叶片扭转度误差数据应用于Rotor 37转子,创建误差叶片,通过数值模拟获得其设计转速下的性能参数。结果表明:相较于原叶片,“欠偏转”叶片特性曲线整体向小流量工况移动,反之,“过偏转”叶片特性曲线则向大流量工况移动,且各方案对应误差叶片的气动性能均合格;在设计工况下,随扭转度误差变化,总压比较等熵效率变化更显著,其中“欠偏转”叶片总压比减小,最大变化量为0.85%;此外,相较于原叶片,“欠偏转”叶片稳定工作裕度增大,其最大变化量可达12.29%,同时,“欠偏转”叶片通道激波延后,流动损失减小,且叶顶低速区范围减小,即在公差范围内,负扭转度误差对气流流动状态具有一定改善作用。

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%。

跨声速轴流压气机动叶弯和掠效应的应用

对一单级跨声速轴流压气机的动叶分别进行了前掠和正弯研究,然后针对前掠和正弯叶片各自所存在的问题分别作了改进。对掠动叶中部的叶型做了二维改型以降低中部的激波强度和分离损失;对弯动叶不同截面叶型的安装角进行调整以消除正弯对动叶出口气流角的影响。最终应用前掠和正弯动叶的压气机的效率得到明显的提高。在对正弯和前掠动叶研究的基础之上,对动叶进行了前掠和正弯相联合的设计以综合利用弯和掠的有利作用。同时对弯掠动叶中部截面的叶型进行了二维改型以降低中部分离损失,并且对不同叶高截面的安装角进行调整以消除对出口气流角的影响。最终应用弯掠动叶的压气机效率和失速裕度都得到显著提高。

跨声速轴流压气机非轴对称端壁造型优化设计

为探索非轴对称端壁提高跨声速轴流压气机性能的潜力,基于三维数值模拟优化平台,针对跨声速轴流压气机转子进行了非轴对称轮毂优化造型,深入分析了非轴对称轮毂造型对跨声速压气机流场结构及性能的影响机理。结果表明:优化造型后的非轴对称轮毂同时提高了该跨声速压气机的效率和压比,最高效率点效率提高0.31%,压比提高0.31%,并改善了压气机的变工况性能。

跨声速多级轴流压气机非设计性能预测

基于公开发表的研究成果,发展了一种适用于跨声速轴流压气机的新型损失和落后角模型,并进行了3-D的修正,运用改进的流线曲率法对某两级跨声速轴流压气机进行了数值模拟,得到了设计点和非设计点的特性曲线.通过计算结果与实验值的比较,验证了本模型和方法在设计点和非设计点均具较高的精度,可用于工程计算.

跨声速多级轴流压气机特性预估及分析

为了研究跨声速轴流压气机的性能分析问题,采用流线曲率法结合损失落后角模型,发展了一种利用反问题方程求解正问题的数值方法。在NASA低速平面叶栅试验数据的基础上考虑三维效应的修正,根据激波结构随工况的变化发展了一种新的激波损失计算方法,整理了一套适合跨声速轴流压气机的损失落后角模型。对两级跨声速轴流风扇进行了数值模拟研究,进行了设计工况的校核计算和全工况特性预测,并将计算结果与NASA试验值进行了比较分析。结果显示,设计点计算误差在1.1%以下,非设计点也能得到与试验值吻合的趋势,表明所建立的方法和模型可以有效地对跨声速多级轴流压气机进行全工况特性预测。

跨声速轴流压气机转子叶片的掠形优化研究

本文通过对掠形叶片在跨声速压气机转子上的应用发展回顾,发现当前掠形叶片在叶轮机领域得到重视应用的同时,还存在掠形如何改善压气机性能的争议。为了探索掠形叶片对轴流压气机跨声速转子的性能影响,本文采用数值优化的方法对一个跨声速转子的性能进行了优化研究,结果证明:前掠叶片对压气机性能有较为明显的影响。

跨声速轴流压气机特性预测的损失模型研究

基于公开发表的研究成果,完善了1种新的跨声速轴流压气机总压损失及落后角预测模型,并发展了相应的跨声速轴流压气机非设计性能分析方法,建立了相应的计算机模拟程序。对2个跨声速轴流压气机的设计及非设计性能进行了数值模拟,对所得计算结果与试验结果的比较表明,本模型与分析方法能够应用于工程计算。

跨声速轴流压气机不同工况下转子激波与导流叶片尾迹相互干涉研究

应用3维黏性流动计算软件Fine/Numeca,对某型1.5级跨声速轴流压气机进行内部流场和全工况特性数值模拟,得到该压气机特性曲线。在最高效率点和近失速点,在2种质量流量下,对压气机内部流场进行非定常对比计算,分析了在质量流量变小时,压气机内部流场的变化情况。

跨声速压气机轴承腔封严泄漏影响机理

目前,针对跨声速压气机轴承腔封严泄漏的相关分析尚不充分,泄漏流与主流相互作用的形式尚存在争议。为解决该问题,基于某跨声速压气机与轴承泄漏腔模型,采用3维N-S方程组及k-ω湍流模型,边界条件与试验环境保持一致,对变工况下轴承腔封严泄漏流发展特性及其对压气机性能的影响机理进行了研究,重点分析了一种显著影响压气机主流稳定性的掺混涡结构。结果表明:当封严篦齿泄漏流进入右封严腔时,空腔效应会在篦齿出口区诱发大尺度回流涡,从而对齿端间隙泄漏流起到阻碍作用;当泄漏流量由0.72%进口流量增大至1.9%进口流量时,转子通道激波由约55%弦长位置移动至65%弦长位置。轴承腔泄漏流对压气机转子性能的不利影响主要在于转子通道激波后移以及2股掺混涡的产生。

DMD和POD方法对跨声速压气机非定常流场的模态分析

基于时间精确求解法对跨声速轴流式压气机转子NASA Rotor35的三维非定常数值模拟,分别采用动力学模态分解(dynamic mode decomposition,DMD)和本征正交分解方法(proper orthogonal decomposition,POD)对近失速工况下转子叶尖流场进行模态分析。分析结果表明:DMD方法可以准确提取叶尖流场非定常波动的主要模态结构和较多的高阶谐波模态,且可以判断模态是否具有稳定性;能直接得到模态对应的频率,与压力脉动频谱分析得到的频率吻合。POD方法可以高效提取流场中的主要流动结构,较少的POD模态就占据了流场的主要能量,模态的能量比衰减的很快。通过对POD模态系数进行频谱分析,可以得到对应的频率,但单个模态存在多个频率耦合的现象,且POD方法无法判断所提取模态的稳定性以及对低频模态的分辨提取。1阶DMD模态和POD模态结构一样,反映了时均流动结构;2阶DMD模态和POD模态结构一样,存在相位差,显示了转子周向行波;高阶模态进一步细化补充了流场信息。DMD方法分析跨声速压气机转子叶尖复杂流动更具有优势。

端壁合成射流激励参数变化对跨声速轴流压气机性能的影响

为了提升高负荷轴流压气机的气动性能,提出了一种在端壁上施加合成射流的主动流动控制方法。以跨声速轴流压气机NASA Rotor35为研究对象,在固定端壁激励于叶顶堵塞核心位置的基础上,数值模拟了3个激励频率和3个射流峰值速度对该压气机气动性能的影响,获得了端壁合成射流激励参数的影响规律。计算结果表明:激励频率对压气机的近失速流量影响不大,但对总压比和等熵效率有较大影响,并且存在一个激励频率的阈值,只有当激励频率大于该阈值时,才能使得总压比和等熵效率高于原型压气机。射流峰值速度对压气机性能的影响不如激励频率,在超过激励频率阈值的端壁合成射流作用下,即使射流峰值速度较小,压气机也能获得比原型压气机更高的流量裕度、总压比和等熵效率,而且随着射流峰值速度的增大,压气机的性能还可以进一步提高。

跨声速轴流压气机多叶排反问题优化方法

为提升跨声速压气机的气动性能,以叶轮机械三维黏性反问题设计理论为基础,发展了适用于压气机多叶排三维反问题优化设计方法。描述了压气机多叶排流场计算所采用的数值求解技术,详细推导了反问题优化设计方法和流程。为验证方法的正确性,运用德国宇航中心单级跨声速压气机R030-SUKS/31的实验数据与计算结果进行对比。在对原型叶片表面载荷进行分析的基础上,重新修改叶片表面载荷分布,并通过反问题设计方法计算得到新的叶片几何构型。结果表明,通过修改叶片表面载荷分布,运用反问题设计方法得到的压气机,其进口相对马赫数有所提升,压气机流量和压比分别提高了3.5%和2.0%,气动性能有明显提升,验证了方法的正确性和有效性。

缝式机匣处理对跨声速轴流压气机叶尖流场结构的非定常影响

为了揭示缝式机匣处理对压气机叶顶流场结构的影响机制,采用非定常数值模拟方法,对带有机匣处理的跨声速压气机进行了细致的研究。结果表明,机匣处理作用下叶顶流场的频率特征发生显著变化。实壁机匣条件下,间隙泄漏涡的破碎和分化脱落是叶顶流场非定常波动的主要诱因。在机匣处理作用下,间隙泄漏流获得有效激励,同时脱体激波后移,二者共同作用使泄漏涡破碎得到抑制,此时机匣处理的激励频率主导了叶顶流动的非定常特性。叶顶流场涡结构分析表明,间隙泄漏涡和角区涡的交互作用在不同流量工况呈现明显差异。在大流量工况,间隙泄漏涡和角区涡的相互作用较弱,流场中存在较为独立的双涡结构,而在小流量工况,间隙泄漏涡和角区涡相互作用变强,流场中出现强烈的交互涡结构变化。