压气机内部旋转不稳定的研究综述

旋转不稳定是压气机工作在高负荷近失速工况时的一种常见现象。研究旋转不稳定在降低压气机工作噪声、减小流致振动以及保障航空发动机稳定工作等方面具有重要意义。首先对旋转不稳定现象进行了回顾,详细讨论了旋转不稳定的特征。其次,重点调研了旋转不稳定的起源和机理,将旋转不稳定产生的原因归纳为叶尖泄漏流、涡脱落以及流动剪切等类别。此外,回顾了模拟旋转不稳定的数值方法,讨论了多种流动控制手段对旋转不稳定的作用效果。最后,对旋转不稳定的研究现状进行了总结,对未来的研究趋势进行了展望。

基于马蹄涡前缘吸气控制的压气机叶栅流动机理

为探究从源头抑制角区分离的流动控制方法,采用数值模拟方法,以NACA65叶栅为研究对象,利用叶栅前缘端壁吸气技术控制马蹄涡,结合拓扑分析对叶栅通道内的三维流动结构进行精确重构,以研究前缘端壁吸气控制马蹄涡进而改善叶栅通道流场结构的机理。结果表明:叶栅前缘端壁吸气技术可以有效推迟马蹄涡形成并削弱其强度,同时在吸气狭缝末端形成一对反旋流向涡对,在向下游发展过程中与通道涡相互作用;前缘端壁吸气通过控制马蹄涡,降低端壁边界层厚度,叶栅前缘通道涡发展受限,由回流组成的叶表分离被抑制;前缘及压力面侧吸气(EPS)直接作用于马蹄涡压力面分支,通道涡强度进一步被削弱,角区分离模式由闭式分离转为不完全闭式分离。最后,对比最优吸气系数下不同方案出口总压损失,发现当吸气量为进口质量流量的0.2%时,EPS方案出口截面总压损失降低5.8%;并且通过调整吸气系数,可以获得较好的变工况控制性能。

压气机过渡段与上游静子耦合流动的IDDES数值研究

以带上游静子的压气机过渡段为研究对象,使用非定常的IDDES计算方法,分析在上游静子尾迹影响下压气机过渡段通道内涡结构的流动特点,同时研究过渡段通道损失机制。结果表明:尾迹涡在往下游运动的过程中会向靠近周期面的轮毂壁面迁移;角区分离涡在支板最大厚度位置到过渡段出口,不断和上游尾迹涡以及支板前缘马蹄涡掺混,并且有向主流发展的趋势;在过渡段出口涡结构主要分布在通道中心靠近轮毂壁面的位置。

设计马赫数下高负荷压气机叶栅流动损失的参数化调控

为有效预测、调控高负荷压气机平面叶栅的旋涡结构与流动损失,本文以某高负荷的可控扩散叶型(CDA)拉伸生成的平面叶栅为研究对象,采用数值计算方法、损失权重系数分析方法研究了在几何、气动变量条件下,叶栅流道内的旋涡结构与流动损失之间的关联性。揭示了稠度,安装角和进、出口几何角等参数变化影响旋涡结构损失与出口截面损失的作用机理,建立了相对完整的各几何参数影响流动损失及损失权重系数的参数化表达式。结果表明:根据参数化表达式来对不同参数下的最优解进行预测后,各单参数变量下对应的最佳优化结果平均绝对误差不超过3%,对于影响损失较大的几何参数的损失权重系数预测时,平均绝对误差不超过6%。通过本文所提出的参数化方法,与传统损失模型相比,在计算高负荷压气机叶栅流动损失方面的精度得到了显著提升,一些预测精度提升了一个数量级。本文以最佳参数预测、重构一套优化叶栅,实际数值计算结果表明,相较于原型叶栅,优化叶栅出口截面损失下降了11.18%,扩压能力提升了8.04%,达到了定性预测的目的。

叶顶间隙对离心压气机性能的影响机理研究

为明确叶顶间隙对离心压气机性能影响的机理,采用数值模拟方法对不同叶顶间隙尺寸下的离心压气机叶顶泄漏涡和流动损失进行了研究。首先,对实验结果与数值计算结果进行了对比,验证了数值模拟的可靠性;然后,分析了不同叶顶间隙下压气机等熵效率及压比的变化趋势;最后,对内部流动特性进行了分析,阐述了不同间隙下叶轮内部涡结构变化形态、泄漏流流线分布及沿流动方向的熵变化规律,揭示了不同叶顶间隙对压气机性能的影响机理。研究结果表明:叶顶间隙比从0.018增加到0.054时,全工况范围内效率下降最大变化量分别为0.7%、0.6%、0.4%及0.2%,压比整体下降幅度保持在0.3%左右。叶顶泄漏流与主流掺混形成叶顶泄漏涡和叶顶分离涡,其中叶顶泄漏涡是主要损失来源。随着叶顶间隙比增大,靠近叶片前缘20%流向范围内的流动损失变化较小,靠近叶片尾缘40%范围内的损失增大。叶顶间隙比增加导致泄漏涡尺寸增大从而降低有效过流面积,是造成压气机性能下降的主要原因。

Experimental and Computational Analysis of the Unstable Flow Structure in a Centrifugal Compressor with a Vaneless Diffuse

The unstable flow phenomena in compressors, such as stall and surge, are closely related to the e ciency and the operating region. It is indispensable to capture the unstable flow structure in compressors and understand the mechanism of flow instability at low flow rates. Cooperated with the manufacturer, an industrial centrifugal compressor with a vaneless di user is tested by its performance test rig and our multi-phase dynamic measurement system. Many dynamic pressure transducers are circumferentially mounted on the casing surface at seven radial locations, spanning the impeller region and the di user inlet region. The pressure fields from the design condition to surge are measured in details. Based on the multi-phase dynamic signals, the original location of stall occurring can be determined. Meanwhile, the information of the unstable flow structure is obtained, such as the circumferential mode and the propagating speed of stall cells. To get more details of the vortex structure, an unsteady simulation of this tested compressor is carried out. The computational result is well matched with the experimental result and further illustrates how the unstable flow structure in the impeller region gradually a ects the stability of the total machine at low flow rates. The dynamic mode decomposition(DMD) method is applied to get the specific flow pattern corresponding to the stall frequency. Both experimental and computational analysis show that the flow structure at a particular radial location in the impeller region has a great impact on the stall and surge. Some di erences between the computational and experimental result are also discussed. Through these two main analytical methods, an insight into the unstable flow structure in an industrial compressor is gained. The result also plays a crucial role in the guidance of the compressor stabilization techniques.

Identification of vortices in a transonic compressor flow and the stall process

A novel vortex identification method for the visualization of the flow field is used for the study of the stall process of a transonic compressor.The parameter η4,which is one of the five invariants formed by the stain rate and vorticity tensors from the theory of modern rational mechanics,is found to have good ability to identify vortex stretching and vortex relaxation/breakdown processes,is introduced here to identify the tip leakage vortices.Compare with former generally used DPH(dynamic pressure head) contour,the new method reveals much more flow details which may advance our understanding of the compressor behaviors.The Vortices details are revealed in both peak efficiency and near stall condition.A possible stall process is also suggested based on the vortices analysis.The tip leakage flow from mid-chord,besides leading edge leakage flow,is also considered to play an important role in the stall process.

叶顶喷气对跨音速轴流压气机稳定裕度影响的数值研究

为了研究叶顶喷气机匣处理方式对轴流压气机稳定裕度的影响,针对Rotor37开展了叶顶喷气的定常数值研究。相关文献指出,喷嘴出口气流角、喷嘴轴向位置、喷嘴覆盖比率及喷嘴进口总压4个参数对稳定裕度的影响最为显著。因此,本文着重对这四个参数构建响应面,同时结合主流的单通道计算模型,详细分析了它们之间的交互关系及相应的参数变化对压气机稳定性的影响,并拟合出回归方程。结果显示,在最佳参数设置下,单通道计算模型中压气机的稳定裕度最大可以增加8%左右。在此基础上,又对四通道压气机计算模型进行了气动计算与分析,发现叶顶喷气射流会按照与压气机旋转相反的方向作用于相邻的叶片流道,抑制该流道泄漏涡的产生,进而改善该流道内的流动。研究表明,采用叶顶喷气方法可以降低叶片前缘载荷,改变压气机的失速类型,从而增加压气机的稳定裕度。

轮毂泄漏流对跨声速压气机转子性能影响的数值研究

为揭示转子前缘轮毂间隙泄漏流对高负荷压气机气动性能影响的物理机制,采用轮毂间隙边界条件模化处理方法,开展了轮毂泄漏流对跨声速压气机转子性能影响的三维定常数值模拟,分析了不同轮毂泄漏流量下压气机轮毂壁面流场结构与流态变化特征。研究结果表明:轮毂泄漏流会恶化压气机流通能力,影响程度随着泄漏量增加而逐渐增大。在近峰值效率工况下,当泄漏流量达到0.50%时,压气机流量约减小0.74%。当轮毂泄漏流达到一定强度后,反而呈现出部分正面效果,使得压气机压比或效率得到一定程度改善。轮毂泄漏流通过影响轮毂壁面流场结构空间分布来对压气机气动性能施加影响,尤其是鞍点的位置决定着轮毂间隙下游回流区和顺流区的影响范围以及轮毂壁面横向潜流强度。

基于R454B制冷剂应用的涡旋压缩机非对称型线设计研究

基于压缩腔动网格CFD仿真,结合R454B制冷剂特性从型线方程、内容积比、吸排气形式等角度研究了低背压涡旋压缩机型线参数对泵体性能、轴向气体力的影响,在原代数螺旋型线的基础上优化出一种基于圆渐开方程形式的非对称吸气型线,通过测试验证,新型线相比于原型线整机性能提升约1%~1.5%。

涡旋压缩机背压力对能效影响的仿真分析

为了研究涡旋背压力与能效的影响,本文基于涡旋压缩腔动网格CFD仿真,从压缩机背压力与轴向气体力平衡角度,研究了背压力大小对性能的影响。通过开设不同的背压孔角度,利用仿真结合实验实测验证,给出合理背压角度范围,目标工况下动盘所受轴向力(即止推力)降低26%,压缩机功率降低1.2%,性能系数提升1.2%。通过此研究,建立了涡旋压缩仿真模型,更为准确的计算出压缩腔各气体力及背压腔压力,为涡旋压缩机设计提供更高效的指导或优化方向。

基于摆角电机的直驱涡旋压缩机相角调整方法

针对直驱涡旋压缩机动、静涡旋盘安装相角无法调整的问题,提出了一种基于摆角电机的直驱涡旋机相角调整方法。首先,提出了基于摆角电机的直驱涡旋机架构方案,分析了动涡旋盘型线特点及其相角调整的机理;然后,提出了动涡旋盘相角调整的方法,即通过动涡旋盘运行轨迹上任意3个非重合点,推算出了动涡旋盘的平动轨迹圆半径,在确定动涡旋盘的调整相角方向后,进行了相角调整寻优;最后,搭建了直驱涡旋压缩机相角调整的实验平台,对上述方法的可行性进行了验证。实验结果表明:当动涡旋盘的调整相角为-4°时,推算的平动轨迹圆半径达到最大R=4.686 mm,理论计算平动轨迹圆半径r=4.721 mm,两者之间相对误差为0.73%。研究结果表明:利用该方法可有效调整涡旋压缩机动涡旋盘的相角。

涡旋式空气压缩机行业发展与重点研究方向综述

涡旋式空气压缩机作为一种精密高效的容积机械,受到了国内外研究人员的广泛关注。对于航空航天、电力工业、高速列车增压泵以及医疗卫生等使用涡旋压缩机进行关键性工作的领域而言,对压缩机工作部件运动特征、润滑泄漏以及内部流场变化情况进行分析显得尤为重要。通过对涡旋式空气压缩机的行业发展情况以及涡旋型线、软件仿真、泄漏密封等当前重点研究方向进行综述分析,为今后的涡旋压缩机研究设计提供了参考。

轴流压气机时尖泄漏涡的时均流动

用三维激光多普勒测速系统测量研究低速大尺寸单级压气机设计状态转子内尖区流场．结果表明，泄漏流在气流一进入转子叶片通道就开始发生，发生于前半弦长，其诱导形成的泄漏涡约在30％弦长处达到最强，随后逐渐衰减，其涡核顺下游慢慢向压力面方向和低时高方向移动，涡核在转子出口移至通道中部．泄漏涡影响区域沿流向逐渐扩大，并向压力面方向和低叶高方向移动．设计状态叶尖泄漏涡在转子尖区流动中起主要作用，是造成尖部流动阻塞的主要因素．

电动汽车用热泵空调系统的设计与研究

采用封闭式涡旋压缩机搭建了一套热泵型电动汽车空调系统,利用低压直流调速控制器对压缩机进行变频控制。分别在制冷及热泵运行工况下,研究压缩机转速对空调系统运行性能的影响,分析压缩机输入功率、系统制冷/制热量、COP随转速的变化趋势。研究结果表明,本文的热泵空调系统能取得较好的制冷、制热效果,且系统制冷性能随压缩机转速升高而增强。

湍流模型在压气机转子尖区流动模拟中的对比研究

对比研究了六个常用的湍流模型预测压气机转子叶尖复杂旋涡流动的能力,选用的六个湍流模型分别为:混合长度模型,SA模型,标准κ-ε模型,SSTκ-ω模型,(?)2-f模型和雷诺应力模型。通过与压气机转子尖区典型的大尺度旋涡结构—泄漏涡和角区旋涡的SPIV详细测量结果的对比,分析了六个湍流模型预测转子尖区复杂流动的能力;在结合试验的基础上,根据数值模拟结果对转子尖区流动进行了更为深入的分析.

轴流压气机转子尖区三维紊流特性

用三维激光多普勒测速系统测量研究了低速大尺寸单级压气机设计状态转子内尖区三维紊流流场．结果表明，设计状态下叶尖泄漏涡是造成压气机转子尖部素流脉动的主要因素，其造成的高素流区沿流向逐渐扩大，并缓慢向通道中部和低叶高方向移动，紊流强度值随旋涡的增强而增大．在泄漏涡影响区域中，径向脉动水平最高，轴向和切向脉动水平相近，三个剪切应力中，轴向一径向最大，切向一径向次之，轴向一切向最小．在叶片通道后段，泄漏涡发生破裂，导致更强、更大范围的紊流脉动，剪切应力中切向-径向应力较高．在叶尖吸力面角区后半部的角涡，紊流强度大，剪切应力也大，尤其是切向-径向剪切应力．

压气机不同状态下转子出口三维紊流流场

用单斜热丝、圆柱单孔高频压力探针等手段，详细测量了单级压气机转子出口的三维紊流流场，揭示压气机在不同流量状态下转子出口的流动结构和紊流特性。

基于LabVIEW的动静涡旋端面摩擦温度测试系统

无油润滑涡旋压缩机动静涡旋端面摩擦温度是反映压缩机工作性能的重要参数。为真实实现端面摩擦温度的测量,采用了摩擦温度信号的非接触热平衡测量方法,通过虚拟仪器软件开发平台LabVIEW及相关硬件产品,构建动静涡旋端面摩擦温度测试系统,实现温度信号的实时采集,提高了测量精度。结果表明,相比传统的信号采集系统,基于Lab-VIEW的数据采集系统具有成本低廉,人机界面友好,开发周期短,数据处理简单方便以及便于维护等优点。这将对无油润滑涡旋压缩机动力学特性分析、理论设计和提高其性能等具有重要的意义。

跨音速压气机中的涡结构与失速机理分析

将一种新的涡识别方法应用于压气机流场的分析。该方法采用应变率张量和旋转张量的第四不变量，具有在识别流场中涡的存在的同时，分析该处涡处于拉仲（生成）或松弛（溃灭）状态的能力。通过将该方法与传统的动压头和流线、速度矢量等分析方法的结合，本文对所研究的跨音速压气机的失速过程进行了分析和讨论。