扇形涡轮过渡段流动特性及改型特征

为了探讨某扇形涡轮过渡段的气动性能,本文进行了互补互证的数值与试验研究,分析扇形过渡段内损失的区域以及原因。通过采用试验和数值模拟方法,结合经验公式对过渡段型线进行改型设计并进行周期性数值模拟,对原型扇形涡轮过渡段进行了研究,分析了扇形过渡段中损失的主要来源。结果表明:0.07Ma、0.14Ma时扇形涡轮过渡段损失主要在机匣两侧,其余马赫数时在端壁摩擦和流动逆向压差共同作用下使损失区域向支板与左右端壁的中心靠近,周期性模拟时出口面损失区域位于支板后中心区域。本文发现不同型线模型拥有不同的流动过程,等压梯度型线先快速扩压后缓慢扩压的扩压流动方式能有效降低过渡段损失,损失相较于原型减小。

透平级非轴对称端壁叶片气动性能研究

非轴对称端壁造型优化技术是控制叶轮机械叶栅内流动的关键技术,以非轴对称端壁曲面造型的方法代替原始的轴对称端壁结构,叶轮机械端壁造型的优化主要可以起到减小二次流带来的端部损失的作用,改变壁面附近压力分布,实现对涡轮内部流动的控制。本文应用数值模拟的方法计算并分析了冲动式汽轮机高压缸级和反动式汽轮机高压缸级在带有密封结构条件下的气动性能,建立了非轴对称端壁造型优化方法,对冲动式及反动式各高压缸端壁造型进行了优化,并将带有优化后造型的高压缸气动性能与轴对称端壁情况高压缸气动性能进行了对比分析,验证了优化方法的可行性与有效性。结果表明,非轴对称端壁优化造型可使冲动级和反动级效率有所提高,并且可以减小靠近叶栅根顶部流动损失,使得出口气流分布更加均匀。

亚音速轴流压气机转子非轴对称轮毂端壁的数值研究

修改端壁型线是减小二次流损失提高压气机性能的有效方法之一.本文针对某高亚音速压气机转子,首先利用三角函数造型法完成了非轴对称轮毂端壁造型,然后对带非轴对称端壁结构的轴流压气机内部流场进行了详细的数值模拟,数值计算所获得的总性能与试验结果符合较好,该非轴对称轮毂端壁结构的引入能使得压气机的峰值效率提高约0.3285%。详细分析了非轴对称端壁结构对压气机内部流场结构的影响,结果表明:非轴对称轮毂端壁结构的采用能够改善轮毂端壁附近载荷分布,有效地降低叶片通道的二次流流动,从而提高轴流压气机的性能。

端壁组合射流对高速扩压叶栅损失特性的影响

提出了一种端壁组合射流技术以控制进口马赫数0.67的高速扩压叶栅端区流动。通过前缘射流旋涡可以增强端壁附面层与主流间的流体交换,阻碍横向二次流动,减小角区低能流体堆积;而采用角区射流注入能量能够进一步减弱吸力面侧流动分离。以上组合控制方法可较单独采用前缘或角区射流更有效减小栅内损失,提高其气动性能。当角区射流位于近吸力面侧的分离起始位置附近时,其改善栅内流动的效果最佳;远离吸力面的端壁射流则可抑制端区低能流体横向迁移及其与分离区流体间的相互作用,但其减小损失的效果弱于近吸力面侧的射流。随着射流总压比的增加,组合射流减小损失的效果先增加后减小;过大的总压比会加剧射流与来流间的掺混损失,使得叶栅气动性能恶化。当射流总压比为1.2时,损失减小最大可达12.6%,而射流流量仅相当于叶栅进口流量的0.64%。

叶尖间隙对轴流压缩系统稳定性的影响

在Adkins-Smith二次流模型的基础上 ,建立了轴流压缩机端部损失模型 ;通过对轴流压缩机稳定性影响因素的分析 ,提出了时滞参数状态修正的概念 ;将端部损失与时滞参数的状态修正相结合 ,建立了考虑叶尖间隙对压缩系统稳定性影响因素的计算系统。计算结果表明 :叶尖间隙对压缩系统稳定性有着重要的影响。

非轴对称端壁成型及其对叶栅损失影响的数值研究

根据叶栅非轴对称端壁成型的基本原理,探讨了非轴对称端壁成型的技术,利用三角函数构建了叶栅非轴对称端壁的型面,对5种不同端壁的叶栅进行了数值模拟,并采用三维时均可压缩N-S方程组求解方法,对构建的非轴对称端壁的跨音速直列叶栅进行了数值研究.结果表明:采用非轴对称端壁可有效降低叶栅二次流损失,所建立的非轴对称端壁成型方法效果比较明显;成型过程中单峰幅值控制函数要明显优于双峰函数,单峰幅值控制函数中最大幅值约占5%叶高为宜,此时计算结果显示在叶栅128%轴向弦长处总压损失降低了约4.7%.

小展弦比叶栅非轴对称端壁造型及气动性能的数值研究

提出了基于双控制型线的非轴对称端壁造型新方法,并在某小展弦比叶栅的上下端壁上完成了非轴对称端壁造型设计.采用数值求解Reynolds-Averaged Navier-Stokes(RANS)和考虑转捩模型的SST湍流模型对轴对称端壁原始叶栅和非轴对称端壁叶栅进行了详细的流场特性分析,结果表明:所提方法可以有效减少进入叶栅通道涡的低能流体,从而抑制了通道涡的发展,减少了二次流损失.由于叶栅展弦比较小,所以非轴对称端壁会影响到整个流场,使得出口气流角在整个叶高范围内有所增大,中叶展处叶片负荷下降,型面损失减少.与轴对称端壁原始叶栅相比,非轴对称端壁叶栅效率提高了0.22%,从而验证了所提方法的有效性.

非轴对称端壁透平级气动性能的数值研究

采用双控制型线方法对高负荷低展弦比透平级完成了非轴对称端壁造型设计;采用RANS方程和考虑转捩模型的SST紊流模型对轴对称端壁透平级和非轴对称端壁透平级进行了气动性能的分析和对比。结果表明:非轴对称端壁造型设计方法通过降低周向压力梯度减小了透平级的二次流损失,提高了透平级效率达0.16%;静叶流场的变化引起了动叶进口条件的改变,从而导致动叶进口压力和反动度增大。

一种新型涡轮叶栅非轴对称端壁造型的数值研究

为探讨非轴对称端壁造型降低涡轮叶栅二次流损失的有效性,构建基于高压涡轮直列叶栅的非轴对称端壁气动优化设计方法,并用NUMECA/FineTurbo模块对优化后的结果和原涡轮叶栅分别进行流场计算。结果表明:非轴对称端壁造型使叶栅通道的总压损失系数ω-降低了2.84%;改变了通道内的叶片载荷分布,形成了叶型的载荷后置;改善了流场内的流动结构,使气流的流动变得更加通畅;延迟了通道涡的过早形成,减小了通道涡的强度和尺度。因此,非轴对称端壁造型可以有效地降低涡轮叶栅通道内的二次流损失。

高压涡轮导叶非轴对称端壁优化设计

为使高压涡轮导叶非轴对称端壁造型在减少二次流损失、提高气动性能方面更好的发挥作用,以某一级高压涡轮为研究对象,采用端壁参数化造型、三维Navier-Stokes(N-S)方程流场求解和基于人工神经网络的遗传算法相结合的优化方法对涡轮导叶进行非轴对称端壁的优化设计。优化目标为在控制涡轮导叶进口质量流量、出口马赫数及出口气流角的情况下,导叶出口总压损失系数和出口二次流动能最小化。对比分析优化前后端壁对涡轮导叶出口参数和涡轮级性能的影响。结果表明:优化后得到的非轴对称端壁有效地改善了涡轮导叶通道内的流场,抑制了通道内二次流涡系的发展,降低了导叶出口处的流动损失,涡轮导叶出口总压损失系数降低了14.85%,高压涡轮级等熵效率提高了0.456%。

非对称附面层抽吸对高负荷扩压叶栅旋涡结构的影响

为了改善高负荷扩压叶栅流道内旋涡结构,达到降低流动损失,提高气动性能的目的。本文借助实验校核CFD方法,对某高负荷扩压叶片进行了非对称孔式附面层抽吸。使用Q准则作为本次旋涡判定的准则,并对原型及抽吸方案的损失和涡量场进行了分析,并对其建立了旋涡结构模型。在原型方案中,由通道涡与集中脱落涡的掺混形成的角区损失占出口损失的主要部分,采用非对称抽吸后,抽吸侧内角区损失有明显的减弱,但非抽吸侧的损失沿展向和周向迅速扩展。

采用新型非轴对称端壁优化设计方法提高涡轮性能的数值研究

为提高非轴对称端壁控制端壁处二次流的潜能,进一步提高涡轮性能,发展了一种新型的非轴对称端壁优化设计方法,并以高压涡轮导叶为研究对象,采用端壁参数化、三维N-S方程流场求解与基于人工神经网络的遗传算法相结合的方法进行非轴对称端壁优化,分析了优化后的非轴对称端壁造型对涡轮导叶流场的影响。结果表明:优化后的非轴对称端壁改善了涡轮导叶的流场,延迟了通道涡的生成和发展,削弱了角涡的强度,降低了导叶通道内的流动损失,涡轮导叶出口处的总压损失系数降低了3.724%。此外,非轴对称下端壁造型对高压涡轮导叶上半叶高流场的影响不大。

端壁倒圆对高负荷压气机叶栅性能及流场影响的机理探究

为了改善压气机端壁区流动状况,减小流动损失,对一大尺度低速(不可压)压气机叶栅设计了五种倒圆结构。通过Numeca全三维数值方法进行模拟,结果表明,在原叶栅失速工况下,损失降低最多的达到了5.22%,但在设计工况下增加了1.12%。分析了此叶栅端壁区性能及流场改善的机理,给出了其余四种结构效果不佳的原因。对于效果最好的叶栅,倒圆的存在将失速因子降低了41.29%,使其能够适应更大的来流攻角范围。近端壁处吸力面的流动分离得到明显抑制,马蹄涡强度和逆流区减小,出口流动更加均匀,二次流能量显著减小,从而在整体上降低了损失,改善了角区流动。

槽道射流及端壁抽吸对角区分离的组合控制研究

为优化叶片吸力面流动分离结构,探究对于角区分离更好的流动控制方法,以一大弯角扩压静子叶栅为研究对象,对叶片进行全叶高槽道结构处理,并在其基础上于槽道出口前进行端壁抽吸槽结构处理。在来流马赫数为0.7,来流攻角为-8°~6°工况下,对原型叶栅、全叶高开槽叶栅及组合流动控制叶栅进行性能计算及对比。结果表明:全叶高开槽方案能有效消除叶片吸力面叶中附面层分离,抑制角区分离,减小原型叶栅的总压损失,提高扩压能力。对比全叶高开槽方案,组合流动控制方案能更有效地抑制端壁二次流于槽道出口前在吸力面上的发展,进一步消除角区分离,优化近端壁区流场。因此,端壁抽吸加全叶高槽道射流的组合流动控制方案对于宽来流攻角范围具有更强的适应性,从而更有效地减小原型叶栅的总压损失,拓宽其可用攻角范围,提高叶栅的扩压能力。

非轴对称端壁控制高负荷叶片端区流动的数值研究

用数值模拟的方法研究了非轴对称端壁对端部流动的机理,分析了非轴对称端壁对横截面涡量和总压损失的影响。研究表明:在亚音速流动条件下,流道后半部分端壁区流动参数变化较小,降低后半端壁的翘曲幅度,均能进一步提高翘曲端壁对端壁流动的控制效果;端壁翘曲通过延长端壁附面层流动、形成扩散性流道等途径降低了端壁横向压力梯度,减少了进入吸力侧壁角的端壁横流及其与吸力面相互作用产生的通道涡量,有效降低了端壁流动的总压损失。

附面层抽吸孔对扇形扩压叶栅分离流动控制效果研究

为探究附面层抽吸对跨声速扇形扩压叶栅分离流动控制、气动性能和流场结构的影响,本文基于CFX数值模拟方法对扇形扩压叶栅进行端壁孔抽吸方案研究,并分析叶栅抽吸效果随抽吸流量的变化规律。抽吸位置分布在上下端壁近吸力面端壁处,将弦长四等分为四个不同方案。对比原型及各抽吸孔方案可以得到,当抽吸流量为原型叶栅进口质量流量的0.7%时,最优方案为分离点下游附近的抽吸方案,下端壁单侧抽吸时扇形叶栅总压损失较原型叶栅降低7.83%,静压较原型提高7.86%。同时随着抽吸流量的增加,叶栅流动损失逐渐降低,扩压能力提升。

非轴对称端壁影响涡轮气动性能的数值研究

为提高涡轮气动性能,采用双控线造型法对设计工况下某低速涡轮平面叶栅进行数值模拟。结果表明,对涡轮叶栅下端壁采用非轴对称造型,压力梯度分布得到改善,可延缓通道涡的形成,削弱涡流强度,降低二次流损失,提高涡轮的气动性能。

改善压气机端区流动的新方法——前缘边条叶片技术

针对压气机叶片进气存在端区附面层扭曲而造成局部大攻角问题,借鉴飞机边条翼理论,阐释了LESB(前缘边条叶片)概念,开发了对主叶片施加修型形成边条叶片的造型方法,从而形成LESB技术.为验证其技术效果,选取折转角为60°的NACA65扩压叶栅进行了LESB修型,在利用叶栅试验数据确认CFD模拟精度及掌握使用经验后,对主流区0°攻角、5°攻角带端区附面层扭曲来流条件下NACA65原型叶片及LESB流场进行了数值模拟,对其中流场结构、性能参数及作用机理进行了分析.结果表明:LESB技术能有效组织端区流场,改善压气机性能,15%叶高的LESB修型在0°攻角、5°攻角下改善区域分别可至30%和40%叶高.

射流旋涡发生器控制大折转角扩压叶栅二次流

将射流旋涡发生器引入到某折转角为60°的扩压叶栅端壁二次流控制中,研究了射流方向和射流总压对扩压叶栅气动性能及栅内流动的影响.结果表明:当射流旋涡发生器侧向倾角为0°时,仅采用不足扩压叶栅进口流量0.5%的射流流量,即可显著减少栅内损失.射流旋涡有效阻碍和推迟了通道涡发展,在下洗侧将主流流体卷入端壁附面层内,而在上洗侧将低能流体带入主流中,从而减少了角区低能流体聚积,减弱了吸力面的分离流动.当射流进口总压采用与扩压叶栅进口相同的总压时,总压损失减小21.5%,且射流进口总压越大,其控制效果越明显.

射流旋涡发生器对高速扩压叶栅端区流动的影响

在进口马赫数Ma=0.67的高速平面扩压叶栅端壁采用射流旋涡发生器以控制其二次流动。数值模拟结果表明:射流旋涡可有效抑制端壁附面层横向迁移,增强端区与主流间的流体掺混,从而显著减弱角区低能流体堆积,推迟吸力面侧流动分离,减少栅内损失,增强气流折转能力。随着来流冲角的增加,栅内损失减小越明显,当i=4°,仅采用相当于叶栅进口流量0.2%的射流量,即可使得总压损失减小高达13%。