叶栅_参考网

全叶高合成双射流对大折转角扩压叶栅的影响

片载荷，从而提升叶栅单级压比。随着叶片负荷提升，叶栅流动损失加剧，扩压能力减弱。因此，采用合理的流动控制技术抑制流动分离，改善大折转角扩压叶栅的性能是十分必要的［4］。常见的流动控制技术包括涡流发生器［5］、叶表开缝［6］、边界层吹气［7］、射流式涡流 发 生 器［8］、边 界 层 抽 吸［9-10］、等 离 子 体 激励［11-13］等。其中，合成射流类控制技术相较其他控制技术，能够在不增加额外管路的情况下，仅通过改变输入电参数即可改变射流参数。合成射流

航空学报 2023年12期2023-07-28

叶栅吸力面吸气位置与角区分离的关联性分析 *

气技术影响压气机叶栅性能进行了大量的研究。基于Gbadebo 的研究，Chen 等［8-9］深入分析了端壁吸气槽位置对压气机叶栅性能的影响，得出结论：吸气槽的轴向范围应覆盖角区分离的起始点，提出了分离点位置与吸气槽设计之间存在必然联系。有学者对关于吸气槽吸出气体量对压气机叶栅性能的影响进行了研究。Gmelin 等［10］发现，随着吸出的气体流量增大，叶栅的总压损失逐渐减小，静压升系数逐渐增大。当吸出气体流量增大到一定值时，总压损失和静压升系数趋于不变。然而

现代防御技术 2023年2期2023-05-30

S型射流缝对静子叶栅流场结构的影响

射流［14］等。叶栅射流作为一种被动控制方法［15］，不需要额外注入能量，结构简单，通过一条贯穿吸力面和压力面的缝隙，气流能在压差的作用下从压力面射向吸力面，向吸力面的低能流体输入能量，从而减缓附面层的分离，降低损失。曹朝晖等［16］用CFD方法对开缝前后流场进行模拟，发现叶栅射流能有效延缓附面层的分离，从而增大气流的转折能力，降低总压损失，扩大叶栅的稳定工作范围。周敏等［1，17］对槽道出口位置、结构和宽度进行研究，表明不同的槽道位置、结构和宽度对叶栅流

流体机械 2022年10期2022-12-07

前缘缺口型损伤风扇转子叶栅流动特性分析

s等[12]通过叶栅试验结合数值模拟研究了不同前缘变形叶型的气动性能变化，发现二者具有良好的一致性，钝头前缘的损失比其他叶型的最多增大1倍；Giebmanns等[13]以跨声速压气机转子为对象，得出前缘侵蚀后钝头引起了流场衰变的结论；李乐等[14]详细研究了钝头前缘对边界层发展所带来的影响；宋寅等[15]通过数值模拟前缘曲率不连续叶型发现，吸力面前缘分离泡诱导层流附面层提前转捩，叶型损失显著增大；李大春[16]采用一种径向参数造型方法对轴流压气机动叶根部平

航空发动机 2022年5期2022-11-28

考虑轴向密流比S1流场仿真技术研究

12002）平面叶栅试验数据对研究人员认识发动机内流现象本质和规律，进而建立和完善目前广泛使用的气动设计体系发挥了重要作用，一方面能够对新设计的叶片进行验证，了解该叶型在不同马赫数和攻角下的气动性能，绘制出叶栅特性曲线，录取气流在叶栅中的流动状态，综合直观展现激波的演变和发展过程，为新设计的叶型提供试验数据支持。另一方面能够为叶栅试验数据库积累大量数据，对理论研究结果起到验证的作用，使理论方法不断地得到改进。随着计算流体力学（CFD）的不断发展，数值模拟技

中国科技纵横 2022年4期2022-04-06

大膨胀比局部进气涡轮叶栅流场数值模拟研究＊

高出口马赫数涡轮叶栅设计与试验研究工作，初步试验结果说明高出口马赫数涡轮叶栅是可行的。黄忠湖[9]等人开展了一系列气冷式高负荷涡轮叶片的设计与实验研究工作。在设计出膨胀比为3.71，载荷系数为2.02的高负荷涡轮后以此为基础开展了进一步试验研究工作，结果表明该涡轮变工况性能良好，级效率高，级负荷相较于亚声速涡轮提高了约一倍。龚建波[10]采用超声速平面叶栅风洞进行了超声速涡轮叶栅试验，得到了不同攻角下，叶栅的损失与压力分布。李瑜[11]等人建立了两级局部进

风机技术 2022年1期2022-03-16

稠度和弯角在高亚音扩压叶栅中的耦合作用

074)在高亚音叶栅中通过增加折转角、降低稠度和展弦比来提高叶片负荷。随着叶片负荷的不断提升，叶栅流道内的横向压力梯度同时增大，导致吸力面角区分离流动更为复杂。因此，需要应用流动控制手段来控制端区分离流动，提升角区通流能力，降低二次流损失，提高叶栅性能。之前的研究已经表明：弯叶片可通过改善流场结构，提高压气机的气动性能。张华良[1]通过研究发现合适的正弯和前掠可以升高吸力面上由端部指向叶展中部的“C”型径向压力梯度，减小端壁附近的逆压梯度，促进角区分离形态

节能技术 2022年6期2022-02-18

叶栅试验技术综述

关键的性能指标。叶栅试验是在空气动力学试验技术的基础上为满足叶型气动性能试验验证需求而发展起来的一项试验技术,已广泛应用于高性能叶轮机械的叶型设计方法研究、叶型工程设计验证、叶轮机内部流动机理探索和新技术验证等环节。燃气涡轮发动机80余年的发展表明,压气机和涡轮叶片叶型设计技术的每一次进步都促进了航空发动机性能的提升,也推动了叶栅试验技术的进步和发展;同时,叶栅试验技术的发展和完善也为叶型设计技术进步和燃气轮机产品性能提升提供了有力支持。1 叶栅试验技术发

实验流体力学 2021年3期2021-07-15

密流比对压气机叶栅性能影响研究

面(回转面)二维叶栅流动决定。轴向速度密流比(axial velocity density ratio, AVDR)(以下简称密流比)定义为叶栅出口轴向密流与进口轴向密流之比，用来衡量压气机流道收缩程度。密流比是影响回转面叶栅气动性能的重要参数，文献[3]针对高负荷可控扩散叶型，在0°攻角下、密流比在1.177～1.350范围内，研究密流比对叶栅性能影响，结果表明：密流比增加，损失和压升都会明显下降。文献[4]针对大转角叶栅，研究了超临界状态叶栅性能随密流

机械制造与自动化 2021年2期2021-05-21

亚声速压气机平面叶栅及其改型的吹风试验

源学院, 翼型、叶栅空气动力学国家级重点实验室, 西安 7101290 引 言叶栅风洞是研制先进航空叶轮机械的基础试验平台，基于矩形试验段开展的平面叶栅吹风试验便于在较宽的工作范围内快速经济地测量得到和叶栅性能有关的试验数据。20世纪50年代,NACA研制的一系列轴流压气机离不开大量的平面叶栅吹风试验数据[1-2]。近年来，迅猛发展的CFD技术作为一种有效手段被广泛应用于高性能压气机的设计[3-4]，但是随着压气机叶型的负荷不断增大，可靠的CFD技术仍需依

实验流体力学 2021年2期2021-05-18

变稠度串列叶栅流场试验研究

规叶型相比，串列叶栅在高负荷条件下的性能优势更为明显。国内外研究表明，采用串列设计能有效降低单排叶片负荷，抑制叶片表面的气流分离，提高压气机稳定工作范围[1-4]。Sanger[5]研究了不同几何参数变化对串列叶栅性能的影响，结果表明：弦长等不同的几何参数对叶栅影响各有不同，当串列叶栅采用合理的几何参数时，其损失系数明显低于常规叶栅。2010年，Hasegawa等[6]为某单级跨声速风扇设计了串列转子并进行了试验研究，结果表明该风扇的设计点压比达到了2.2

实验流体力学 2021年2期2021-05-18

高负荷扩压叶栅吹风试验流场二维性控制技术研究

源学院, 翼型、叶栅空气动力学国家级重点实验室, 西安 7101290 引 言现代航空发动机推重比的不断提高要求压气机在减少级数的同时实现高压比、高效率，设计使用高负荷扩压叶片是最直接的解决方法，而平面叶栅吹风试验是先进叶型设计不可或缺的试验环节[1-6]。平面叶栅试验中叶栅流场需沿展向满足一定的二维性[1, 7-10],才能获得较为可靠的二维叶型性能数据。然而，随着扩压叶栅负荷的不断提升，流道内逆压梯度与附面层干涉会加剧附面层累积，导致流道收缩，测量截面

实验流体力学 2021年2期2021-05-18

渐缩式射流缝对静子叶栅流场性能影响的数值研究

制[3]。压气机叶栅在大攻角或高负荷情况时，气流受较大的逆压力梯度影响，叶片表面易出现附面层分离的现象，且随着来流攻角的增大分离区也增大，而叶片表面附面层分离会使叶栅通道气流堵塞，阻碍主流流动，导致压气机流量减小，最终造成压气机流动损失及内部流动失稳[4]。为控制叶片表面附面层分离，对叶片进行从吸力面到压力面的开缝处理，利用叶型两面之间的压差形成高速射流，向吸力面分离区低能流体注入能量，从而起到吹除附面层、降低流动损失的作用[5]。张相毅等[6]对NASA

燃气涡轮试验与研究 2021年5期2021-05-09

串列叶栅和叶片弯曲对角区失速和叶尖泄漏流的耦合作用*

形式的跨音速串列叶栅并进行了优化与分析，试验表明，最优设计可以实现60°以上的转折角、1.75 的静压升以及较低的总压损失。Hergt[9]等在总结现有跨音速串列叶栅的基础上，设计并优化一种新型跨音速串列叶栅，并做了实验研究。结果表明利用现代设计方法有可能实现高负荷、高效率的跨音速串列叶栅的设计，同时提出串列叶栅中的三维流动和二维流动效应应该成为未来的研究重点。虽然串列叶片能实现更高的级负荷，但仍有角区分离存在，并且会存在与一般叶栅不同的泄漏流结构[10-

风机技术 2021年1期2021-03-24

支板融合OGV平面叶栅数值计算及试验研究

传播，影响OGV叶栅流场，有时甚至穿过OGV叶栅通道到达风扇，使风扇转子流场不均匀。另外有研究表明[1]，对于大涵道比涡扇发动机，OGV的损失每增加1%，发动机耗油率约提高0.33%。支板的存在还会对发动机的噪声产生不利影响，研究表明发动机外涵支板引起的压力脉动是造成发动机噪声的原因之一[2]。在结构方面，支板的存在也增加了发动机的尺寸和质量，不利于提高发动机的推重比。因此外涵道支板的设计是决定涡扇发动机性能好坏的重要因素。如图1所示，一般外涵道处的OGV

机械制造与自动化 2020年4期2020-08-12

波纹叶片控制扩压叶栅流动分离的DES数值模拟

叶片应用于压气机叶栅中，开展了相关的试验和数值研究。Keerthi等[10-11]在平面叶栅试验中的研究表明，仿生学叶片的失速攻角扩大了43%，很大程度上改善了叶栅性能。郑覃等[12]在环形叶栅中进行的数值研究表明，仿生学叶片诱导产生的对转旋涡与角区分离涡相互作用，可有效改善叶栅端区流动。屠宝锋等[13]在跨音速压气机中进行的数值研究表明，对转涡结构可形成局部分离延缓效应。王博等[14]在高负荷扩压叶栅中的数值研究表明，仿生学叶片在中径处可减小流动分离、缓

节能技术 2020年1期2020-07-16

低雷诺数透平端部造型控制动叶根部二次流的研究*

损失和泄漏损失。叶栅端区损失在小展弦比透平级的流动损失中占40%～50%的比例[1]。端区的二次流不仅直接影响着流道中的损失结构，而且还影响端壁的冷却保护[2]。因此降低甚至消除叶栅通道内二次流强度，实现对端壁二次流的有效控制变得非常重要。Langston[3]在大折转的高负荷透平叶栅上，通过流动显示，提出了叶栅端区二次流损失的涡流动模型，奠定了叶栅端区流动损失机理研究的理论基础。尽管后续研究更加细致地描述了叶栅端区涡流结构，但是基本构型是一致的，即叶片前

风机技术 2020年3期2020-07-09

正/反弯曲对高负荷压气机叶栅流场影响机理*

理论[6]，指出叶栅内能量损失的主要原因是叶栅流道内尤其是喉部以后静压沿叶高的分布，叶片正弯曲后，在叶片吸力面形成了“C”型压力分布，即叶展中部静压低、两端静压高的分布，在这种静压分布下，端壁处的低能流体被吸入主流区，减弱了低能流体在吸力面角区的聚集，从而减小叶栅内气流损失。在压气机领域，研究人员对弯曲叶片开展了大量研究工作。有实验研究表明，压气机叶片采用弯曲设计后性能有着显著的改善[7-8]。苏杰先等[9]通过理论计算发现，在压气机叶栅中采用弯曲叶片技术

风机技术 2020年1期2020-03-26

带扩口叶栅喷嘴预旋系统流动特性数值研究

iya等［7］对叶栅型喷嘴、气动型喷嘴和直孔型喷嘴的流动情况进行比较，发现气动喷嘴与叶栅型喷嘴速度系数均高于直孔型喷嘴。Zhang Feng等［8-10］研究了喷嘴长径比、湍流参数、预旋角度对预旋性能的影响。刘高文等［11-12］研究了预旋角度、长径比对预旋系统性能的影响，对扩口孔型喷嘴的预旋系统的流动特性也进行实验与数值研究，计算结果与直孔喷嘴对比可知扩口型喷嘴的流动损失相对较小，预旋效率与喷嘴流量系数均有提升。刘育心［13］在已有叶栅型喷嘴基础上提出了

重庆理工大学学报(自然科学) 2019年12期2019-02-06

本期导读

叶栅离散伴随气动优化设计叶栅气动优化设计是一个具有复杂约束环境的多变量、非线性、多目标优化问题。基于控制理论的气动优化设计方法，因其在求解目标函数对设计变量的梯度时引入了伴随系统，又被称为伴随方法。与传统的梯度求解方法相比，伴随方法的优势在于其梯度的计算量与设计变量数目无关，计算目标函数对所有设计变量的梯度只需计算一次流场和一次伴随场，且伴随方程是线性偏微分方程，远不及流动方程复杂。其中，离散伴随方法因其伴随方程及边界条件的推导过程清晰规范，在更换目标函数

燃气涡轮试验与研究 2018年4期2018-12-18

航空发动机涡轮叶栅进口热斑试验技术

)。热斑进入涡轮叶栅后，冷热气流具有不同的迁移路径，会导致叶片表面出现局部高温区，增加叶身热应力，严重时还会出现叶片局部烧蚀。因此，深入研究涡轮叶栅进口热斑迁移特性及其主要影响因素，将有助于制定更为合理的涡轮叶片冷却方案，从而提高涡轮的效率、可靠性及其寿命。国外在20世纪80年代就开始了热斑现象的试验研究，近年来在一些涡轮及叶栅试验设备的改造升级、新建时，仍将涡轮进口热斑模拟作为试验器的一个重要功能进行考虑。与国外相比，国内从本世纪初才逐渐开始通过跟踪国外

燃气涡轮试验与研究 2018年2期2018-12-14

压气机叶型的风洞试验研究*

动极为复杂。平面叶栅作为压气机工作级的基本单元，其性能的好坏直接影响压气机的性能，因此研究平面叶栅的气动特性，减少叶栅中的能量损失并提高叶栅效率，对于压气机设计和改进具有极其重要的意义[1]。随着先进航空发动机推重比不断攀高，压气机叶型设计面临负荷增大、可用攻角范围拓宽、附面层抗分离等问题[1]。为了解决这些问题，需要不断发展压气机的叶型种类，如传统的C4叶型、NACA65叶型、双圆弧叶型（DCA）渐渐向多圆弧叶型、可控扩散叶型（CDA）等，或者采用各种优

风机技术 2018年4期2018-11-13

全三维轴流式透平叶栅离散伴随气动优化设计

、三维轴流式透平叶栅的离散伴随气动优化设计平台的基础上，发展了三维轴流式叶栅新型参数化方法。该方法应用NURBS技术取代原有的非均匀B样条曲线，除了对叶栅各截面型线进行拟合外，还将各截面重心及安装角纳入参数化范围。应用基于离散伴随方法的透平叶栅气动优化设计平台，对Aachen透平的第一级静叶栅在无粘、大负攻角流动条件下，以降低叶栅进出口总压损失为目标进行了气动优化设计，并研究了质量流量约束对优化效果的影响。2 三维叶栅参数化方法目前常用的叶栅型线参数化方法

燃气涡轮试验与研究 2018年4期2018-09-19

前、后加载低压涡轮高升力叶型流动损失机理大涡模拟研究

，定常来流条件的叶栅试验也证实了这一结论（如图1所示），因此上世纪90年代前低压涡轮的叶型升力水平都在1.0以下。图1 传统叶型设计思想叶型吸力面流动示意图实际低压涡轮叶片是工作在非定环境中的，剑桥大学怀特实验室Hodson教授领导的研究组针对低压涡轮内部环境下的尾迹诱导转捩相关问题开展了大量的研究工作[1-7]。研究表明，尾迹诱导转捩所形成湍流区与寂静区（Calmed region）边界层速度剖面因较之层流速度剖面更饱满而更能抵抗分离，从而可以削弱分离甚

装备制造技术 2018年6期2018-08-04

高负荷压气机叶栅附面层吹吸对气动性能影响研究

分离，明显提升了叶栅的通流能力和扩压能力，同时也提高了压气机效率。陈绍文等[5]采用数值模拟方法研究分析低速条件下附面层抽吸对某型超高负荷压气机叶栅气动性能（叶栅出口总压损失、吸力面型面静压等）的影响，研究结果表明，附面层抽吸能使吸力面的分离区减小，从而改善叶栅气动性能，得到不同吸气量和不同吸气位置对吸气效果的影响。还进一步通过实验研究了全叶高吸气方式和两种局部吸气方式对叶栅流场结构和气动性能的影响[6]。周正贵等[7]采用流场数值计算方法对吸气叶栅流场进

装备制造技术 2018年6期2018-08-04

高负荷跨声速涡轮叶型设计方法研究

出的问题是，涡轮叶栅内马赫数提高，跨声速流动导致的激波损失增加，使得涡轮效率明显下降[1]。对此，国外开展了相关研究。如Sieverding等对跨声速涡轮叶栅内复杂流动进行分析，建立了超声速涡轮叶栅尾缘波系结构及激波与吸力面边界层相互作用的理论模型[2]。VKI实验室对出口马赫数约1.0的跨声速高压涡轮导向叶片叶型设计进行了研究，通过优化设计技术对叶背型线进行优化，降低了叶栅内的激波损失，但其研究的高压涡轮叶栅出口马赫数水平相对较低，叶栅内激波强度较弱[3

燃气涡轮试验与研究 2018年3期2018-07-23

渐变反推力平面叶栅端壁流动仿真与试验

车的效果。反推力叶栅是决定反推力装置性能的关键部件，其性能优劣直接决定了反推力装置的性能[2]。如何提高负荷水平的同时，降低叶栅内的流动损失，一直是国内外研究者追求的目标[3]。边界层的流动状况决定了叶栅的气动性能，边界层内低能流体在叶栅流道内的迁移和分离在很大程度上影响着叶栅内的二次流损失分布[4]。国外开展反推力装置试验较早，国内近年来也开始注重反推力装置的试验研究工作。本文通过以4组等厚度叶栅模型组成的渐变反推力平面叶栅作为研究对象，运用数值仿真、流

航空发动机 2018年1期2018-06-20

吸附式扩压叶栅流动仿真与试验研究

越来越高[2]，叶栅负荷的增加，端壁和吸力面上的流动趋于复杂，附面层的位移厚度不仅影响到轴向密流比，也影响着叶型气动性能参数测量的精度。在影响扩压叶栅气动性能的各因素中，附面层流动状况具有决定作用[3]，所以探讨高负荷扩压叶栅流动分离、旋涡模型和流动控制十分必要。Choi等[4-5]在某一单列动叶上较为详尽地研究了附面层厚度与压气机内部流场和损失的相互关系。随着叶栅负荷的增加，扩压叶栅端壁角区的流动分离和二次流是下游高损区产生的主要原因[6]，流动分离和旋

中国测试 2018年1期2018-02-01

喉道对压气机超声叶栅流态及性能的影响

喉道对压气机超声叶栅流态及性能的影响江雄， 邱名， 范召林*中国空气动力研究与发展中心 计算空气动力学研究所， 绵阳 621000为更深入认识超声叶栅流动机理，以ARL-SL19、CM-1.2和SM-1.5叶栅为研究对象，采用数值模拟和理论分析相结合的方式开展喉道对超声叶栅激波结构和性能影响的研究。研究结果表明：超声叶栅存在两种稳定工作状态，起动状态和溢流状态；在来流马赫数较高时，叶栅只工作于起动状态；在来流马赫数较低时，叶栅只工作于溢流状态；存在一个马赫

航空学报 2017年3期2017-11-20

尾缘形状对低压涡轮叶栅气动性能的影响

缘形状对低压涡轮叶栅气动性能的影响李 超， 颜培刚， 钱潇如， 韩万金， 王庆超(哈尔滨工业大学 能源科学与工程学院， 哈尔滨 150001)为减小高负荷低压涡轮叶型损失，提高低压涡轮叶栅气动性能，采用数值模拟方法研究尾缘形状对高负荷前加载低压涡轮叶栅L2F气动性能的影响. 对比尾缘偏斜、增加尾缘厚度和Gurney襟翼对叶栅能量损失和流动的影响. 结果表明：3种尾缘形状都能增加气流折转角, 在低雷诺数时减小能量损失，在高雷诺数时增加损失，但总体上尾缘偏斜提

哈尔滨工业大学学报 2017年7期2017-07-10

某叶栅风洞栅前流场的分析与改进

10136)﻿某叶栅风洞栅前流场的分析与改进王治敏，徐让书，赵长宇(沈阳航空航天大学 航空航天工程学部(院)，沈阳 110136)为了探究造成叶栅风洞栅前测点处流动不稳定性的主要原因，以某平面叶栅风洞实验段为模型，使用数值模拟技术对叶栅实验器进行全场仿真，考察影响栅前测点处流动不均匀性的主要因素。结果表明，实验器上部角区产生的严重的流动分离会引起栅前测点来流产生大的偏转，通过加装叶片和测点下移的方法使得栅前测点处的流动得到很大改善。叶栅风洞；流动不均匀性；

沈阳航空航天大学学报 2016年5期2016-12-21

间隙变化对压气机静叶叶栅气动性能的影响

变化对压气机静叶叶栅气动性能的影响王子楠1,2， 耿少娟2， 张宏武2,*1.中国科学院大学， 北京 1001902.中国科学院 工程热物理研究所， 北京 100190利用压气机平面叶栅试验，在大负攻角工况、设计工况和角区失速工况下，研究间隙变化对叶栅气动性能的影响，并分析内部流动变化与气动性能变化的关联。试验结果表明，不同工况下间隙变化对流场结构的影响不同，因而对叶栅性能的影响规律也不同。大负攻角工况下，不同间隙叶栅内在压力面前缘附近都存在一对由端壁向叶

航空学报 2016年11期2016-11-20

高负荷氦气压气机矩形叶栅流动分离特性

荷氦气压气机矩形叶栅流动分离特性陈忠良1，郑群1，姜斌1，陈航2（1.哈尔滨工程大学动力与能源工程学院，黑龙江哈尔滨150001；2.中航工业沈阳发动机设计研究所，辽宁沈阳110015）针对高负荷氦气压气机叶栅流动分离问题，以某高负荷氦气矩形叶栅为研究对象，采用SST湍流模型加γ⁃Reθ转捩模型进行了数值模拟。分析了不同负荷、弯角及弯高的高负荷氦气压气机矩形叶栅的流动分离结构和特性。研究结果表明，马蹄涡压力面分支是矩形叶栅角区集中脱落涡和壁角涡形成的主要原

哈尔滨工程大学学报 2015年3期2015-06-15

某型航空发动机压气机平面叶栅流场数值研究

发动机压气机平面叶栅流场数值研究郑 丽，罗泽明(海军航空兵学院飞行理论系，辽宁 葫芦岛 125001)以某型航空发动机的压气机平面叶栅为研究对象，基于Gambit软件建立叶栅模型并划分网格，采用Fluent软件，仿真计算了不同攻角时叶栅通道内流场的流动情况，比较分析了不同攻角时叶栅通道的流动特性。仿真结果对压气机的设计和改进具有一定的指导意义。叶栅；流场；攻角；数值模拟；流动损失作为航空发动机的核心部件，压气机的设计研究在整个发动机的设计中占据着重要的地位

机械设计与制造工程 2015年9期2015-01-13

附面层抽吸技术在跨声速平面叶栅试验中的应用探索

技术在跨声速平面叶栅试验中的应用探索向宏辉1，2，侯敏杰2，梁俊2，葛宁1，刘志刚2(1.南京航空航天大学能源与动力学院，南京210016；2.中国燃气涡轮研究院航空发动机高空模拟技术重点实验室，四川江油621703)基于常规跨声速扩压叶栅吹风试验结果确定合理抽吸位置，并在此基础上对该叶栅进行多种工况的附面层抽吸试验，分析附面层抽吸作用下叶片表面马赫数、出口尾迹与总压损失系数的变化。结果表明：开设抽吸缝对常规跨声速叶栅原有流场结构的总体影响较小，但当抽吸缝

燃气涡轮试验与研究 2015年1期2015-01-06

基于参数敏感性的涡轮平面叶栅多目标优化设计

敏感性的涡轮平面叶栅多目标优化设计赖巍，李剑白，张剑(中国燃气涡轮研究院，四川成都610500)涡轮叶片平面叶栅优化方法借鉴已有研究成果，综合考虑了造型方法、性能评估方法、优化方法三个关键环节，在iSIGHT平台下完成了叶栅优化过程集成，建立了适合工程应用的涡轮叶栅多目标优化设计系统。以高压涡轮导叶中截面为例，从参数敏感性、反设计及多目标优化三个方面，对优化方法进行了较为深入的分析。结果表明，该方法可快速有效地优化涡轮叶栅流场和性能。涡轮叶片；参数敏感性；

燃气涡轮试验与研究 2015年1期2015-01-06

汽轮机叶栅内蒸汽流动的数值模拟研究

，如在电厂汽轮机叶栅中，高温高压蒸汽将热能通过叶栅转化为高速气流，冲击叶轮运动，输出有用机械功［1］。截面无急剧变化的弯管道有斜切喷管、叶栅流道［2－3］。变截面管流问题，许多汽轮机学者结合计算流体力学（CFD）进行研究。李海燕等人研究了喷管三维热化学非平衡流场，对非平衡流场进行了数值模拟，分析了热化学非平衡效应对流场的影响［4］。王曦娟等人数值计算了带有附面层抽吸的跨音速压气机动叶改变叶栅稠度后的流动特性，管道内部流动数值模拟对工程实践有很好的指导意义［

山东电力高等专科学校学报 2014年1期2014-12-02

平面扩压叶栅流场PIV与三孔尾迹探针对比测试研究

)0 引 言平面叶栅风洞在叶栅性能基础研究中占据了极为重要的地位，因此，对叶栅流场的准确测量是至关重要的。目前通常采用三孔或五孔尾迹测压探针对叶栅流场性能进行测试[1]，其特点是只能进行单点测量，对流场影响大，无法对叶片间槽道流场进行测量，测量时间长、效率低, 并且得到的是平均意义下的气流参数。当叶栅发生较严重的气流分离时，栅后尾迹区的气流角变化较大，并且存在气流旋涡，真实气流方向与探针轴线夹角远远大于探针校准角度，超出了探针应用范围，这时测得的值准确度降

实验流体力学 2014年2期2014-03-29

亚声速扩压平面叶栅尾迹动态压力场测量与分析

)亚声速扩压平面叶栅尾迹动态压力场测量与分析幸晓龙1，2，马昌友2，梁俊2，黄磊2(1.南京航空航天大学能源与动力学院，江苏南京210016；2.中国燃气涡轮研究院，四川江油621703)为研究叶片在不同攻角下引起的气流分离对叶栅出口气流紊流度的影响，借助动态压力测量设备和测试技术，完成了某扩压平面叶栅在进口马赫数为0.677，攻角分别为0°、-10°和+8°三种典型工况下，尾迹非定常流动的测量。通过测量尾迹区域沿栅距方向和轴向的尾迹动态压力，并对动态压力

燃气涡轮试验与研究 2014年6期2014-02-28

阵风发生装置流场测量与分析

实验研究较少。以叶栅型阵风发生器为研究对象，以电机驱动控制叶栅按照一定规律摆动，在风洞中产生阵风流场，对二维热线测量阵风流场特性的方法进行了研究。阵风气流按类正弦规律变化，阵风剖面的幅值可以调节，在模型中心处，形成较大的阵风幅值（Y向速度）。利用二维热线测量了不同工况下的流场特性，采用角度修正和阵风波形相位分析方法，测量分析了不同来流速度下，叶栅不同弦长、不同组合数、不同摆动频率和不同摆动角度所产生的阵风波形特性。1 试验设备及试验装置1.1 风洞设备试验

实验流体力学 2013年6期2013-11-20

吸力面抽吸位置影响大转角扩压叶栅气动性能的数值研究

明，采用大折转角叶栅提高叶片负荷并结合附面层吸除技术削弱流动分离是提高压气机效率和压比的一条极具潜力的途径［1］。目前国外在这方面已经进行了大量的理论研究和试验验证，证明高负荷吸除附面层压气机的单级技术指标远远超过常规压气机水平。1997年MIT的Kerrebrock等人最早提出吸附式压气机这种新的压气机设计概念以来，附面层抽吸逐渐成为高负荷压气机研究中的一个极具前途的研究方向，其研究结果证明附面层抽吸对低能流体的有效控制增强了气流的折转能力，使得叶栅通流

节能技术 2013年3期2013-07-26

吸附式风扇叶栅流场数值模拟

34）吸附式风扇叶栅流场数值模拟叶代勇1，孙璐莹2，张跃学1（1.中航工业沈阳发动机设计研究所，沈阳110015；2.中航工业沈阳飞机工业（集团）有限公司，沈阳110034）针对某型高性能风扇第2级转子叶片，采用N U M ECA商业软件数值模拟的方法，分析了在叶片吸力面距前缘50%和75%弦长处采用吸气技术前后叶栅总压系数、气流转折角和静压升等方面的变化情况。结果表明：在相同攻角相同Ma下，叶栅总压损失随吸气量的增加逐渐降低；叶栅气流转折角随吸气量的增加

航空发动机 2013年4期2013-07-07

针对轴流压气机的非轴对称端壁造型优化设计

工况下，针对基准叶栅建立非轴对称端壁的自动优化设计方法。然后，在设计和非设计工况下，用NUMECA/Fine turbo模块分别对基准叶栅和优化叶栅进行定常流场计算。结果表明，两种工况下，优化叶栅有效抑制了角区分离，原因为非轴对称端壁造型改变了通道内的涡系结构；优化叶栅出口截面总压损失系数显著降低，叶栅出口气流角更加均匀和平衡。轴流压气机；二次流损失；非轴对称端壁造型；角区分离符号表β气流角Cax叶片轴向弦长P静压h叶片高度x叶高方向坐标y叶栅周向坐标z叶

燃气涡轮试验与研究 2013年1期2013-07-05

一种新型压气机叶片造型方法的平面叶栅试验验证

片造型方法的平面叶栅试验验证安利平，李清华，刘剑鹏，马昌友(中国燃气涡轮研究院，四川成都610500)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

燃气涡轮试验与研究 2013年5期2013-07-01

导叶双列叶栅CFD数值计算及结果分析方法研究

1）前言导叶双列叶栅是混流式、轴流式水轮机和水泵水轮机的主要通流部件，由固定导叶和活动导叶两组翼型组成，其中导叶的主要功能是在机组启动和运行时控制水轮机的过机流量，保证转轮进口相应的速度矩，调节水轮机轴端功率；在机组停机或故障时关闭导叶切断水流，防止机组发生飞逸事故[1]等。双列叶栅的设计对水轮机水力性能影响很大。行业内对双列叶栅的性能研发颇多，早期多从水力设计方法[2]和模型试验角度[3,4]进行研究。随着计算流体力学和计算机技术的不断发展，三维紊流的C

大电机技术 2013年4期2013-01-13

前置圆柱列涡轮静叶栅流场特性的数值研究

一般而言，上下游叶栅间的相对运动会导致尾迹干扰、栅后叶片排对上游叶片排的势流作用等。图1示出了损失形成机理的数值计算结果[4]，显示出上游的尾迹能够被输送到下游，并与下游数列叶栅的尾迹相互干扰，以及二次流、叶顶泄漏流的产生和发展等[5，6]。2 圆柱模拟对于圆柱绕流和非定常尾迹的研究，在理论分析和实际工程应用中有相当重要的意义。迄今为止，各国学者针对不同条件下的圆柱绕流，从实验到数值模拟进行了全方位研究，多年的学术积淀为描述非定常尾迹运动机理提供了有力的理

燃气涡轮试验与研究 2012年1期2012-07-14

低压涡轮导向叶片平面叶栅试验及数值模拟

涡轮导向叶片平面叶栅试验及数值模拟刘建明，王东，马永峰（中航工业沈阳发动机设计研究所，沈阳 110015）刘建明(1984)，男，工程师，主要从事平面叶栅、扇形叶栅、涡轮级性能试验及数值模拟研究工作。基于低压涡轮导向叶片平面叶栅设计性能的研究，进行了平面叶栅试验，并采用商用CFD软件NUMECA建立了平面叶栅3维计算模型，得到了各性能参数随出口等熵马赫数的变化曲线、叶片表面等熵马赫数分布曲线、以及S1流面等熵马赫数分布。计算与试验结果表明：数值模拟结果与试

航空发动机 2012年6期2012-07-05

尾缘冷气喷射对超声涡轮叶栅性能的影响

气喷射对超声涡轮叶栅性能的影响王彬，黄康才
(中国燃气涡轮研究院，四川成都610500)采用试验与数值模拟相结合的方法，研究了某超声速涡轮导向叶栅尾缘冷气喷射对叶栅流场结构的影响。数值模拟时，使用环形叶栅模型近似模拟平面叶栅内的流动。研究结果表明：数值模拟结果与试验结果吻合较好；尾缘冷气喷射可减少主气流在尾缘停滞区的能量耗损，削弱叶栅尾缘处的内边缘激波，叶栅气动效率随冷气量的增加先增大后减小；尾缘冷气喷射对叶栅出口附近气流角的周向分布有影响，但对质量平均的

燃气涡轮试验与研究 2012年4期2012-07-01

基于涡轮叶栅数据库的叶片设计系统开发与应用

周山基于涡轮叶栅数据库的叶片设计系统开发与应用周山(中国燃气涡轮研究院，四川成都610500)涡轮叶栅数据库的建设和应用，可为航空发动机设计体系中的叶片造型设计提供支持。本文介绍了包含涡轮叶栅设计参数和损失特性的数据库的建设方法及应用，并基于该数据库，开发了叶片设计系统。该系统能实时计算出损失特性曲线支持造型设计，具有叶型设计质量评测、参数优化及参数选择推荐等实用功能。经试验数据验证及算例校核，初步验证了其准确性和易用性。涡轮叶栅；叶片设计系统；ORACL

燃气涡轮试验与研究 2012年2期2012-07-01

汽轮机静叶栅二次流损失的数值研究

容量高参数转变。叶栅中二次流损失在叶栅总损失中所占比例也越来越高，引起可观的能量损失。上世纪60年代，人们就对叶栅内二次流现象进行研究，并做了大量的实验来验证。在国内，相关文献分析研究了叶栅二次流及涡系的发展特性，揭示出了叶栅前缘的马蹄涡、流道内的通道涡现象［1－2］。近年来，相关国外文献对轴流式叶栅端壁边界层二次流损失进行了数值研究［3－5］。这些实验及数值研究丰富了二次流旋涡结构，在一定程度上推动了对叶栅内部二次流损失机理的认识。同时，大量研究证明，不

东北电力大学学报 2012年2期2012-03-12

基于离散伴随方法的透平叶栅压力反设计研究

散伴随方法的透平叶栅压力反设计研究张朝磊1,2，吴海燕1（1.江西理工大学机电工程学院，江西赣州341000；2.西安交通大学叶轮机械研究所，西安710049）根据离散伴随方法理论和自动微分技术，由流场求解器源代码构造了相应的离散伴随场求解器.通过耦合参数化程序、网格生成程序、流场求解器和伴随场求解器，建立了适用于叶轮机械叶栅的气动优化设计系统.利用该系统，对某二维跨音速透平叶栅在给定叶型表面目标压力分布的情况下，通过构造合适的目标函数将叶栅反设计问题转化

江西理工大学学报 2012年3期2012-01-10

缩放叶栅内高速凝结流动特性的数值研究

0）发电技术缩放叶栅内高速凝结流动特性的数值研究赵振书（华能上安电厂， 石家庄 050310）对汽轮机缩放叶栅内高速凝结流动进行初步的数值研究。 气液两相采用NS方程求解， 自发凝结液相凝结过程应用多阶复合参数积分方法求解。采用密度梯度等值图作为数值纹影图，显示了激波系和尾迹涡流的分布与强度。模拟得到了过热蒸汽流动和自发凝结流动中压力、马赫数、激波系流线分布情况以及叶栅的气动参数。分析了凝结过程对流动的影响，数值结果表明：汽轮机缩放叶栅中的凝结过程会使尾缘

浙江电力 2011年12期2011-07-18

涡轮叶片气动设计软件BladeDesign

、S2流面设计、叶栅几何设计、S1流面计算、叶片积叠、准三维计算、全三维计算之间进行反复迭代，因此，越来越依赖于先进的设计软件。在这个过程中，迭代最频繁的是叶栅几何设计、S1流面计算、叶片积叠三个环节，涡轮叶片设计软件BladeDesign[1]将这三个环节整合，成为较为有效的涡轮叶片设计工具。在叶栅几何设计中，前缘、尾缘通常使用圆弧曲线，而叶身线型的选择多种多样。早期的叶身线型往往采用多项式曲线造型方法[2～5]，涡轮气动设计软件包(TADP)[6]中可

燃气涡轮试验与研究 2011年3期2011-07-14

汽轮机静叶栅变冲角性能的实验研究

001）汽轮机静叶栅变冲角性能的实验研究王祥锋，颜培刚，黄洪雁，韩万金（哈尔滨工业大学能源科学与工程学院，哈尔滨 150001）为了研究亚临界600MW汽轮机高压第九级静叶叶栅的变冲角气动特性，为高压静叶叶片设计提供依据，对原型和改型两套环形叶栅在低速风洞中进行了不同冲角工况下的吹风实验研究。实验结果表明：改型叶栅降低了叶栅的流动损失，具有更好的变冲角特性。汽轮机静叶栅；弯叶片；冲角；气动性能；风洞实验0 引 言冲角变化不仅影响到汽轮机叶栅的叶型损失［1］

实验流体力学 2011年6期2011-06-15

汽轮机新型高压级隔板静叶栅结构分析

隔板内外围带及静叶栅组成。静叶栅与内外围带采用冲孔焊接，再与隔板外环和隔板体焊接成型，如图1所示。图中：1为隔板外环；2为隔板体；3为隔板静叶栅。图1 汽轮机高压级隔板外形结构图汽轮机高压通流部分结构设计中，由于流过高压部分蒸汽压力高、温度高、比容小，所需的叶栅通道通流面积小，所以隔板静叶片高度短；且冲动式汽轮机静叶前后压差大，为了保证隔板的强度，隔板体轴向宽度较大，隔板体大多采用CrMo钢铸造而成［1］。早期常规设计中为了解决这一问题，通常采用窄叶片配合

山东电力技术 2011年5期2011-05-24

不同攻角下压气机叶栅涡流噪声辐射特性的研究

良好的噪声特性.叶栅的气动性能一直是人们设计叶轮机械所关注的重点问题[1],对不同几何参数和气流条件下叶栅气动性能的研究已经相当成熟,如NACA 65系列叶型就有较全面的试验数据库[2].然而,有关叶型参数对噪声性能影响的研究还不是很成熟,且目前的研究大部分是针对单个翼型噪声的[3-4],关于叶栅流场流动噪声源的产生及辐射特性的研究仍然少见公开报道.近年来,叶轮机械的非定常流动越来越受关注,一些学者开展了平面叶栅非定常流场的数值和试验研究,其中包括对叶片尾

动力工程学报 2011年7期2011-04-13

叶栅参数对反推力装置气动性能影响规律

为利用外涵气流的叶栅式反推力装置，由反推力导流叶栅、叶栅盖和阻流门组成。反推力装置开启后，整流罩向后移动露出叶栅通道，阻流门挡住向后流动的发动机外涵道气流，使其折入导流叶栅通道中定向向前流出，从而形成反推力。叶栅式反推力装置结构紧凑，反推力的产生比较平稳，其反推力高达发动机最大推力的60%～70%。因此在B747、B767和B777等一系列大型飞机中得到了广泛应用[1－6]。导流叶栅是反推力装置中的重要核心部件，其结构参数的改变不仅对气动性能产生直接影响，

中国民航大学学报 2010年3期2010-07-31

高速铣床主轴驱动透平叶栅设计与数值模拟

轴的透平式气马达叶栅的造型设计和数值模拟进行了研究，对叶片进行变参数设计，得到了不同参数对其气动性能的影响规律，并获得了使叶栅气动性能最佳的参数组合.1 平面叶栅的造型设计摆角铣头技术要求为:转速160 000 r/min，刀头切削力矩小于0.005 N·m，气马达喷嘴数为3，压力气体初始压强 p0=0.5 MPa，环境压强p1=0.1 MPa，环境温度T=293 K.文中采用直接绘制叶背和叶盆型线造型法来进行平面叶栅造型.设计时，假设气体在叶片流道中的流

哈尔滨工业大学学报 2010年11期2010-03-24