一种大负荷低压涡轮叶型的气动性能

基于Lantry-Menter转捩模型,分别对Zweifel升力系数为1.2的一种大负荷低压涡轮叶型在定常来流不同湍流度、雷诺数条件下,上游非定常、周期性尾迹作用下的流动进行了数值模拟.计算结果表明,定常来流低雷诺数条件下,湍流度对该大负荷叶型的气动性能影响较大;上游非定常、周期性尾迹对叶型吸力面分离泡的抑制作用可进一步减小低雷诺数条件下的叶型损失.计算结果揭示了该大负荷叶型在低压涡轮内部真实流动环境中的表面流动及损失特征,对国内现行低压涡轮设计有着较好的启示.      

雷诺数对涡轮部件性能的影响

利用数值模拟手段研究了雷诺数对低压涡轮部件性能的影响,分析了低压涡轮内部流动的变化。结果表明低压涡轮效率随雷诺数降低而下降,且其变化趋势为非线性变化;叶片表面速度分布亦发生较明显的变化,导致叶型损失与二次流损失增大;结果还表明叶片表面速度分布的设计对涡轮性能随雷诺数变化的规律具有重大影响,在低雷诺数条件下涡轮部件的设计中需加以注意。      

低雷诺数高负荷低压涡轮叶型的气动设计

采用平面叶栅实验和数值模拟研究了不同负荷分布设计以及基于二维展向凹槽处理的非光滑型面设计对高负荷低压涡轮叶型流动损失的影响规律.研究表明:在低雷诺数状态下前加载负荷分布设计对高负荷低压涡轮叶型的二维气动性能更有利;二维展向凹槽处理的非光滑型面设计能够有效改善高负荷低压涡轮叶型在低雷诺数状态下的气动性能,但同时可在一定程度上恶化叶型在高雷诺数状态下的气动性能;基于二维展向凹槽处理的非光滑型面设计与后加载负荷分布设计的结合能够在更为宽广的雷诺数工况范围内改善叶型的气动性能.      

高负荷低压涡轮内部非定常流动机理及其控制策略研究进展

低压涡轮湍流问题是制约高性能航空发动机研制的难点之一。为了理清低压涡轮内部湍流流动机理,并掌握相应的控制策略,获得计及非定常流动特征的高负荷低压涡轮气动设计方法,基于课题组长期从事高负荷低压涡轮的研究基础之上,结合国内外低压涡轮大量研究工作,系统地介绍了尾迹扫掠下低压涡轮叶片吸力面附面层发展演化过程、端区二次流非定常特征变化以及相应的流动损失机制及其抑制方法。优化叶片载荷分布在一定程度上能够减小叶型损失和二次流损失;尾迹扫掠能够诱导吸力面附面层发生转捩从而减小叶型损失,同时也有助于抑制端区二次流的发展,但在不同雷诺数下,尾迹的作用效果可能不同;对于高/超高负荷低压涡轮,特别是在低雷诺数条件下,需要借助有效的流动控制手段来抑制分离。     

尾缘厚度对低压涡轮气动性能影响的数值模拟

采用数值模拟的方法研究了尾缘厚度对Pak-B低压涡轮气动性能的影响.目的是通过增加尾缘厚度来控制边界层分离,降低损失,揭示增加尾缘厚度的流动控制机理.研究发现:适当增加尾缘厚度能减小低压涡轮损失,增大折转角.在雷诺数为25000,来流湍流度为1%时,适当增加尾缘厚度能使基于进口速度的能量损失系数降低10.4%,折转角增加1.73%.适当增加尾缘厚度和栅距同样可以使基于进口速度的能量损失系数减小,折转角增大.在雷诺数为25000,来流湍流度为1%时,尾缘厚度增加到4%s,栅距增加了2.2%,可以使基于进口速度的能量损失系数减小7.4%,折转角增加1.25%.通过增加尾缘厚度可以发展低稠度高负荷低压涡轮叶栅.      

高压涡轮变几何对高低压涡轮流场匹配及气动性能的影响

为了研究高压涡轮变几何对涡轮整体性能的影响,对涡轮高压级进行球面端壁变几何改型,并对该涡轮的高、低压级流动进行了全三维数值模拟研究。结果显示:高压可调导叶旋转通过改变低压涡轮进口总温、质量流量来实现对低压涡轮比焓降和功率的调节,低压涡轮功率随可调导叶旋转将出现大范围的变化,低压涡轮效率随可调导叶的关闭会有所下降;高压导叶可调会改变低压涡轮进气角,进而影响低压导叶的流场结构和损失;随着轴向位置远离可调导叶,下游叶排内流场受可调导叶旋转的影响将减小。     

低雷诺数涡轮叶片边界层转捩及分离特性测量

低雷诺数工作条件下涡轮流场特征及其控制设计,是航空发动机低压涡轮部件设计的难点和重点。针对低雷诺数涡轮叶栅流场开展了实验研究工作,利用油流显示、表面静压、边界层压力探针等测量手段研究了涡轮叶片边界层的分离和转捩。结果表明雷诺数降低导致了流动损失的增大,且存在一个临界雷诺数。当雷诺数小于临界雷诺数时,发生在吸力面的流动分离是开式的层流分离泡,不会再附与叶片;当雷诺数大于临界雷诺数时,分离流会在尾缘前重新附着于叶片吸力面,形成闭式分离泡。随着雷诺数的减小,出口尾迹变宽,出口流动损失、出口速度亏损和出口气流角偏离增大,尾迹中心向吸力面方向移动。     

CST造型方法在涡轮叶片前缘修型中的应用研究

为了探究CST (形状函数变换技术)造型方法在涡轮叶片前缘修型中的应用效果,完善了CST方法在前缘型线重构中的实施细节,数值模拟了雷诺数对前缘修型前后叶型损失及边界层特性的影响,验证了CST前缘修型方法在新型高速飞行器低压涡轮中的实用性。结果显示:CST方法前缘修型可以消除HD叶型吸力侧前缘的压力峰和分离泡,从而使得高雷诺数条件下吸力侧分离诱导的边界层转捩现象延迟发生,叶型损失降低32%,拓展了低损失状态的雷诺数范围。吸力侧损失的降低在低雷诺数条件下主要来自于前缘附近的剪切层,而高雷诺数条件下主要来自于前缘剪切层和扩压段前的层流边界层。新型高速空天飞行器低压涡轮叶片采用CST前缘修型对提升效率是有效的,在设计点状态附近效率提高0.1%,而膨胀比较低的大负攻角状态下效率提升0.3%～0.5%,损失降低的位置主要集中在叶展中部压力侧边界层和根部的二次流区域。     

1+1/2级超跨声对转涡轮气动性能试验及分析

对转涡轮是高性能航空发动机的关键技术之一。采用试验方法对某1+1/2级超跨声对转涡轮气动性能进行了研究与分析。针对试验中涡轮级间难以布置测点的问题,提出了基于特性反推的分步试验方法,然后对超跨声对转涡轮运行特性进行了详细分析。研究结果表明,该超跨声高压涡轮流量特性几乎不随膨胀比变化,而效率特性变化较大;高、低压涡轮喉道面积比在涡轮膨胀比分配中起到重要作用,该值低于设计状态时,总膨胀比满足设计要求下,高压涡轮膨胀比增大,低压涡轮膨胀比减小;高压涡轮出口气流角对低压涡轮运行特性影响显著。     

低雷诺数环境中低压涡轮部件的气动设计探索

为了探索高空低雷诺数情况下高性能低压涡轮部件的气动设计思路和设计方法,通过采用高负荷、大弦长的叶片设计和选择恰当的叶片表面速度分布形式设计了一台新低压涡轮。三维粘性数值模拟的结果显示新低压涡轮效率在高空低雷诺数情况下比设计点下降2 3个百分点。设计结果表明提高涡轮工作雷诺数和降低涡轮性能对雷诺数变化的敏感程度是低雷诺数环境下高性能涡轮气动设计的关键。     

雷诺数对涡轮叶尖流场影响的数值研究

采用基于压力修正的三维计算流体力学程序，结合雷诺应力湍流模型和剪切应力传输湍流模型加壁面函数的方法，对某一轴流涡轮转子叶尖间隙流场进行了数值计算研究，详细计算了不同涡轮叶尖间隙高度和来流湍流度条件下雷诺数对涡轮转子间隙流场的影响，最后计算了转子效率。结果表明：当泄漏流流经叶尖时因为叶尖剪切力做功有块总压增大区；雷诺数带来的影响比湍流度和叶尖间隙高度带来的影响要大，湍流度的变化对流场影响不大；雷诺数对泄漏涡尺寸的影响不大，但低雷诺数会引起流动分离，带来损失，当雷诺数在文中的范围内变化时，效率下降近八个百分点。     

来流湍流度对超高负荷低压涡轮附面层流动控制手段的影响

实验研究了表面粗糙度耦合上游尾迹的流动控制技术,分析了来流湍流度（FSTI）在流动控制过程中对叶片吸力面附面层分离、转捩特性的影响.实验发现:在速度峰值点至分离点之间布置粗糙高度与弦长之比为1.05×10-4的粗糙条带可以在来流湍流度为0.4%与2.2%的低雷诺数范围内降低叶型损失.在雷诺数为85000的状态下,FSTI影响了尾迹通过区、尾迹诱导转捩区及自然转捩区的附面层动量厚度,造成了叶型损失的差异,但FSTI对抑制区的影响较小.      

某5级低压涡轮全三维计算分析

为了解某民用发动机5级低压涡轮的气动设计特点,利用全三维计算流体动力学(CFD)软件CFX 12.0对带冷气的某5级低压涡轮进行了全三维计算,湍流模拟采用带转捩的SST(shear stress transport)二方程模型,并使用源项模拟技术考虑冷气的影响.计算结果与试验结果进行了对比,结果表明该涡轮叶片均采用前加载或均匀加载的设计方法,流道中气流为全亚声速流动;亦表明了CFX软件对气动流场的模拟具有较高的精度.计算结果为先进民用航空发动机涡轮设计提供一定的参考和借鉴.      

涡轮叶尖镶嵌肋条对泄漏流场的影响

结合基于压力修正的采用雷诺应力湍流模型加壁面函数的三维计算流体力学程序,通过沿着叶尖表面加肋条以期减小叶尖间隙泄漏损失,对某一轴流涡轮转子叶尖表面镶嵌肋条对泄漏流场细节的影响进行了数值研究,并详细分析了不同肋条高度和肋条宽度对泄漏流场的影响.结果表明:肋条使得气流通过压力面肋条时出现分离形成回流区,阻碍泄漏流动,减小泄漏损失;肋条高度h对涡轮效率有较大影响,且有个最佳肋条高度值,在最佳肋条高度下涡轮效率提高0.13%;肋条宽度w对流场影响不大,但小肋条宽度形成较大的空腔,可以稍提高涡轮效率.      

Numerical study of unsteady starting characteristics of a hypersonic inlet

The impulse and self starting characteristics of a mixed-compression hypersonic inlet designed at Mach number of 6.5 are studied by applying the unsteady computational fluid dynamics (CFD) method. The full Navier-Stokes equations are solved with the assumption of viscous perfect gas model, and the shear-stress transport (SST) k-x two-equation Reynolds averaged Navier- Stokes (RANS) model is used for turbulence modeling. Results indicate that during impulse starting, the flow field is divided into three zones with different aerodynamic parameters by primary shock and upstream-facing shock. The separation bubble on the shoulder of ramp undergoes a generating, growing, swallowing and disappearing process in sequence. But a separation bubble at the entrance of inlet exists until the freestream velocity is accelerated to the starting Mach number during self starting. The mass flux distribution of flow field is non-uniform because of the interaction between shock and boundary layer, so that the mass flow rate at throat is unsteady during impulse starting. The duration of impulse starting process increases almost linearly with the decrease of freestream Mach number but rises abruptly when the freestream Mach number approaches the starting Mach number. The accelerating performance of booster almost has no influence on the self starting ability of hypersonic inlet.     

一种改进的轴流涡轮叶尖对泄漏流影响的数值研究

 结合基于压力修正的采用雷诺应力湍流模型加壁面函数的三维计算流体力学程序,通过改进涡轮叶尖表面结构以期减小叶尖间隙泄漏损失,即在传统叶尖边缘镶嵌肋条的基础上倾斜压力面肋条,对这种改进叶尖的某一轴流涡轮转子的泄漏流场进行了数值研究,并详细分析了不同肋条高度和肋条深度对泄漏流场的影响,最后计算了涡轮效率。结果表明：通过改进的涡轮叶尖对泄漏流动进行被动控制,压力面斜肋条可以阻碍泄漏流动,同时叶尖区域回流区也减小泄漏流动,从而涡轮效率提高;肋条高度对涡轮效率有较大影响,且有个最佳肋条高度值,在最佳肋条高度下涡轮效率提高0.215%;肋条深度对流场影响不大,但小肋条深度可以稍微提高涡轮效率。     

The role of transition in high-lift low-pressure turbines for aeroengines

The fan of a high bypass ratio turbo fan engine produces up to 80% of the total thrust of the engine. It is the low-pressure (LP) turbine that drives the fan and, on some engines, a number of compressor stages. The unsteady aerodynamics of the LP turbine, and in particular, the role of unsteady flow in laminar–turbulent transition, is the subject of this paper.The flow in turbomachines is unsteady due to the relative motion of the rows of blades. In the LP turbine, the wakes from the upstream blade rows provide the dominant source of unsteadiness. Because much of the blade-surface boundary-layer flow is laminar, one of the most important consequences of this unsteadiness is the interaction of the wakes with the suction-side boundary layer of a downstream blade. This is important because the blade suction—side boundary layers are responsible for most of the loss of efficiency and because the combined effects of random (wake turbulence) and periodic disturbances (wake velocity defect and pressure fields) cause the otherwise laminar boundary layer to undergo transition and eventually become turbulent.This paper discusses the development of unsteady flows in LP turbines and the process of wake-induced boundary-layer transition in low-pressure turbines and the loss generation that results. Particular emphasis will be placed on unsteady separating flows and how the effects of wakes may be exploited to control loss generation in the laminar–turbulent transition processes. This control has allowed the successful development of the latest generation of ultra-high-lift LP turbines. More recent developments, which harness the effects of surface roughness in conjunction with the wakes, are also presented.     

应用改进的低雷诺数湍流模型预测转捩流动

基于Launder-Sharma(LS)低雷诺数k-ε两方程湍流模型发展了一种改进的具有转捩敏感性的低雷诺数湍流模型.针对LS模型的可实现性(realizability)问题和前缘滞止点湍动能预测过大的不足,模型进行了改进.改进模型只使用当地物理量,不需要求解壁面距离、y+和边界层积分参数.改进模型能够适用于广泛的流动,且容易应用到通用的计算流体动力学(CFD)程序中.对具有详细数据的零压力梯度平板转捩边界层T3A实验的模拟结果显示,改进模型能够预测转捩流动,并能对自由湍流变化给出合理的响应.      

大负荷低压涡轮叶型分离转捩流动的大涡模拟

应用动力模式大涡模拟数值方法,对来流无扰动、不可压、雷诺数为5×104(基于进口速度和轴向弦长),定常来流条件下大负荷低压涡轮叶型(Pak B)叶型吸力面非定常分离转捩流动进行了三维数值模拟。在与相关实验数据的对比基础之上,对非定常流动物理信息进行了详细的分析讨论,揭示了计算来流状态下的Pak B叶型吸力面非定常分离转捩流动机理。结果表明,由无粘Kelvin-Helmholtz机制产生的、空间线性增长的初始二维不稳定性在分离剪切内诱导展向旋涡形成并脱落,脱落过程中的展向涡在非线性增长的三维不稳定性作用下发生变形并最终破碎成湍流。计算得到的Kelvin-Helmholtz不稳定性特征频率处于相关实验测量范围内。