单级离心压气机气动性能预测与优化设计

为了提升低转速工况下压气机的气动性能,采用人工神经网络与遗传算法相结合的优化方法对某单级离心压气机离心叶轮的弯特性进行优化计算。利用NUMECA软件对该离心压气机进行了不同转速的数值模拟,得到压气机不同工况下的气动性能。通过设置不同控制参数和曲线形式对离心叶轮叶片进行参数化拟合,以8个改变叶片弯特性的参数为自由参数进行了叶型优化设计,最终得到了优化后的叶轮叶片。结果表明:优化后在低转速的设计工况下离心压气机压比增加了4.69%,稳定裕度拓宽了17.41%。     

畸变强度对压气机气动性能影响研究

以Stage 35为研究对象,采用商业软件ANSYS CFX开展进气总压畸变对压气机性能影响的数值模拟研究。在70%叶高处安装插板式畸变模拟器,改变插板位置,得到3种不同畸变度的进气总压畸变。计算结果表明:当插板与动叶的距离分别为42,32和22 cm时,压气机压比分别下降了3.45%、3.66%和4.51%;效率则依次降低了5.10%、5.12%和6.95%;稳定裕度降低了25%、26.11%和26.62%。总压畸变会显著影响压气机内部流动,改变动叶进气角,导致动叶尾缘分离区域增大,尾迹损失增大;进口总压畸变度越大,压气机总压比下降越多,整机绝热效率越低,稳定工作裕度越小。     

单级轴流氦气压气机空气模拟气动性能数值分析

HTGR-10模块式高温气冷堆作为第四代反应堆型具有系统简单、安全可靠和经济性能优越等特点。而氦气循环透平发电机组的氦气压缩机性能,将成为发电是否高效的决定因素之一。本文利用Numeca数值模拟软件对一亚音速轴流氦气压气机试验机进行了气动性能及准数关系研究,分析了气流在叶栅中的流动机理,探讨了等雷诺数下相似准数对压气机叶片性能的影响。结果表明:采用空气工质模拟氦气压缩,在马赫数小于0.4工况下对压气机的通流流动影响很小,基本可以忽略;采用大于0.5的反动度,增加正预旋可以使效率维持较高的水平;在马赫数较小的情况下,绝热指数k不会对相似模拟产生大的影响。     

双圆弧叶型压气机叶栅气动特性的实验研究

对双圆弧叶型（DCA）压气机叶栅在低速大尺寸风洞上进行了实验研究，利用五孔束状探针对栅前、流道里和出口流场进行了详细的测量以及流场显示。实验结果表明,DCA叶栅出口近两端壁的通道涡和端壁／吸力面角区分离泡的存在，造成叶栅两端区较高的二次流损失。与CDA相比，DCA尾缘流动较差；与NACA65相比，DCA的负荷沿叶高分布不均匀。     

压气机级间抽气对下游叶片排气动性能影响的数值研究

以某重型燃气轮机压气机的级间抽气段为研究对象,数值研究了轴流压气机级间抽气对下游叶片排气动性能的影响。数值研究结果表明:随着抽气流量的增加,下游动叶上端壁附面层厚度逐渐变薄,进口轴向速度逐渐增加;上端壁动叶前缘的高压区范围扩大,吸力面低压区范围增大;动叶叶顶附近效率升高明显,整体效率略有增大。     

叶顶间隙对跨音速离心压气机气动性能影响分析

基于控制变量法对某跨音速离心压气机进行数值模拟,研究了叶轮尾缘叶间隙改变对其气动性能的影响。仅改变该离心叶轮的尾缘叶顶间隙,在设计转速下进行全三维黏性数值模拟,对相关气动参数进行分析。计算结果表明,相较于小流量工况,尾缘叶顶间隙的改变对离心压气机大流量工况的气动性能影响更大;在设计流量下,离心叶轮的压比、效率与叶轮尾缘出口间隙大小之间具有一定的线性关系,随着叶尖间隙增大,叶轮叶尖泄漏流的强度明显增强,导致叶轮的增压能力下降。     

某型压气机抽气对气动性能的影响研究

通过对某型压气机两级半在不同抽气量下的数值模拟,定量地分析了抽气量变化对压气机性能影响规律,得出了在不同抽气量下压气机性能参数沿叶高的变化规律以及气流冲角变化的规律,为进一步的优化设计指明了方向。     

轴流压气机叶型的类 形函数表述方法及气动优化

利用分析函数表示叶型中弧线与厚度分布,结合准三维流动求解器以及序列二次规划算法对高负荷级的动叶和静叶进行了以减小落后角和气动损失为目标的气动优化。初始叶型为NACA 65叶型,中弧线采用广义抛物线表示,只用最大拱度和最大拱度位置控制;厚度分布采用一阶类/形函数表示,只用一个比例因子KR控制。叶型几何只用3个参数变量,实现对初始叶型的表达。优化后动叶和静叶设计点损失分别下降19%和7.4%,工作范围均有增加,静压比提高,优化叶型的气动分布符合可控扩散叶型的设计思想。     

出口测量探针布局对轴流压气机气动性能试验的影响研究

为了研究出口测量探针布局(探针数量及所处轴向位置)对压气机气动性能试验的影响,针对含测量探针的三级轴流压气机开展全周非定常数值计算。结果表明：出口测量探针将改变上游的流场结构,在末级叶片进出口截面对应探针的周向位置处形成局部高总压区和气流角偏移区,该区域覆盖有3～4个叶栅通道;随着探针与末级叶片轴向距离增加,高总压区的强度减弱,但作用范围增加;增加出口探针数量并未明显改善压气机试验性能评估精度,与无探针条件下的压气机性能相比,压比偏高0.6%,效率绝对值偏高1.8%;为减少试验中基于探针测点得到的压气机性能试验误差,不仅需考虑探针对测量截面流场的影响,更应根据测量截面流场不均匀性合理布局探针。     

轴流压气机叶型的类/形函数表示方法及气动优化

利用分析函数表示叶型中弧线与厚度分布,结合准三维流动求解器以及序列二次规划算法对高负荷级的动叶和静叶进行了以减小落后角和气动损失为目标的气动优化。初始叶型为NACA 65叶型,中弧线采用广义抛物线表示,只用最大拱度和最大拱度位置控制;厚度分布采用一阶类/形函数表示,只用一个比例因子KR控制。叶型几何只用3个参数变量,实现对初始叶型的表达。优化后动叶和静叶设计点损失分别下降19%和7.4%,工作范围均有增加,静压比提高,优化叶型的气动分布符合可控扩散叶型的设计思想。     

分形尾缘叶片气动性能及流场数值模拟

针对风力机存在尾流效应问题,通过在垂直轴风力机叶片尾缘布置分形孔的方法,建立分形叶片三维实体造型,进行了分形叶片和原始叶片三维非定常不可压流动的分析,得出叶片绕流流场数值模拟结果,重点研究具有分形特征的尾缘对叶片尾流流场及叶片气动特性的影响。结果表明:分形叶片对改善叶片尾流流场有较显著作用。在8°~18°攻角范围内,分形叶片升、阻力系数随攻角变化波动性小于原始叶片;当攻角大于原始叶片失速攻角时,这种波动性差距更大。分形孔的存在使叶片周围流场结构及气动参数对攻角变化敏感性降低:在攻角大于原始叶片失速攻角时,分形叶片阻力系数随攻角变化标准差仅为原始叶片的0.6倍,升力系数标准差仅为原始叶片0.4倍。研究结果将改善垂直轴风力机叶片尾流互相干扰及水平轴风力机叶尖脱落涡情况。     

加装钝尾缘改善风力机桨叶气动性能的研究

对 NACA4412 翼型流场进行了数值模拟,发现在翼型尾部上表面存在一对方向相反交替脱落的漩涡.为了改善叶片的空气动力特性,在叶型尾部加装 Gurney 襟翼,并进一步改进为钝尾缘的叶型.研究结果表明:钝尾缘翼型尾部漩涡消失,升力系数增大,且在翼型失速前升力系数增大较为明显,阻力系数稍有增加,气动性能明显好于原翼型.基于改进前后翼型对风力机桨叶进行了优化设计,分析比较了两种翼型风力机的功率输出特性.结论:在相同功率下,具有钝尾缘翼型的风力机桨叶弦长相对较小,桨叶的扭角相近;在风力机工作风速范围内,改进翼型的风力机功率和功率系数都有所增加,尤其是在低风速段提高较明显,启动风速功率增量达到了30.5%;钝尾缘翼型风力机性能明显优于原翼型的风力机,年输出功率提高了7.69%.     

水介质中尾部锯齿结构叶片数值计算

为了验证将空气动力学中翼型部件采用的锯齿形尾部结构引入到水力机械翼型部件中的可行性,建立了NACA0012型对称型叶片的几何模型,并在此基础上建立了尾部带锯齿的NACA0012型叶片修改模型,利用数值计算方法计算了在入流速度10 m/s下带锯齿与不带锯齿的NACA0012型叶片在0°及10°攻角下的流场数据及压力脉动数据。计算结果表明,锯齿形边缘结构在攻角为10°时能有效减小叶片尾部、背水面的脱流及尾迹中的漩涡和流场中的水力振动,锯齿结构改善叶片水力性能效果显著;而攻角为0°时流场中水力振动轻微增加。由此说明,锯齿结构可起到改善水介质中翼型部件水力特性的作用。     

涡轮叶片尾缘扰流柱最佳形状的研究

以涡轮叶片尾缘中扰流柱的换热为应用背景，讨论了一定条件下获得最大换热量时扰流柱的形状曲线，系统分析了这种最佳曲线随扰流柱物性参数及几何特征变化的规律。     

尾缘厚度对涡轮叶栅流场的影响

现代汽轮机叶片的制造对尾缘厚度的要求非常苛刻,为了研究尾缘厚度对平面叶栅气动性能的影响,本文采用数值计算的方法对某现有的静叶和动叶叶栅,及在原始叶型的基础上将尾缘的厚度增加50%和200%的两对改进叶栅,进行了详细地分析。计算结果表明,随着尾缘厚度的增加,叶片通流面积沿流动方向的收敛程度略微减少,在前缘附近载荷减小,相当于载荷后移,同时尾迹宽度相应的增加,叶栅出口流动角度减小,叶栅损失增加。研究结果对理解和掌握尾缘厚度对涡轮叶栅流场的影响具有重要参考意义。     

倾斜锯齿尾缘叶片噪声特性的试验研究

为了抑制非平板锯齿尾缘产生的窄带纯音噪声,以NACA65019叶片为研究对象,重新设计了一种倾斜锯齿尾缘,并在全消声风洞内进行实验测试。结果表明:在小攻角下倾斜锯齿尾缘可保证传统钝尾缘在高频范围内的降噪效果,同时削弱传统钝尾缘带来的窄带尖峰;在大攻角下传统钝尾缘不会引起窄带尖峰,具有一定的降噪效果,而倾斜锯齿尾缘降噪效果更明显。     

Research on the Influence of Guide Blade Trailing Edge Structure on Turbine Performance

The complex structure at trailing edge reduces the manufacturing precision, which results in an error in the size of the trailing edge structure. In this study, the performance of a stage high-pressure turbine(HP turbine) is calculated out in three dimensions. In the HP turbine guide vane, the trailing edge cutback configuration is adopted. Through three-dimensional simulation, the complex flow around the trailing edge with cutback cooling configuration is presented in this study, and the manufacturing precision reduction due to the complex structure at trailing edge is considered. Furthermore, the effect of trailing edge lip thickness and deflection of the stator on the turbine performance is discussed. Overall, as the press-side lip thickness increasing, the turbine efficiency and turbine inlet flow are reduced. However, the changes in the turbine work output are relatively complex. On the other hand, as the spacing between suction-side lip and press-side lip increases, turbine performance becomes worse. Both of the turbine efficiency and the turbine work output become smaller, while the turbine inlet flow becomes bigger. The effect of the spacing between suction-side lip and press-side lip is obviously greater than that of the press-side lip thickness. The change of the press-side lip thickness has little effect on the relation between the turbine performance and the spacing between suction-side lip and press-side lip. However, when the spacing between suction-side lip and press-side lip deviates from the baseline value, the effect law of the press-side lip thickness on the turbine performance will be affected. As the press-side lip thickness increases, it leads to an increase in the low-velocity zone at both of the pressure-side and suction-side trailing edge. And more main stream is affected or mixed into the wake flow. When the spacing between suction-side lip and press-side lip becomes smaller, the low-velocity zone at the trailing edge is smaller, and the change of vortex with the press-side lip thickness is affected. With a bigger spacing between suction-side lip and press-side lip, the variation is contrary.     

尾缘修剪对风力机翼型气动性能的影响

对S809和S805 2种厚度不同的翼型进行尾缘修剪,采用翼型设计分析软件Xfoil对修剪前后翼型的气动性能进行计算,研究了不同程度尾缘修剪对翼型气动性能的影响,并采用CFD数值模拟方法进行流场特性分析.结果表明:尾缘修剪后会引起翼型在附着流区升力系数减小,最大升阻比减小,减小程度随着修剪程度的增加而加剧;对于厚度不同的翼型,尾缘修剪对其影响的主要区别在于失速区较厚翼型阻力系数减小,较薄翼型升力系数增大;翼型表面压力系数因尾缘修剪而发生改变,较厚翼型压力分布变化较为明显;尾缘修剪对尾流的扰动会影响翼型表面其他部位的流动,进而影响翼型气动性能.     

智能叶片风力机建模及多目标尾缘襟翼控制

为了研究尾缘襟翼在风力机主动降载和功率控制方面的效果,以NREL 5 MW参考风力机为研究对象,在每个叶片上增加了2段独立的尾缘襟翼。首先,建立了智能叶片风力机气动、传动链以及发电机模型,进而在Matlab/Simulink中搭建了带有尾缘襟翼的智能叶片风力机模型,并在不同风况下使用FAST气弹仿真平台对所建模型进行对比验证,最后在智能叶片风力机模型基础上设计了多目标多襟翼控制。结果表明:与FAST气弹仿真平台相比,智能叶片风力机模型各项参数偏差均小于10%,精度较高;在多目标多襟翼控制作用下,风力机的叶根挥舞弯矩在1P频率处的功率谱密度减少了89.73%,发电机功率标准差减少了75.07%。     

涡轮叶片尾缘扰流柱对换热效果的影响

对一个有交叉排列圆形扰流柱的涡轮叶片尾缘冷却方案进行了数值研究.应用CFX计算程序对冷却方案进行了气热耦合计算,并对温度场、流场及换热系数的变化进行了详细的分析.结果表明,扰流柱对增强换热效果明显.