加工误差对压气机叶片气动性能影响试验研究

压气机叶片在加工过程中不可避免的会产生一定的加工误差。为了研究加工误差对压气机叶片气动性能的影响,设计并加工了4套平面叶栅用于模拟加工中常见的前缘及轮廓误差,并通过平面叶栅吹风试验获取误差影响规律。研究结果表明,前缘形状误差及正轮廓误差使得性能下降,前者使得叶型损失最高增加了23.4%而后者使得叶型损失最高增加了40.1%;此外负轮廓误差使得叶型性能有所提高,最高使得叶型损失降低16.6%。对应的影响规律可以用于提供合理的加工技术要求及制定合理的叶片检测标准。     

叶片正弯对扩压叶栅气动性能的影响

为了研究叶片不同正弯曲角度对压气机叶栅气动性能的影响 ,在平面叶栅低速风洞上 ,对具有可控扩散叶型 (CDA)的直叶片和 15° ,2 0° ,2 5°正弯曲叶片压气机叶栅进行了实验。获得了不同弯曲角度扩压叶栅出口流场的能量损失系数、涡量以及叶片表面静压系数等的分布。结果表明 ,叶片正弯曲 2 0°时叶栅总损失降低最多 ,达16 15 %。正弯曲叶片吸力面形成“C”型压力分布 ,且这种分布随着叶片弯曲角度的增加而加强     

加工误差对压气机叶栅气动性能及稳定性影响的数据挖掘

为缓解加工误差影响评估过程中的"维数灾难",结合展向平均假设和基于高斯过程的Karhunen-Loève展开,提出了一种由法向加工误差导致的三维叶片表面几何不确定性降阶模型.通过给定加工误差分布的标准差函数求解几何不确定性降阶模型,并运用伪蒙特卡洛方法随机生成样本,最终训练人工神经网络预测了加工误差对高负荷直叶栅气动性...     

冲角对正弯曲叶片扩压叶栅气动性能的影响

为了研究冲角对正弯曲叶片压气机叶栅气动性能的影响,在平面叶栅低速风洞上,对具有可控扩散叶型(CDA)的直叶片,正弯曲15°和20°弯曲叶片压气机叶栅在0°,±6°和±10°冲角下进行了实验,获得了不同冲角下不同弯曲角度叶栅出口流场的能量损失系数和叶片表面静压系数等的分布。与直叶栅相比,叶片正弯曲后叶栅总损失在所有冲角下均得到了降低,在正冲角下,叶栅端部流动状况得到改善,在负冲角下,叶栅流道中的流动相对于直叶栅改善不明显。直叶栅在10°冲角下发生了遍布整个流道的分离流动,而正弯曲叶片的采用则削弱了流动的分离。     

采用弯叶片的不同折转角压气机叶栅流场气动性能

实验研究了叶片弯曲对不同叶型折转角环形扩压叶栅气动性能的影响,分析了叶栅出口总压损失和二次流速度矢量分布,并给出了壁面静压分布及壁面墨迹流动显示结果。研究结果表明,叶型折转角越大损失分布的对称性越差,根部损失增加明显;弯曲角度和叶型折转角的增大将使得正弯叶栅吸力面反“C”型静压分布加剧,60°叶型折转角叶栅中径处负荷随叶片弯曲角度变化的敏感性强,大弯角时气流易分离,导致总损失激增;综合来说,对比直叶栅,正弯15°叶栅在各种叶型折转角正弯叶栅中减小损失效果最好。     

通道前缘小叶片对轴流压气机叶栅气动性能的影响研究

为了更好地控制压气机静叶角区分离,结合翼刀和涡流发生器的流动控制思想,提出一种在通道前缘端壁处设置小叶片的新型流动控制方法.以某高负荷轴流压气机叶栅为研究对象,基于数值方法深入分析了不同周向位置和安装角的小叶片对流场的影响.结果表明:小叶片存在提升叶栅气动性能的最佳周向位置和安装角范围.在近失速工况附近,小叶片可减缓角...     

采用弯-掠叶片的压气机叶栅变冲角性能研究

利用经过实验数据验证的CFD软件对采用不同掠型叶片的压气机叶栅±20°冲角范围内性能进行了数值研究.结果表明,在任一冲角下,与直叶栅比,前掠和弯掠叶栅中静压分布呈反"C"型规律,端部损失下降,中部损失增加,后掠叶栅则情况相反;随冲角增加,前掠和弯掠叶栅中低能流体在中部积聚增多,损失增加明显;算例中,尽管叶栅总损失有所增加,但弯掠叶栅变工况特性好,可最大限度控制附面层流体在端区积聚,避免角区分离,从而显著加大压气机稳定工作区间,对提高航空发动机总体性能意义较大.     

间隙变化对压气机静叶叶栅气动性能的影响

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展中部发展的分离涡,间隙增大可以使叶栅总损失近似线性减小,并使间隙侧气流折转能力略微提升。设计工况下,无间隙侧吸力面角区存在轻微的角区分离,小间隙（0.2%展长）的引入首先会加剧间隙侧角区分离,当间隙进一步增大时,角区分离消失并形成泄漏涡结构。叶栅总损失随间隙增大呈先增大后减小再增加的趋势,角区分离的消除有助于提高间隙侧气流折转能力。角区失速工况下,间隙的引入可以削弱并移除间隙侧角区失速结构,从而使叶栅总损失下降,并在0.5%展长间隙时达到最小值,同时间隙侧气流折转能力得到增强。当间隙进一步增大时,叶栅损失变化不大。在间隙变化过程中,两侧端部流动结构产生相互影响,使两侧流场性能变化呈相反趋势。通过对比全工况范围内的气动性能,叶栅在选取0.5%展长间隙时整体性能最优。     

转子叶片加工误差对1.5级跨声速压气机气动性能的影响

压气机叶片加工误差不可避免,将在一定程度上影响压气机的气动性能.为研究叶片加工误差对跨声速压气机气动性能的影响,以燃气轮机进口1.5级跨声速压气机为对象,通过三坐标测量跨声速转子叶片叶型数据,获得了加工误差分布特征;针对实测转子叶片,采用三维CFD数值模拟方法,研究了轮廓度、位置度和扭转角综合误差对压气机转子和级特性线...     

槽道宽度对压气机叶栅气动性能的影响

数值模拟了槽道宽度对压气机叶栅气动性能的影响.结果表明,在4种采用不同槽道宽度的叶片开槽流动控制方案中,槽道出口射流均能有效吹除叶片吸力面尾缘附面层气流,提高叶栅气动性能,并存在使叶栅性能提升最大的最佳槽道宽度;随着槽道宽度增大,槽道出口射流流量及其作用范围得到增大,但同时也增加了射流在槽道出口处的流动损失,限制了射流的作用效果,从而使大槽道宽度时的叶栅性能下降.      

弯曲叶片积叠线对压气机叶栅气动性能的影响

本文采用拟压缩性方法对不同积叠线弯曲叶片压气机叶栅内三维粘性流场进行了数值模拟。结果表明 ,弯曲叶片性能不仅与叶片两端部的弯曲角度有关 ,也与积叠线的形状和长度有关     

面向性能的压气机叶片铣削加工误差分析及统计

为提高航空发动机压气机叶片的加工质量,对其铣削加工中的质量影响因素进行了分析,包括加工前工艺规划及几何造型等因素、加工过程中变形与稳定性等问题以及加工后的残余应力变形等。针对必然存在的加工误差,提出了一种概率统计方法,并在此基础上对于影响气动性能的叶型关键几何区域,建立了有关轮廓误差和叶型参数误差的统计分析方法。借助于气动性能试验,获得了稳定工况下关键参数的误差分布,从而为指导叶片的实际铣削加工提供了理论依据。     

端壁采用孔式抽吸对扩压叶栅气动性能的影响

为明晰孔式附面层抽吸技术对压气机叶栅气动性能的作用效果,实验研究了在端壁不同位置设置抽吸孔时对大折转角扩压叶栅壁面流谱、出口二次流及损失的影响。研究结果表明,端壁抽吸改变了原型叶栅内部流场结构,角区分离起始点前进行附面层吸除可有效延缓通道涡的形成,降低叶栅损失;分离起始点之后角区分离已经充分发展的位置不宜布置抽吸孔;相比较抽吸槽,采用抽吸孔可以通过更少的抽吸量达到相同程度地对叶栅流动性能的改善。      

叶尖掉块对跨声速压气机气动性能影响

为了支撑服役环境下压气机气动性能的评定,通过数值仿真研究了叶尖掉块对跨音速压气机转子气动性能的影响规律和机制。首先利用实验结果对数值仿真方法进行校验,验证了方法的可靠性,进一步对不同形式叶尖掉块下压气机气动性能进行了仿真分析。研究结果表明转子叶尖掉块会使得压气机正常工作状态下压比和效率略有降低,导致压气机近失速点流量明显增大;在大流量工况下压气机气动性能与掉块叶片的相对位置并无直接关联,但在近失速点,掉块叶片不相邻时会使得对压气机压比和效率下降更多,但近失速点流量对掉块叶片相对位置的变化并不敏感;转子叶尖掉块会增强叶尖区域泄漏流动,强的泄漏流动与叶片通道激波发生相互作用会引起泄漏涡的破碎,引起较大的流动堵塞和损失,导致压气机气动性能衰减;掉块叶片产生的流动堵塞和吸力面气流的膨胀加速会影响到吸力面侧的掉块叶片,进而限制泄漏流的发展,使得流动堵塞和损失维持在较低水平,但这种影响会随着掉块叶片距离的增大而减弱。     

变冲角下吸力面小翼对压气机叶栅气动性能的影响

为了进一步揭示吸力面小翼对压气机叶栅间隙流动的影响机理,采用数值模拟方法对压气机叶栅加装吸力面小翼控制间隙流动进行研究,着重考察了吸力面小翼在不同来流冲角下(-5°、0°、+3°)对叶栅气动性能的影响。结果显示,负冲角时,吸力面小翼有效降低了叶尖泄漏损失及遏制了压力面分离。随着冲角增加,叶顶最大压差作用区向叶栅上游移动,泄漏涡与通道涡的相互作用增强,吸力面小翼对叶栅气动性能的改善逐渐降低。     

Effects of Boundary Layer Suction on Aerodynamic Performance in a High-load Compressor Cascade

This article is aimed to experimentally validate the beneficial effects of boundary layer suction on improving the aerodynamic performance of a compressor cascade with a large camber angle. The flow field of the cascade is measured and the ink-trace flow visualization is also presented. The experimental results show that the boundary layer suction reduces losses near the area of midspan in the cascade most effectively for all suction cases under test. Losses of the endwall could remarkably decrease only when the suction is at the position where the boundary layer has separated but still not departed far away from the blade surface. It is evidenced that the higher suction flow rate and the suction position closer to the trailing edge result in greater reduction in losses and the maximum reduction in the total pressure loss accounts to 16.5% for all cases. The suction position plays a greater role in affecting the total pressure loss than the suction flow rate does.     

分流叶片前缘掠对微小型离心压气机气动性能影响

为了研究分流叶片前缘掠角对微小型离心叶轮流场及气动性能的影响,应用数值模拟及理论分析,对一带有分流叶片的离心叶轮进行了研究。结果表明：分流叶片前缘后掠增强离心叶轮气动性能的机制,一方面为分流叶片对主叶片泄漏涡的分流效应,以及分流叶片攻角增大致使其吸力面高速低压气流对主叶片泄漏涡的引射效应;另一方面,随分流叶片前掠角度增大,其肩部的膨胀及压缩效应增强,对主叶片压力面气动干扰增强,使主叶片压力面负荷降低,当分流叶片后掠角度增大时,气流相对分流叶片前缘攻角变大使分流叶片气动负荷变大,另外,攻角变大导致分流叶片吸力面气流加速、流线弯曲变大,气动负荷增大。在进行分流叶片设计时,权衡结构重量、气动性能等因素,建议分流叶片前缘后掠角取值在8°~16°。     

被动射流旋涡对高速扩压叶栅气动性能的影响

提出了一种利用压力面与吸力面间压差产生射流旋涡的被动流动控制技术以改善压气机叶栅的气动性能,在进口马赫数Ma=0.67的高速扩压叶栅上验证了其有效性。结果表明,射流旋涡可有效增强吸力面附面层与主流间的能量交换,改变下游壁面涡的结构和尺寸,推迟流动分离,减小角区损失。当射流距分离线或端壁较近时,当地较厚的附面层使得旋涡上洗区的掺混损失增加;而射流距分离线或端壁过远时均会减弱下洗区能量注入对角区低能流体的影响;指向端壁的射流会增加壁面涡强度,而沿远离端壁方向过大的偏角则会减弱射流旋涡强度,从而减弱其控制效果。当射流轴向距叶片前缘xj/cx=40%、沿叶高距端壁h/H=15%、射流偏角β=60°时,其改善栅内流动的效果最佳,总压损失减小可达5.2%,而射流流量仅相当于主流的0.27‰。