基于转捩模型的涡轮流场及性能数值模拟

基于耦合Langtry-Menter转捩模型的SST湍流模型,通过求解雷诺平均的N-S方程组对不同雷诺数工况下5台涡轮部件的性能及流场进行了全三维粘性定常计算。计算结果表明,所预测的5台涡轮效率及流通能力随雷诺数减小的变化量较俄罗斯经验关联曲线所给出的变化量偏低1~2个百分点左右。总的来说,建立的基于转捩模型的数值计算方法能够较好地评估雷诺数效应对涡轮性能的影响,具有较好的工程应用价值。     

畸变进气条件下风扇三维非定常流动数值模拟

分析畸变进气情况下轴流风扇/压气机三维流场和性能的三维可压缩模型.该模型利用流线曲率法求得叶片对气流做功的叶轮机源项,然后通过求解带源项的三维非定常Euler方程,对风扇/压气机内部三维流场和性能进行模拟.利用该模型对某一跨音速风扇转子的三维流场和性能进行了数值模拟分析,特别是分析对比了在进口无畸变和进口有畸变情况下的风扇内部三维流场和气动性能.研究结果表明,该三维理论预测模型能有效地分析进气畸变对轴流风扇性能及其稳定性的影响.     

压缩系统对动态温度畸变的非定常响应

基于多级轴流压气机的级特性,建立了用于分析轴流压缩系统对压力和温度畸变动态响应的一维,时间推进的数学模型.求解整个压缩系统包括进气道,压气机和出口管道的连续方程,动量方程和能量方程都加入描述压气机动态响应的一阶时间滞后方程.并给出了基于特性线和MacCormack两步插分法的数值分析方法.模型对一台三级实验压气机进行了数值模拟,给出了进口动态温度畸变与稳定裕度损失及与不稳定发生时间之间的定量关联关系.     

S弯进气道内流分离数值仿真

在现代战斗机的发动机问题的研究中,S进气道是现代航空战斗机推进系统的一个重要组成部分,进气道内的流场品质会显著影响发动机性能.由于进气道内部流动的复杂性,为进气道内的流动特性优化和改善畸变问题,采用计算流体力学方法,空间离散格式采用二阶精度的高精度数值格式,应用基于Rhie和Chow法则的压力-速度耦合算法来求解雷诺平均的N-S方程,对S进气道内部流场进行了数值仿真,主要对S进气道内部流场总性能和流场发展细节进行了研究.数值计算结果反映出了流场的基本物理现象:出口气体畸变和气流分离的发展.同时也说明了所采用的研究方法是可行的,并为S进气道内部气流分离控制奠定了理论基础.     

涡轮叶尖间隙流动的数值模拟

采用基于雷诺平均N-S方程的三维CFD计算程序,并结合Spalart-Allmaras-方程或κ-epsilon双方程湍流模型加壁面函数的方法,对涡轮平面叶栅和涡轮级转子的叶尖间隙流场进行了数值计算,详细研究了不同叶尖间隙高度、不同叶尖间隙形式和叶尖间隙有冷气入射时其对涡轮叶尖间隙流场和性能的影响.计算结果表明:叶尖间隙对从大约70%叶高到叶尖位置的叶片损失具有明显的影响;在同样间隙大小情况下,余高间隙叶片等熵效率比平间隙叶片等熵效率约提高了一个百分点;而叶尖间隙有冷气入射时涡轮的等熵效率要比无冷气入射时的等熵效率约提高两个百分点.     

涡轮叶尖间隙损失模型的分析研究

这里基于CFD数值计算的结果,对5种工程上常用的涡轮叶尖间隙流动损失模型进行了全面的分析比较。数值结果表明,由于在建立模型时使用的实验数据的局限性,使得现有不同涡轮叶尖间隙损失模型之间的计算结果具有相当大的差异。对三种不同负荷大小的涡轮叶片预测结果及与CFD数值计算的结果对比说明,对于轻负荷涡轮叶片,目前所有损失模型预测结果是偏大的,而对于高负荷不考虑旋转因素的涡轮叶片,所有损失模型预测结果是偏小的,但对于考虑旋转因素的高负荷涡轮叶片,Ainley-Mathieson损失模型和Yaras损失模型的预测结果与数值计算结果比较接近。     

气冷涡轮叶片气热耦合数值模拟研究

采用气热耦合计算方法进行气冷涡轮气动性能-传热分析,这种方法无需指定对流换热系数和热流密度等经验参数,只须要给出气流与固体之间的流动换热物理条件.利用该方法对某三维涡轮导叶进行数值模拟,计算结果表明,气热耦合计算的叶片温度场更接近真实情况,针对该叶片尾缘烧蚀问题,利用气热耦合计算方法,研究了叶片尾缘冷却设计方案,通过对在尾缘开缝冷却方案的分析计算,结果表明,该设计方案可以使得尾缘最高温度下降了130K.     

Influence of Endwall Contouring on the Secondary Flow in Turbine Nozzle Guide Vane

Numerical simulations are carried out to investigate the effect of the endwall contouring on the secondary flow in turbine nozzle guide vane. The three contoured cascades with the same contouring profile and the different positions where the contoured profile locates at are researched. The results show that the contouring configuration can reduce the aerody- namic losses of the cascade. The flat side takes advantage of a stronger decrease of the losses, compared to the contoured side. The contouring configuration can also inhibit the secondary flow. The contoured cascade in which the contouring profile starts upstream of the airfoil, ends at the middle of the airfoil has the best effect of improving secondary flow.