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 被引量：11

1

作者 朱俊强 屈骁 +2 位作者 张燕峰 卢新根 李伟 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2017年第10期2186-2199,共14页

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。 展开更多

关键词 低压涡轮 高负荷 流动机理 损失机制 流动控制

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高负荷低压涡轮边界层转捩的实验研究 被引量：6

2

作者 梁赟 刘火星 邹正平 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2017年第5期1023-1029,共7页

为了研究高负荷低压涡轮边界层的非定常转捩过程及雷诺数对尾迹边界层相互作用机制的影响,采用热线和表面热膜测试技术在高负荷叶栅实验台上对吸力面边界层的非定常时空演化进行了实验测试。结果表明:高负荷叶型的吸力面边界层在没有来... 为了研究高负荷低压涡轮边界层的非定常转捩过程及雷诺数对尾迹边界层相互作用机制的影响,采用热线和表面热膜测试技术在高负荷叶栅实验台上对吸力面边界层的非定常时空演化进行了实验测试。结果表明:高负荷叶型的吸力面边界层在没有来流尾迹作用的情况下会不可避免地发生分离。分离剪切层中的K-H无粘不稳定机制主导了失稳转捩过程;来流尾迹的逆射流会与边界层相互作用,产生卷起涡结构,从而促进分离剪切层的转捩过程。边界层的分离被转捩产生的湍流条带及其后的寂静区抑制;随着雷诺数降低,分离点向上游移动11.4%吸力面弧长,分离泡的流向和法向范围扩大,尾迹引起的卷起涡结构尺度也随之变大。雷诺数通过改变分离剪切层的状态对转捩机制产生影响。 展开更多

关键词 低压涡轮 高负荷 尾迹 边界层 分离泡 转捩

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高负荷低压涡轮的多级气动优化设计 被引量：4

3

作者 赵洪雷 韩万金 +1 位作者 谭春青 张冬阳 《工程热物理学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2008年第9期1479-1482,共4页

采用多级涡轮气动优化设计流程对某四级高负荷低压涡轮进行多级气动优化设计。首先采用准三维设计减少静叶叶片数,并初步提高性能,然后应用多级局部优化进一步提高总体性能。优化联合采用人工神经网络和遗传算法对各列叶栅进行三维局部... 采用多级涡轮气动优化设计流程对某四级高负荷低压涡轮进行多级气动优化设计。首先采用准三维设计减少静叶叶片数,并初步提高性能,然后应用多级局部优化进一步提高总体性能。优化联合采用人工神经网络和遗传算法对各列叶栅进行三维局部优化。流场计算采用全三维粘性流N-S方程求解。通过优化设计,改变了级负荷系数和切向升力系数在各级中的分布,改善了各列的性能,总效率提高0.6%,总流量基本不变,总体性能提高。 展开更多

关键词 高负荷低压涡轮 优化设计 级负荷系数 切向升力系数

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高负荷低压涡轮叶片边界层损失机理 被引量：1

4

作者 綦蕾 邹正平 +1 位作者 刘火星 王雷 《中国科技论文》 CAS 北大核心 2012年第11期830-835,共6页

对不同雷诺数、不同来流湍流度条件下某典型高负荷低压涡轮叶片边界层流动进行了数值模拟,详细分析了雷诺数和湍流度对边界层分离与转捩的影响机制。结果表明:随着雷诺数的降低叶栅出口总压损失增大,一方面雷诺数减小吸力面边界层抗分... 对不同雷诺数、不同来流湍流度条件下某典型高负荷低压涡轮叶片边界层流动进行了数值模拟,详细分析了雷诺数和湍流度对边界层分离与转捩的影响机制。结果表明:随着雷诺数的降低叶栅出口总压损失增大,一方面雷诺数减小吸力面边界层抗分离能力减弱,边界层分离引起损失增加,另一方面雷诺数减小吸力面层流边界层摩擦损失增大;随着湍流度的升高叶栅出口总压损失先减小后增大,这是因为低湍流度时流动分离损失占主要地位,湍流度增大分离减弱,叶栅总压损失减小;高湍流度时流动分离损失较小,边界层摩擦损失占主要地位,湍流度增大摩擦损失相应增加,叶栅总压损失增大。 展开更多

关键词 分离 转捩 雷诺数 湍流度 高负荷低压涡轮

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高负荷低压涡轮时序效应数值模拟与试验验证

5

作者 杨晓军 宋立旗 +1 位作者 宁嘉昕 康晋辉 《航空发动机》 北大核心 2023年第5期121-128,共8页

为了研究上下游叶片的相位对低压涡轮流动的影响机理,使用商用CFX软件进行数值模拟,并辅以试验校核。选取了0°和180°2个流动相差较大的相位,分析边界层分离与转捩、边界层积分参数,对吸力面的载荷系数、壁面剪力、附面层形状... 为了研究上下游叶片的相位对低压涡轮流动的影响机理,使用商用CFX软件进行数值模拟,并辅以试验校核。选取了0°和180°2个流动相差较大的相位,分析边界层分离与转捩、边界层积分参数,对吸力面的载荷系数、壁面剪力、附面层形状因子及动量厚度等进行对比,并从边界层的瞬态流动分析着手,在1个尾迹扫掠周期内对Klebanoff条纹、K-H涡等结构进行分析。结果表明:不同相位的流动特性差异主要取决于势流的压力扰动与速度扰动的相位,这将决定尾迹诱导转捩与寂静区之间的主导关系。当压力扰动与速度扰动同相时,寂静区处于逆压梯度逐渐增强的阶段,保持层流的能力被削弱;反之当二者异相时寂静区强度较大,尾迹诱导转捩带来的湍流损失可以被寂静区平衡。通过瞬态分析可知,0°相位尾迹诱导全展向K-H涡的卷起,全展向涡的破碎会带来较大的能量耗散,且其诱导的Klebanoff条纹强度较大,二者共同作用使得尾缘动量损失较大。 展开更多

关键词 高负荷低压涡轮 时序效应 尾迹诱导转捩 寂静区 瞬态分析 航空发动机

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叶片表面粗糙度对高负荷低压涡轮的流动影响 被引量：5

6

作者 张宗辰 乔渭阳 白涛 《哈尔滨理工大学学报》 CAS 北大核心 2019年第2期59-72,共14页

为了得到不同工况下表面粗糙度对涡轮叶片叶型损失的影响规律,采用数值模拟的方法对某前加载叶型在不同攻角和不同雷诺数下的流动进行了详细的分析。结果表明,当攻角i=0°、10°时,叶片表面并无明显的分离现象出现,当i=20°... 为了得到不同工况下表面粗糙度对涡轮叶片叶型损失的影响规律,采用数值模拟的方法对某前加载叶型在不同攻角和不同雷诺数下的流动进行了详细的分析。结果表明,当攻角i=0°、10°时,叶片表面并无明显的分离现象出现,当i=20°、25°、30°时,叶片表面都出现了不同程度的分离,且攻角越大分离越严重。当攻角一定时,增大雷诺数对抑制分离泡的出现有促进作用;当雷诺数也一定时,增大叶片表面粗糙度对抑制附面层的分离有明显的效果,且雷诺数越大抑制分离所需的粗糙度值就越低。攻角为20°,雷诺数分别等于25000、50000、100000、150000、200000时,抑制分离所需的最佳粗糙度值依次为38、14、5.1、2.5、1.7mm;攻角为25°,相同雷诺数下抑制分离所需的最佳粗糙度值依次为230、50、11、4、2.2mm;攻角为30°,雷诺数分别等于50000、100000、150000、200000时,抑制分离所需的最佳粗糙度值依次为3200、800、120、29mm。最后,建立了一套不同攻角下抑制分离的最佳粗糙度-雷诺数关系模型,并编写了相应的C语言程序。通过该程序,只要得知叶片工作的攻角与雷诺数大小,便可直接算出抑制附面层分离的最佳粗糙度值。 展开更多

关键词 高负荷低压涡轮 表面粗糙度 前加载 附面层分离 叶型损失

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基于流动控制技术的高负荷低压涡轮数值研究 被引量：1

7

作者 许文杰 沈妍 《电子技术与软件工程》 2015年第15期149-152,共4页

利用CFX软件对高负荷低压涡轮的叶栅流动情况进行数值模拟,针对涡轮叶片上边界层分离和流场内流动不稳定的现象,提出了被动射流和主动射流的流动控制技术,并分析了这两种流动控制技术对流场性能的影响。根据射流参数对流场性能的影响结... 利用CFX软件对高负荷低压涡轮的叶栅流动情况进行数值模拟,针对涡轮叶片上边界层分离和流场内流动不稳定的现象,提出了被动射流和主动射流的流动控制技术,并分析了这两种流动控制技术对流场性能的影响。根据射流参数对流场性能的影响结果,对叶栅结构进行优化设计。结果表明:被动射流使得气流转折角变小,总压损失系数几乎不变,气体分离方式依旧为"开式分离",控制效果不明显;采用主动射流,在最佳射流参数下,Zweifel载荷系数较设计状态有较大幅度的增加,叶栅内流场稳定,边界层的分离得到了较好的控制。 展开更多

关键词 高负荷低压涡轮 低雷诺数 被动射流 主动射流

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大涵道比发动机多级低压涡轮气动设计 被引量：6

8

作者 陈云 王雷 王刚 《航空发动机》 2013年第4期51-55,共5页

基于大涵道比航空发动机多级低压涡轮设计研究,分析了大涵道比发动机多级低压涡轮气动设计特点和主要设计参数的设计选取原则以及发展趋势,研究了过渡流道设计参数的选取标准、过渡流道优化设计方法以及对多级低压涡轮子午流道设计与功... 基于大涵道比航空发动机多级低压涡轮设计研究,分析了大涵道比发动机多级低压涡轮气动设计特点和主要设计参数的设计选取原则以及发展趋势,研究了过渡流道设计参数的选取标准、过渡流道优化设计方法以及对多级低压涡轮子午流道设计与功率分配方法,综合分析了多级低压涡轮功率分配需要考虑的各项因素,并探讨了高升力涡轮叶型设计方法。研究表明:过渡流道方案设计可以采用长高比及当量扩张角作为初步选取标准;多级低压涡轮功率分配要综合考虑不同工况性能及气动设计参数;完成设计的大转折角后加载叶型能够有效地控制涡轮叶栅内的流动损失。 展开更多

关键词 大涵道比 低压涡轮 气动设计 高负荷 过渡流道 航空发动机

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尾迹对低压涡轮端区非定常流动影响的数值研究

9

作者 孙爽 张哲瑜 +3 位作者 左灿林 吴兴爽 潘思睿 刘福林 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2022年第1期138-145,共8页

为提高尾迹对涡轮端区二次流影响的认识,利用尾迹降低端区损失,采用数值模拟方法对T106A非定常工况下的叶栅流动进行模拟,辅以实验进行校核。以上游尾迹对端区附面层的抬升作用和上游尾迹对叶栅通道前部涡系结构的破坏作用为切入点,分... 为提高尾迹对涡轮端区二次流影响的认识,利用尾迹降低端区损失,采用数值模拟方法对T106A非定常工况下的叶栅流动进行模拟,辅以实验进行校核。以上游尾迹对端区附面层的抬升作用和上游尾迹对叶栅通道前部涡系结构的破坏作用为切入点,分析尾迹对端区二次流非定常发展过程的影响。研究发现尾迹中心离开叶栅通道时,尾迹对叶栅端区二次流起抑制作用;当尾迹尾部离开叶栅通道时,尾迹卷起的轮毂附面层激励了端区二次流,使二次流更加活跃。 展开更多

关键词 高负荷低压涡轮 上游尾迹 非定常流 端区二次流 通道涡 马蹄涡

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周期性尾迹对涡轮端区二次流强度影响

10

作者 曹惠玲 左灿林 《科学技术与工程》 北大核心 2021年第32期13980-13985,共6页

为进一步认识上游周期性尾迹对涡轮端区流动的影响,分析尾迹与端区二次流结构之间的相互作用,基于高负荷低压涡轮(high-lift low pressure turbine,LPT)叶型Packb对非定常工况下尾迹与端区流动进行了数值模拟研究,并借助扇形叶栅实验台... 为进一步认识上游周期性尾迹对涡轮端区流动的影响,分析尾迹与端区二次流结构之间的相互作用,基于高负荷低压涡轮(high-lift low pressure turbine,LPT)叶型Packb对非定常工况下尾迹与端区流动进行了数值模拟研究,并借助扇形叶栅实验台进行辅助校核。数值研究采用商业计算流体动力学(computational fluid dynamics,CFD)软件进行仿真,借助LES模型耦合Smagorinsky亚格子模型,对尾迹造成的端区流动影响进行了分析。结果表明:尾迹的存在使得叶栅出口处的端区二次流强度出现周期性的变化,其增强与削弱作用的交替出现是尾迹在通道中所处位置不同所造成的,利尾迹周期性地对二次流强度的削弱作用可有效减小端区流动损失。 展开更多

关键词 周期性尾迹 端区二次流 高负荷低压涡轮(lpt) 削弱作用 端区损失

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高负荷低压涡轮气动设计

11

作者 姚李超 邹正平 +2 位作者 王一帆 许鹏程 杜鹏程 《航空动力》 2023年第6期74-79,共6页

高负荷低压涡轮技术对航空发动机减轻质量和增加效率至关重要,掌握高负荷低压涡轮内部复杂流动机理,发展精细化流动组织及气动设计技术,可为我国先进大涵道比涡扇发动机独立自主研制提供基础理论及关键技术支撑。

关键词 高负荷低压涡轮 气动设计 大涵道比涡扇发动机 航空发动机 流动机理 基础理论 精细化 关键技术

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上游尾迹对高负荷低压涡轮非定常气动性能的影响 被引量：4

12

作者 屈骁 张燕峰 +1 位作者 卢新根 朱俊强 《工程热物理学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第9期2004-2011,共8页

低雷诺数下,利用圆柱绕流尾迹模拟上游叶片尾迹的方法,实验研究了上游尾迹扫掠对高负荷低压涡轮叶栅端区二次流和叶型损失的影响,并对尾迹与端区二次流相互作用的物理机制进行了数值研究。尾迹扫掠能显著抑制端区涡系结构,尾迹中的正负... 低雷诺数下,利用圆柱绕流尾迹模拟上游叶片尾迹的方法,实验研究了上游尾迹扫掠对高负荷低压涡轮叶栅端区二次流和叶型损失的影响,并对尾迹与端区二次流相互作用的物理机制进行了数值研究。尾迹扫掠能显著抑制端区涡系结构,尾迹中的正负涡团与轮毂通道涡相互作用交替进行,端区二次涡在整个周期内的时均值降低。此外,尾迹扫掠具有很强的两面性,一方面尾迹扫掠可以抑制叶片吸力面分离,但也会增大掺混损失,调整好恰当的尾迹扫掠频率,可以最大限度地提升涡轮的气动性能。 展开更多

关键词 低雷诺数 高负荷低压涡轮 端区二次流 尾迹周期性扫掠 实验研究

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热膜测试技术在涡轮叶栅边界层测量中的应用 被引量：1

13

作者 庄纯青 刘火星 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2014年第9期1227-1233,共7页

为了更加精确地测量附面层流动状态,并验证表面热膜测试技术的可靠性,利用表面热膜测量了低雷诺数定常来流条件下高负荷涡轮叶栅通道内叶片吸力面附面层的流动状态,并与表面静压实验测得结果进行对比。结果表明,利用表面热膜测得的准壁... 为了更加精确地测量附面层流动状态,并验证表面热膜测试技术的可靠性,利用表面热膜测量了低雷诺数定常来流条件下高负荷涡轮叶栅通道内叶片吸力面附面层的流动状态,并与表面静压实验测得结果进行对比。结果表明,利用表面热膜测得的准壁面剪切力以及相关的统计参数能够准确捕捉到附面层分离泡和转捩的位置,对于高负荷低压涡轮叶型附面层流动测量是可靠有效的。 展开更多

关键词 表面热膜 高负荷 低压涡轮 分离 转捩

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非设计攻角对涡轮叶片叶型损失的影响特点分析 被引量：3

14

作者 张宗辰 杜睆实 +2 位作者 付海涛 马丽萍 白涛 《重庆理工大学学报（自然科学）》 CAS 2017年第11期109-116,178,共9页

为了得到非设计攻角下涡轮叶片的叶型损失规律,采用数值模拟的方法对某高负荷低压涡轮前加载叶型在5种不同攻角下的流动进行了详细的分析,得到了5种攻角下叶片表面的各种流动参数。结果表明:在设计攻角下,叶片的性能表现最佳,此时叶栅... 为了得到非设计攻角下涡轮叶片的叶型损失规律,采用数值模拟的方法对某高负荷低压涡轮前加载叶型在5种不同攻角下的流动进行了详细的分析,得到了5种攻角下叶片表面的各种流动参数。结果表明:在设计攻角下,叶片的性能表现最佳,此时叶栅中的气流流动均匀,速度梯度、压力梯度分布符合一定规律,并未发生明显的附面层分离现象;在负攻角下,吸力面的流动情况保持良好而压力面的损失较为明显,且随着负攻角的增大损失系数也逐渐增大,但负攻角下损失系数的增幅整体上并不大,当负攻角增加到-20°时其损失系数只有0.048;在正攻角下,压力面的流动情况保持良好而吸力面的损失较为明显,且这种损失比负攻角下压力面的损失要大得多;当正攻角为10°时其损失系数已达到0.141,远远超过-20°攻角下的损失系数。因此,在进行叶型设计的时候一定要留有合适的正攻角裕度。 展开更多

关键词 高负荷低压涡轮 攻角 前加载 附面层分离 叶型损失

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尾缘切除对低压涡轮叶栅气动性能的影响

15

作者 付星豪 黄玉娟 +1 位作者 马志乐 韦文涛 《大连海事大学学报》 CAS CSCD 北大核心 2024年第1期158-166,共9页

选取某低压涡轮导向叶片中截面叶型作为研究对象,采用数值模拟方法研究尾缘切除对低压涡轮叶栅气动性能的影响,研究切除长度分别为2.5%、5.0%、7.5%弦长时叶栅气动性能的变化,并且采用尖边倒圆、将尾缘修整为圆弧形、椭圆形三种方式对... 选取某低压涡轮导向叶片中截面叶型作为研究对象,采用数值模拟方法研究尾缘切除对低压涡轮叶栅气动性能的影响,研究切除长度分别为2.5%、5.0%、7.5%弦长时叶栅气动性能的变化,并且采用尖边倒圆、将尾缘修整为圆弧形、椭圆形三种方式对切尾缘后叶型剩余尾部进行修型。结果表明:尾缘切除可有效增加叶栅槽道的流通能力,并且流通能力随尾缘切除长度增加而增加;切尾缘后叶栅损失增大,并且与尾缘切除长度呈正相关;切尾缘后的修型方式会对叶栅损失水平产生影响,将尾缘修整为椭圆形对损失抑制效果最明显,在同样切除长度下其尾迹损失和端区损失均低于另外两种修型方式;尾缘切除对叶栅出口气流角影响微弱,尾缘切除长度每增加1%弦长,三种修型方式叶栅出口气流角增加量为0.13°~0.16°。 展开更多

关键词 低压涡轮(lpt) 叶栅 气动性能 导向叶片 尾缘切除

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尾迹与涡轮叶栅边界层的相互作用 被引量：13

16

作者 张伟昊 刘火星 +1 位作者 李维 邹正平 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2009年第4期843-850,共8页

通过实验和数值模拟的手段研究了尾迹与边界层的相互作用,其中上游叶排尾迹的模拟是通过在涡轮叶栅前设置周期性运动的圆柱实现的.研究表明,上游尾迹对涡轮叶栅边界层的发展有显著影响,在其作用下,吸力面边界层提前转捩,分离得到明显的... 通过实验和数值模拟的手段研究了尾迹与边界层的相互作用,其中上游叶排尾迹的模拟是通过在涡轮叶栅前设置周期性运动的圆柱实现的.研究表明,上游尾迹对涡轮叶栅边界层的发展有显著影响,在其作用下,吸力面边界层提前转捩,分离得到明显的抑制,利用尾迹与边界层相互作用的非定常效应可以明显提高低压涡轮叶栅气动负荷. 展开更多

关键词 尾迹 边界层 低压涡轮 高负荷

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