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1、哈尔滨工业大学工学硕士学位论文 - I - 摘 要 随着航空工业的迅速发展,高推重比涡轮发动机对压气机整体性能提出了更 高的要求。由于压气机要尽可能地在提升效率和压比的前提下减少级数、减小尺 寸和降低重量,因此研制高效率、高负荷的叶栅对提升其性能有重要的意义。串 列叶栅有较高的负荷,较强的抑制分离的能力,同时非设计工况下性能较好,基 于以上认识,本文系统地研究了串列叶栅对风扇级性能的影响。 本文以某型风扇级中的串列叶栅为研究对象,分析了串列叶栅后排叶片周向、 轴向位置对串列叶栅和风扇级在设计工况下性能的影响,探讨了可变折转角串列 叶栅提升非设计工况下风扇级性能的可能性。本文研究过程中采用 FI
2、NE/TURBO 系列软件进行数值模拟和前后处理。 研究结果表明,原型风扇级的数值模拟结果与实验结果总体吻合较好,验证 了数值模拟方法的真实性,同时给出了产生差别的原因;本文对比了该风扇级在 设计转速下串列叶栅后排静叶不同周向和轴向位置方案后得出:不同周向位置的 后排静叶能够明显地调整流道中低能流体的分布,较好的后排静叶周向位置可以 抑制吸力面的流动分离,后排静叶位于距前排静叶压力面 20%栅距处为最佳周向 位置方案,该方案设计工作点等熵效率提升 1.6%,流量增大 2.1%;后排静叶轴向 位置对前后排静叶吸力面流动分离状况和串列叶栅的扩压能力都有一定影响,原 型方案为前后排静叶轴向最佳匹配位
3、置;在 89.3%设计转速下,具有周向和轴向较 优位置的方案较原型相比,等熵效率、喘振裕度和流量均提升明显,112.5%设计 转速下差别不明显;根据不同转速调整后排静叶安装角后,合适的气流攻角得到 保证,进而减弱了流动分离。三个转速下风扇级性能都有不同程度的提升,证实 了可变折转角串列叶栅可以提升该风扇级在不同转速下的性能。 关键词:风扇级;串列叶栅;后排叶片位置;变折转角 哈尔滨工业大学工学硕士学位论文 - II - Abstract With the rapid development of aviation industry, large thrust-weight ratio of a
4、ero-turbine engine has put a further demand on the aerodynamic performance of compressor. To minimize the number of compressor stages, lower the engine size and weight under improving total pressure ratio and efficiency as much as possible, the investigation of highly loaded and high performance cas
5、cade has important significance at the increasing of compressor aerodynamic performance. Tandem cascade is more highly loaded and has a stronger ability of averting flow separation and better off-design performance characteristics. Based on the understanding above, the paper investigates the effects
6、 of tandem cascade on the performance of fan systematically. The paper took tandem cascade in a certain fan stage as research subject, and investigated the effect of rear blade peripheral and axial displacement in tandem cascade configuration on the performance of tandem cascade and fan stage under
7、design condition ,and explored the possibility that variable camber mode in tandem cascade improves the performance of fan stage at off-design conditions. During the studies numerical simulation, pre-processing and post-processing were proceeded by using FINE/TURBO suite of softwares. The result sho
8、ws that the numerical results of fan stage agree well with those of experiments, which verifies its reliability. And the reasons of difference are given. Through the comparison between different cases operated on the fan stage under design rotating speed differing in peripheral and axial displacemen
9、t of the rear blade following the tandem cascade, the conclusion comes as follows. The rear differs in peripheral displacement could adjust the distribution of low energy fluid effectively. The appropriate peripheral displacement could suppress flow separation on blade suction side. The best periphe
10、ral displacement case is that rear blade is front blade pressure surface about twenty to percent of pitch,of which isentropic efficiency increase 1.6 percent and mass flow increase 2.1 percent. Axial displacement of rear blade has effect on the condition of flow separation on rear blade suction surf
11、ace and the ability of static pressure diffusing on a certain level. The prototype has the applicable axial displacement of rear blade. At 89.3% design rotating speed, comparing to the original, isentropic efficiency, surge margin and mass flow in the project with the optimum rear blade peripheral a
12、ll increase significantly. There is no obvious difference between the 哈尔滨工业大学工学硕士学位论文 - III - two cases at 112.5% design rotating speed. By adjusting installation angle of rear blade according to different rotating speed, suitable attack angle is assured and then flow separation is weakened. The per
13、formance of fan stage improves in varying degrees at three different rotating speed,which verifies the possibility that variable camber mode in tandem cascade could enhances the performance of fan stage at off-design conditions. Key words: fan stage, tandem cascade, position of rear blade, variable
14、camber 哈尔滨工业大学工学硕士学位论文 - I - 目 录 摘要 . I Abstract . II 第 1 章 绪论 1 1.1 课题背景及研究的目的和意义 . 1 1.2 国内外研究现状 . 3 1.2.1 串列静子的研究 3 1.2.2 大小叶片和串列转子的研究 5 1.3 主要研究内容 . 7 第 2 章 数值计算软件与模拟方法 9 2.1 引言 . 9 2.2 Numeca 软件与数值模拟方法 9 2.2.1 IGG/AutoGrid 介绍 . 10 2.2.2 FINETM介绍 10 2.2.3 CFView 介绍 . 14 2.3 本章小结 . 14 第 3 章 后排静叶周
15、、轴向变化对风扇级性能的影响 16 3.1 引言 . 16 3.2 原型风扇级的数值模拟及分析 . 16 3.2.1 数值模拟与边界条件 16 3.2.2 设计转速特性分析 17 3.2.3 全工况特性分析 19 3.3 串列叶栅后排静叶周向位置对风扇级性能的影响 . 22 3.3.1 方案选择与数值方法 22 3.3.2 周向位置对风扇级总体性能的影响 23 3.3.3 周向位置对风扇级流场的影响 26 3.4 串列叶栅后排静叶轴向位置对风扇级性能的影响 . 35 3.4.1 方案选择与数值方法 35 3.4.2 轴向位置对风扇级总体性能的影响 36 3.4.3 轴向位置对风扇级流场的影响
16、37 3.5 周向和轴向位置较优方案与原型级全工况性能对比 . 43 哈尔滨工业大学工学硕士学位论文 - II - 3.5.1 全工况特性曲线 43 3.5.2 喘振裕度 44 3.5.3 流场特性 45 3.5.4 出口参数 46 3.6 本章小结 . 47 第 4 章 串列叶栅折转角对风扇级性能的影响 49 4.1 引言 . 49 4.2 方案选择与数值方法 . 49 4.3 设计转速工况下性能分析 . 51 4.4 非设计转速工况下性能分析 . 55 4.4.1 89.3%设计转速 . 55 4.4.2 112.5%设计转速 . 60 4.5 本章小结 . 65 结论 67 参考文献 6
17、9 哈尔滨工业大学硕士学位论文原创性声明 73 哈尔滨工业大学硕士学位论文使用授权书 73 哈尔滨工业大学硕士学位涉密论文管理 73 致谢 74 哈尔滨工业大学工学硕士学位论文 - 1 - 第1章 绪论 1.1 课题背景及研究的目的和意义 1903 年,美国莱特兄弟发明了人类历史上第一架动力飞机,实现了人类梦寐 以求的持续动力飞行,开创了现代航空的新纪元。当时飞机的机翼就已经采用了 单凸形设计,而后研究人员为提高飞机的升力、减小飞机的阻力,在机翼空气动 力学方面进行了长期大量的研究工作1。在此过程中,库塔和儒科夫斯基分别独立 地提出了库塔儒科夫斯基定理和假设2,普朗特对粘性流动提出了附面层概念
18、,建 立了边界层理论,而后又提出了机翼理论和湍流理论,奠定了现代流体力学的基 础,为空气动力学的发展和机翼设计理论做出了卓越的贡献3。普通的机翼是通过 一个完整的翼型将总的来流进行偏转,当偏转角度过大时,机翼吸力面附面层发 生分离,限制了升力的提升,增加了损失。20 世纪 20 年代初,贝茨在传统机翼的 基础上提出了开缝式机翼,采用开缝式机翼后,使总的来流偏转改为分别经过机 翼的几个部分来实现,进而推迟了机翼附面层流动分离的发生,很大程度的提高 了机翼的升力。开缝式机翼可以算作是串列叶片的一种特殊形式,为发明真正意 义上的串列叶栅打下了良好的基础。鉴于以往研究人员的理论基础和试验数据, 当航空
19、涡轮发动机在第二次世界大战前夕出现后不久,压气机设计者们即尝试在 单级轴流式压气机中采用开缝式叶片的设计,同时后排叶片的安装角做成可以调 整的形式,试验结果表明是压气机的增压比有显著提升,但是损失增大严重,效 率太低, 方案没有被采用4。 开缝式叶片在压气机中的首次试验结果虽然不够理想, 但并没有让设计者们放弃此种设计形式。经过后续科研工作者不断地努力,设计 理论不断完善,试验条件也日趋成熟,装有串列叶栅的压气机损失不断下降,效 率不断上升,同时串列叶栅相对于普通单列叶栅的优势不断显现,愈发引起相关 设计人员的重视,这样就逐渐形成了串列叶栅理论体系。经过长时间的发展,当 前串列叶栅的涵义十分广
20、泛,既包括前后放置的双排叶栅,也包括有不同轴向重 叠度放置的大小叶片叶栅等5。 随着飞行技术的不断发展, 飞行速度也在不断增加, 当飞行速度接近声速时, 活塞式发动机螺旋桨效率明显下降,阻力增大,难以突破“音障” 。20 世纪 40 年 代开始,活塞式发动机逐渐被燃气涡轮发动机取代,这使得人们对高性能压气机 的要求越来越高。 在某些工况下, 传统的单列叶栅已经达到了较高的效率和压比, 性能大幅度的提升有很大的困难6,这为串列叶栅的发展提供了很大的空间。串列 哈尔滨工业大学工学硕士学位论文 - 2 - 叶栅基于以下的原理:当气流的流动偏转由前后两排叶栅分别来承担时,在后排 叶栅的叶片表面会形成一
21、个新的附面层,这将在很大程度上阻止或者推迟流动分 离的发生。所以合适地使用串列叶栅将会提高效率和压比,对航空发动机的整体 性能也有很大的提升。表 1-1 给出了串列叶栅和单列叶栅的优缺点比较。 表 1-1 串列叶栅和单列叶栅优缺点对比 类型 优点 缺点 串列叶栅 气流转角大, 推迟或消除流动分 离,有较高的压比和效率 结构复杂, 设计和装配难度较大, 增加了轴向尺寸和质量 单列叶栅 结构简单, 设计理论成熟, 质量 小,轴向长度短 压比和效率提升有限,气动负荷 较小,气流转角大时易发生分离 鉴于在某些工况下串列叶栅的诸多优点,在国外的航空发动机中串列叶栅已 有很多应用:作为轴流式压气机的末级静
22、的如阿杜斯特、透默c、J85、威派尔 522、AJI-31等发动机;作为末级风扇静子的如 JT15D、阿杜尔、JT8D、CF6-6、 CFM56 等发动机7。为满足米格 29 歼击机高空高速性能的需要所研制的 RD-33 涡扇发动机,在第 4 级静子和第 9 级静子都采用串列叶栅设计,保证了压气机内 的气流稳定, 使其综合性能得到提升8。 此外, 苏-27 发动机、 波音 360 发动机中, 都有采用串列叶栅结构。美国国防部、NASA 和工业部门联合实施“综合高性能 涡轮发动机技术(IHPTET) ”计划中将大小叶片作为核心关键技术进行试验研究 和验证,并且已经取得了很好的试验研究结果910。
23、由此可以看出,大小叶片先进 气动布局是美国实现高推重比发动机计划的关键技术,这对其他国家的航空发动 机的发展也有非常重大的影响。 通过上述串列叶栅的发展情况来看,有诸多优点的串列叶栅在未来的航空发 动机上的发展前景将十分广阔,并且有可能作为设计过程中的关键技术,对航空 发动机的整体水平有重大影响,这对于国家航空事业和国家安全将具有重大意义。 从目前的实际应用过程来看,相对于单列叶栅,串列叶栅还有很多的缺点,比如 轴向尺寸的增加,以及由于质量的增大导致推重比的下降等。这些都是科研工作 者亟需解决的问题。此外,串列叶栅结构上的复杂性决定了其设计难度的增加, 探究串列叶栅几何参数和气动参数的变化对整
24、体性能的影响将为设计出高性能的 串列叶栅打下良好的基础,对今后相关课题的开展有重要的意义。综上所述,开 展串列叶栅参数变化的整体性能影响的研究十分必要。 哈尔滨工业大学工学硕士学位论文 - 3 - 1.2 国内外研究现状 1.2.1 串列静子的研究 Spraglin11最早对串列叶栅进行了理论计算,他采用保角变换法计算了串列叶 栅的二元不可压理想流动。1949 年,Marcinowski12首次研究了单级鼓风机中用于 减速的串列叶栅,并得出了串列叶栅一系列最佳排列数据。Sheets13对开缝式叶栅 单级轴流压气机进行了试验,效率为 94%,单级效率最高为 96%,气流最大折转 角为 52。70
25、 年代初,Sanger14研究了几何参数变化对串列叶栅性能的影响,他 首先提出了一个近似于中心流对后排叶片的攻角 Kb-b这样一个参数,用来判断串 列叶栅的性能。 进入 20 世纪 60 年代以来,随着航空发动机的迅速发展,人们对于航空发动 机的动力性和经济性的要求越来越高,这使得研究者更加关注高性能压气机的研 发。所谓高性能压气机,即是在保证压气机寿命和强度等条件下,提高压气机的 做功能力,获得更高的压比,降低损失,同时尽可能地减小压气机的尺寸并减轻 压气机的重量15。在设计高性能压机的过程中,设计人员先后使用了诸多气动优 化设计方案,主要谋求在最少的级数和最少叶片数下满足每级的气动负荷并减
26、少 损失。在此趋势下,叶栅的设计和制造水平发展十分迅速,单列叶栅在一定程度 上满足了高效率和高气动负荷的要求,但是在某些设计方案中,单列叶栅的性能 并不尽如人意, 流动分离现象的出现导致损失的增大, 限制了压比的进一步增加16。 这为串列叶栅的发展提供了很大空间,研究和试验证明串列叶栅可以有效的控制 附面层的增长,推迟甚至消除流动分离现象的发生,这对于压气机发展有着重要 的意义。 20 世纪 90 年代,Saha 和 Roy17 18采用新设计方法对低展弦比的串列叶栅进 行了一系列的研究,获得了大量低速条件下的试验结果,为高速流动下串列叶栅 的设计打下良好的基础。这些试验的目的是为了获得一个与
27、传统叶栅相比有更强 气流偏转能力,更宽广的工作范围,更高的气动负荷能力的串列叶栅。试验结果 表明,与传统叶栅相比,串列叶栅性能有所提升,并可以在更大的攻角范围内工 作,但是损失略有增加。二人还在低速流下对可变几何折转角的串列叶栅进行了 一系列试验,目的在于改变进口攻角的条件下,通过改变后排叶栅的安装角,保 证气流持续附着在叶栅吸力面上而不发生分离。 进入 21 世纪以来,串列叶栅的研究进一步系统化和多样化。 Nezym 和 Polupan19基于数据统计学, 研究了串列叶栅几何参数对损失系数的 哈尔滨工业大学工学硕士学位论文 - 4 - 影响。二人以大量的试验结果为基础,通过自定义的数据处理方
28、式,构建了压气 机串列叶栅损失的数值模型。构建模型过程中,总结出对损失系数影响最大的几 个变量,即前后排叶栅的周向匹配程度,前后排叶栅的稠度和总折转角。同时对 模型的精确度进行分析,得出标准偏差为 0.0034,标准相对偏差为 5.90%。 Trehan 和 Roy20通过数值模拟研究了轴流压气机和风扇中串列叶栅间隙的优 化问题。二人得出了叶栅总折转角和总压损失之间的关系,分析了串列叶栅间隙 在轴向和周向的改变对损失系数的影响,并获得了该型号叶栅间隙的优化结果, 总结了串列叶栅间隙优化的一般性方法。 Trehan 等21通过实验对比了 CDA43 叶栅和 CDA21-21 串列叶栅的性能, 并
29、分 析了原因。同时二者改变 CDA21-21 串列叶栅的几何折转角,来寻找适合不同工 况下的最佳角度,并分析总折转角改变对整体性能的形象。 Hoeger等22和Muller等23在高亚音速大折转角压气机中串列叶栅的气动设计, 数值仿真和实验验证方面做了大量的工作。前者等人在 S1-MISES 和 3D-RANS 理 论基础之上,对串列叶栅进行了设计和反设计,并进行了理论数值验证。后者等 人对串列叶栅进行了数值模拟和试验验证,试验结果证明: Ma=0.89 时,串列叶 栅叶型中部损失减少 29%,气流折转角增大 3;在 Ma=0.6 和 Ma=0.175 时,气 流折转角增大 4,但损失较传统叶
30、栅相比有增大;改变进口气流攻角时,气动负 荷和分离点的变化都发生在前列叶栅, 后排叶栅几乎没有变化, 这为设计低损失、 小工作范围的叶栅提供了经验。 国内科研人员也先后针对串列叶栅进行了深入的研究。 南京航空航天大学多年来对串列叶栅进行着系统的、深入的研究工作,对国 内串列叶栅的发展做出了积极的贡献。吴国钏24、周正贵25、庄表男26、徐雕27 在计算分析和试验验证方面也做了大量的工作,为串列叶栅的进一步研究打下了 良好的基础。 苗厚武等28在收集到的国内外资料的基础上设计了一套串列叶片,在平面叶 栅、多级压气机和全台发动机三种试验台上进行了单列、串列叶片的性能对比试 验, 证明串列叶栅具有较
31、低的损失和较宽的工作范围。 这是在我国航空发动机上, 首次尝试串列叶栅技术的应用研究,为之后的设计和试验提供了宝贵的经验。 哈尔滨工业大学李绍斌等29采用数值模拟研究了串列叶栅后片静叶周向位置 对压气机级性能的影响,用过数值模拟结果给出了串列叶栅在压气机中级的匹配 方法和两列叶栅周向的最佳匹配位置,详细分析了周向位置对串列叶栅流场的影 响。 江苏大学康灿等3031以数值模拟和试验相结合的方法研究了串列叶栅内部的 哈尔滨工业大学工学硕士学位论文 - 5 - 两相流动和空化现象, 探讨了空化现象出现的原因, 分析了影响空化现象的因素, 如转速、流道几何参数对空化现象的影响。 西安交通大学张楚华等3
32、2采用数值模拟的方法分析了单列叶栅和串列叶栅的 优缺点,并提出了多目标的设计理念,即在串列叶栅前后排叶栅轴向和周向位置 可变的前提下,增大串列叶栅的工作范围,同时减少损失。 清华大学陈美宁等33利用全三维定常和非定常数值模拟方法研究了某型航空 发动机风扇在设计转速下的特性和流场结构,分析了串列叶栅的匹配特性。计算 和分析发现,此型号串列叶栅效率较低,串列叶栅和相对应的动叶在叶根处匹配 特性差,非定常研究结果表明叶栅根部载荷随时间波动剧烈。 1.2.2 大小叶片和串列转子的研究 20 世纪 70 年代初,Wennerstrom 致力于轴流压气机中单级压比为 3.0 高负荷 转子的设计,为解决转子
33、出口气流落后角过大的问题,率先采用了大小叶片气动 布局3435。基本思想可表述为:转子流道的后半部分是气流最容易发生分离的位 置,在此处局部安装小叶片,既可以抑制气流分离,又可以防止全弦长叶片数增 加造成的堵塞和效率下降。由于当时分析和设计水平的限制,该设计方案虽然非 常有效地减小了气流落后角,但是导致流动分离现象加剧,效率下降严重3637。 上世纪 90 年代初,随着全三维数值模拟技术的引入,大小叶片重新引起研究者的 重视。1988 年,美国国防部、NASA 和工业部门联合实施“综合高性能涡轮发动 机技术(IHPTET) ”计划,作为计划合同承包商之一的 Textron Lycoming 公
34、司运用 全三维数值模拟技术,使大小叶片技术取得重大进展,并在 IHPTET 计划内容之 一的“联合涡轮先进燃气发生器(JTAGG) ”计划中将大小叶片作为核心技术进行 试验研究和验证,装配有大小叶片的试验机在 2001 年 1 月完成试验,达到技术指 标38。据 IHPTET 计划“十年进展”称,单级大小叶片压气机的压比已相当于 F100-PW-220 三级风扇的压比,并且有很高的效率。 “联合短寿命涡轮发动机概念 (JETEC)”计划中,霍利韦尔公司的 JETEC 第三阶段验证机的单级风扇也采用了 大小叶片的结构394041。 轴流压气机大小叶片转子作为一种先进的气动布局,其既具备常规转子方
35、案 高效率、高失速裕度的优点,又能大幅度提高风扇和压气机的负荷,减小气流落 后角,控制气流分离,是研究的热点问题,并有可能成为未来叶轮机械中的核心 关键技术。进入 21 世纪,科研工作者越来越重视高性能压气机的研制和开发,为 满足高性能压气机高压比、高推重比、低损失和小尺寸等诸多要求,大小叶片技 哈尔滨工业大学工学硕士学位论文 - 6 - 术已成为设计过程中的一项重要措施。轴流级中大小叶片的设计流程与常规叶片 的设计流程相比,需要更多考虑小叶片对大叶片流道的堵塞以及小叶片前缘的激 波损失;此外,大叶片和小叶片需要分开造型并合理安排相对的安装位置,一定 程度上增加了设计的工作量。鉴于大小叶片相对
36、于常规叶片的复杂性,设计和试 验的难度也增加很多,而近年来数值模拟技术的成熟,大大加速了大小叶片技术 的发展。以下是近年的一些研究成果。 Zangeneh 等42在离心式压气机正反设计方面做了大量研究,针对压气机中大 小叶片进行了三维正反设计、数值模拟以及试验验证。正设计过程,即采用大叶 片相同的几何造型作为小叶片;反设计过程中,设计者自定义气动负荷的分配方 式,将大叶片和小叶片作为一个整体进行设计。数值模拟和试验结果吻合良好, 结果表明:采用反设计方案的大小叶片出流更加平稳,叶顶泄露更小,效率也较 高。同时,研究者也发现,大小叶片尾缘形状对整体性能有很大影响。 Oana 等4344通过数值模
37、拟和试验对某型高性能离心式压气机进行重新设计, 该型压气机原有绝热效率是 83.2%,重新设计的主要目标是实现效率增长 1%。重 设计过程中重点考虑的因素有:前缘振动控制、级间负荷控制以及小叶片负荷的 优化。 G lc等45研究了大小叶片对深潜泵性能的影响, 对比试验中变量为大叶片的 叶片数和小叶片相对于大叶片的长度。试验结果显示,大叶片的叶片数越少,安 装小叶片对泵整体性能的影响越明显。在其中一个方案中,加装小叶片之后,深 潜泵节能 6.6%的同时,效率增加了 1.14%。 Yamada 等46研究了两种带有大小叶片的离心压气机叶顶间隙流场的流动状 况,通过数值模拟和试验对两种压气机在设计工
38、况和非设计工况下进行了充分的 对比。得出导致两种压气机叶顶间隙流场不同的主要原因是稠度的差别,低稠度 的叶顶间隙中,叶顶的高负荷导致泄漏涡消失进而造成压比的下降;高稠度的叶 顶间隙泄露严重,造成了效率的下降。 McGlumphy 等47在核心压缩机串列转子方面做了大量的研究,通过数值模拟 对核心压气机最后一级串列转子的性能进行评价,并与造型相似的常规转子进行 对比。结果表明,串列转子相比于常规转子有跟高的工作效率、更宽广的工作范 围和失速裕度。 国内科研人员也针对大小叶片开展了一系列研究。以下为近年的部分研究成 果。 肖翔等48对大小叶片向心涡轮进行了研究。采用一种叶片数为 12 的向心涡轮
39、进行改造,在不同的周向位置加装大小叶片后,通过数值模拟进行对比验证。结 哈尔滨工业大学工学硕士学位论文 - 7 - 果表明,不改变原始涡轮基本尺寸的情况下,采用 66 改造形式的涡轮出现较强 的通道涡,导致级效率略有下降。 蒋浩康等49申请了大小叶片串列叶栅叶轮及压气机的发明专利。该发明专利 表述如下:小叶片的前缘距风扇叶片的前缘的距离等于大叶片弦长的 20%70%。 小叶片的后缘位于所述大叶片的后缘的前面 10%到后面 50%处。该项发明专利既 不增加叶轮的轴向尺寸、又能有效抑制气流在叶片吸力面后部的分离。 李海鹏等50基于数值模拟方法,在大折转角的二维大小叶片叶栅和常规叶栅 的稠度特性方面
40、进行了详细的计算和分析。大叶片和小叶片的独立性导致叶栅具 有双重稠度特性,中高稠度以及小叶片为大叶片弦长的 60%80%情况下,大小叶 片整体性能最佳,小叶片相对于大叶片的周向位置对性能也有非常重要的影响。 袁寿其等51在离心泵大小叶片设计方法上做了大量的研究。通过正交检测、 PIV 测试和三维数值仿真探究了装有大小叶片离心泵留到内部流场的机理。 在对比 了大量的试验结果后,得出了大小叶片进口直径、叶片数、小叶片周向位置等参 数的最优值。总结出了离心泵大小叶片的设计方法。 金洪江等52进行了轴流压气机大小叶片特性试验的研究。应用大小叶片结构 对原有发动机进行改装,通过部件试验和整机试验对性能进
41、行分析。试验结果表 明,改装后的流量增大 7.27%,功率提高 20.79%,耗油率降低 2.67%,充分验证 大小叶片技术的有效性。 杨小贺等53研究了轴流级大小叶片反设计问题。在常规轴流级设计的基础上, 引入了适合大小叶片的损失模型,建立了大小叶片通流反问题设计系统。并应用 该系统对某型风扇进行改型设计,数值模拟结果表明,级绝热效率相当,压比和 失速裕度显著提高。 1.3 主要研究内容 本论文以某型涡扇发动机跨音速风扇级中的串列叶栅为研究对象,开展了串 列叶栅几何参数对风扇级和串列叶栅自身性能影响的研究。在研究过程中,主要 进行了以下几个方面的工作: (1) 原型风扇级的数值模拟和实验对比
42、 采用 FINE/TURBO 软件对风扇级原型进行不同转速下的数值模拟,并将数值 模拟结果与实验数据进行对比分析,确定数值模拟方法,为与串列叶栅几何参数 改变后的风扇级方案对比做准备。 (2) 后排静叶周向位置对风扇级性能的影响分析 哈尔滨工业大学工学硕士学位论文 - 8 - 将串列叶栅后排静叶在一个栅距内沿周向旋转至不同的位置,研究后排静叶 周向位置对风扇级设计转速下性能的影响,分析影响机理,确定最佳周向位置。 (3) 后排静叶轴向位置对风扇级性能的影响分析 将串列叶栅后排静叶在一定范围内轴向平移至不同位置,研究前后排静叶轴 向相对位置对风扇级设计转速下性能的影响,确定前后排静叶最佳轴向匹配
43、位置。 (4) 较优周向和轴向位置方案在不同转速下的性能研究 对较优周向和轴向位置方案进行不同转速下的数值模拟,并与原型进行对比。 (5) 串列叶栅折转角对风扇级变工况性能的影响分析 通过改变串列叶栅后排静叶安装角,将串列叶栅变为可变折转角形式。寻找 在不同转速下后排静叶安装角的最佳位置。验证可变折转角串列叶栅提升压气机 在不同转速下性能的可行性。 哈尔滨工业大学工学硕士学位论文 - 9 - 第2章 数值计算软件与模拟方法 2.1 引言 计算流体力学简称 CFD(Computational Fluid Dynamics)是通过电子计算机和 离散化的数值方法求解流体力学方程组(质量、动量、能量守
44、恒方程等)来分析 流体力学问题的一门学科。近二十年来,随着计算机硬件、软件的迅速发展,计 算流体力学已广泛应用于航空、航天、船舶、化工和汽车等设计和制造的诸多领 域,成为一门重要甚至是核心的技术,解决了大量的学术和工程问题。 1981 年, 第一款商用 CFD 软件 PHOENICS 问世以来, 诸多优秀的 CFD 软件, 如 Fluent、Numeca、CFX、STAR-CD 等陆续出现被开发出来,在学术研究和工程 实际问题中发挥了巨大的作用,得到了广泛的接受和认可。数值模拟技术能够显 著地缩短研究周期,降低费用,节省人力物力,但是其结果不可避免地存在误差, 需要进一步的完善,目前阶段还不能
45、完全取代试验研究。数值计算方法主要有有 限元法、有限差分法和有限体积法,有限体积法因其计算效率高、对网格要求低 而被广泛地应用于 CFD 领域。在叶轮机械领域,CFD 软件因为其诸多的优点已被 广泛的应用。 2.2 Numeca 软件与数值模拟方法 20 世纪 80 至 90 年代,根据欧洲宇航局的需求,布鲁塞尔自由大学流体力学 系编写了 EURANUS,即欧洲空气动力数值求解器。1992 年,著名叶轮机械专家 赫斯教授倡导成立了 NUMECA 国际公司。NUMECA 国际公司以欧洲空气动力数 值求解器(EURANUS)为基础,致力于研制和开发优秀的叶轮机械设计软件及高 度集成化并面向用户的流
46、场数值模拟软件。 同时 NUMECA 国际公司集中了众多优 秀的 CFD 工程师,可以及时有效地为客户提供技术支持和服务。 在 NUMECA 国际公司面向市场推出的众多软件当中,FINE/TURBO 软件有 相当重大的影响力。FINE/TURBO 作为求解三维粘性流场的商业软件,具有准确 度高、收敛迅速,计算资源需求较少和用户操作简易等诸多优点,在计算流体力 学尤其在叶轮机械研究过程当中,被研究者广泛使用。 FINE/TURBO 软件将数值模拟过程分为前处理、 求解计算和后处理三个部分, 相应的部分对应软件中的一个模块。 前处理模块为 IGG/Autogrid, 在网格离散过程 中,采用准自动
47、形式的区域分割技术,根据对象的几何特征进行空间结构化网格 哈尔滨工业大学工学硕士学位论文 - 10 - 的生成;FINETM是软件的核心求解器,由之前开发的 EURANUS 发展而来;后处 理部分的工作由 CFView 来完成,处理过程全部为可视化,方便用户获得求解得来 的流场信息。本论文中大部分前处理、计算求解和后处理都将通过 FINE/TURBO 软件完成。 2.2.1 IGG/AutoGrid 介绍 IGGTM是一款功能强大的网格生成软件,图形用户界面美观,可以完成复杂 二维和三维几何形体的结构化网格生成。 IGG提供了针对大多数造型软件的接口, 可以方便导入其他软件生成的几何形体,同时
48、,用户也可以通过 IGG 从基础开始 以点、线、面构造几何形体。IGG 在处理复杂的几何对象时,会将对象分成多个 块状区域来生成高质量的网格,区域之间的交界面类型也有多种选择。网格生成 过程中,用户可以方便地获取网格的正交性、长宽比、膨胀比等参数,并为提升 网格质量做相应的更改。网格生成后,IGG 也可以完成边界条件的设定。IGG 生 成的网格为已被广泛使用的 CGNS 格式。 为能在叶轮机械流道中生成高质量的网格,FINE/TURBO 软件提供了专业的 网格离散工具,即 AutoGrid4。用户可以通过简单的参数设定快速自动化生成高质 量的网格。在 AutoGrid4 基础上,NUMECA
49、开发了 AutoGrid5。AutoGrid5 继承了 AutoGrid4 的全部优点,使用更加方便,功能也更加强大。相比于 AutoGrid4, AutoGrid5 可以处理更多种类型的叶轮机械,例如离心式和轴流式,单级和多级的 叶轮机械。 尤其是在生成多级叶轮机械网格的过程, 可将多排叶片数据一同导入, 同时进行多排叶片的生成,极大的方便了操作过程。不仅是传统叶片,AutoGrid5 对串列叶栅、大小叶片、间隙、泄露、拉筋和非对称端壁等非传统形式的叶片提 供支持。软件的界面清晰明快,操作简单。用户需通过特定形式将也行数据导入 软件,并调整叶片相关参数以及流道形状,AutoGrid5 提供的网格拓扑结构包括 O4H、HOH、Hmassflow 77.588.599.510 0.70 0.75 0.80 0.85 0.90 G (kg /s) 7.07.58.08.59.09.510.0 1.4 1.6 1.8 2.0 2.2 2.4 n=89.3% n=100% n=112.5% 模拟结果 实验结果 哈尔滨工业大学工学硕士学位
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