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转子叶顶间隙值及改型对压气机性能影响的数值模拟

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航空发动机 2024年

作者：李志鹏张国臣张成烽徐志晖曹志远 1.沈阳航空航天大学航空发动机学院 2.西北工业大学动力与能源学院沈阳航空航天大学航空发动机学院西北工业大学动力与能源学院

为了分析转子叶顶间隙值和改型对压气机性能的影响，以典型轴流跨声速压气机NASA stage35为对象，对不同叶顶间隙值的压气机进行数值模拟。结果表明：叶顶间隙增大并且泄漏流强度提高，会导致脱体激波位置前移，转子吸力面激波作用位置... 详细信息

为了分析转子叶顶间隙值和改型对压气机性能的影响，以典型轴流跨声速压气机NASA stage35为对象，对不同叶顶间隙值的压气机进行数值模拟。结果表明：叶顶间隙增大并且泄漏流强度提高，会导致脱体激波位置前移，转子吸力面激波作用位置后移，前缘溢流现象减弱，叶尖泄漏涡与激波作用增强，间隙区域涡量增加，靠近前缘的涡核向下游移动，但附面层与激波之间的作用减弱；不同叶顶间隙值的压气机失速机制不同，在小间隙下压气机失速是由叶尖泄漏涡和转子吸力面附面层分离共同作用引起的，在大间隙下压气机失速是由叶尖泄漏涡引起的；在研究的变化范围内，叶顶间隙值为0.50τ时，压气机性能最好，峰值效率和稳定裕度分别提高了0.16%和2.39%；将最优间隙改型成平行扩张式和正弦波间隙后，压气机性能提高，脱体激波后移，叶尖泄漏涡与激波作用程度减弱，转子吸力面附面层分离减弱，改型间隙能够减少叶片制作材料，减轻发动机质量。

关键词：叶尖泄漏流激波前缘溢流附面层分离叶顶间隙改型转子压气机航空发动机

转子叶尖开缝对跨声速轴流压气机性能及流场结构影响机理研究

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推进技术 2022年第3期43卷 146-154页

作者：皋天一张国臣徐志晖刘鹏程沈阳航空航天大学航空发动机学院辽宁省航空推进系统先进测试技术重点实验室辽宁沈阳110136

为了研究转子叶尖开缝对跨声速轴流压气机性能和流场结构的影响机理,设计了一种渐缩式射流缝,提出在转子叶尖不同相对位置开缝的流动控制方案,通过数值计算的方法对各开缝方案与压气机的流场进行对比分析。结果表明,开缝位置靠近前缘时... 详细信息

为了研究转子叶尖开缝对跨声速轴流压气机性能和流场结构的影响机理,设计了一种渐缩式射流缝,提出在转子叶尖不同相对位置开缝的流动控制方案,通过数值计算的方法对各开缝方案与压气机的流场进行对比分析。结果表明,开缝位置靠近前缘时压气机总压比提升了1.39%,但综合稳定裕度降低了0.18%;开缝位置靠近尾缘时,压气机总压比提升了2.78%,综合稳定裕度也提升了1.38%。分析发现,转子叶尖开缝能有效控制转子叶片表面流动分离,缓解叶尖通道堵塞,在所研究范围内,开缝位置越靠近尾缘,对静叶通道流场性能改善越明显,削弱气流分离的同时还能抑制气流沿叶高方向潜移,极大程度提高了压气机流场性能。

关键词：转子开缝压气机流场流动控制总压比稳定裕度

叶片开缝和边界层抽吸耦合控制压气机失速裕度的数值研究

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推进技术 2023年第1期44卷 116-124页

作者：张国臣张成烽曹志远徐志晖孙丹沈阳航空航天大学航空发动机学院辽宁沈阳110136 西北工业大学动力与能源学院陕西西安710072

为了进一步优化压气机的整体性能,提出三种叶片开缝和边界层抽吸的耦合流动控制方案。首先,利用数值模拟的方法,研究叶片开缝或边界层抽吸对跨声速轴流压气机流场结构的影响机理。然后,详细研究了边界层抽吸分别与三种不同叶片开缝的耦... 详细信息

为了进一步优化压气机的整体性能,提出三种叶片开缝和边界层抽吸的耦合流动控制方案。首先,利用数值模拟的方法,研究叶片开缝或边界层抽吸对跨声速轴流压气机流场结构的影响机理。然后,详细研究了边界层抽吸分别与三种不同叶片开缝的耦合流动控制方案对压气机整体性能的影响。研究结果表明,与叶片开缝或边界层抽吸的单独应用相比,三种耦合流动控制方案都使压气机实现了更宽的稳定裕度。全叶片开缝与边界层抽吸的耦合方案稳定裕度改进量为1.27%,中间叶高开缝的耦合方案和上半叶高开缝的耦合方案稳定裕度改进量分别为1.67%和1.35%;在近失速点处,相比较全叶片开缝与边界层抽吸的耦合方案,局部开缝与边界层抽吸的耦合方案应用后,总压损失和效率降低;上半叶高开缝的耦合方案在三种耦合方案中稳定裕度最高,所以叶片开缝和边界层抽吸的耦合方案是可行的。

关键词：耦合流动控制方案叶片开缝边界层抽吸稳定裕度跨声速压气机

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周向槽与间隙改型组合控制间隙流场数值模拟

航空动力学报 2023年

作者：张国臣李志鹏曹志远徐志晖孙丹西北工业大学动力与能源学院沈阳航空航天大学航空发动机学院

设计了一种平行扩张式叶尖间隙来抑制转子叶尖间隙处的流动损失。对其进行数值模拟发现改型间隙可以有效地抑制转子吸力面处的尾流损失，使转子吸力面尾缘处由径向潜流与泄漏流掺混形成的机匣角区分离涡尺度减小。转子吸力面上激波作用... 详细信息

设计了一种平行扩张式叶尖间隙来抑制转子叶尖间隙处的流动损失。对其进行数值模拟发现改型间隙可以有效地抑制转子吸力面处的尾流损失，使转子吸力面尾缘处由径向潜流与泄漏流掺混形成的机匣角区分离涡尺度减小。转子吸力面上激波作用位置向下游移动，边界层长度缩短，边界层分离程度减弱，研究表明改型间隙比设计间隙的峰值效率提高0.374%，稳定裕度提高3.457%。为了提高改型间隙对涡流损失抑制的效果，在叶尖前缘加入周向单槽，研究表明组合方案降低了双泄漏流的风险，使主流与叶尖泄漏流交界面向通道内移动且熵值减小，延迟在小流量工况下由前缘溢出而导致的尖峰型失速的发生，且组合方案比设计间隙的稳定裕度提高4.105%，峰值效率提高0.164%。

关键词：涡流损失尾流损失间隙改型周向槽积极螺旋度径向潜流

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文氏效应在叶片根部马蹄涡控制中的应用

航空动力学报 2011年第11期26卷 2617-2622页

作者：王建明刘炜徐志晖艾延廷王成军沈阳航空航天大学动力与能源工程学院辽宁省数字化工艺仿真与试验技术重点实验室沈阳110136

为研究文氏管在叶片根部马蹄涡控制作用的应用,针对简化了的叶片-平板结构在叶片上游平板上的某位置开狭缝,在平板的另一侧构造一文氏管(文氏管的喉道位于狭缝处),引射叶片根部的流体,进而控制马蹄涡.数值模拟了不同狭缝位置的湍流流动... 详细信息

为研究文氏管在叶片根部马蹄涡控制作用的应用,针对简化了的叶片-平板结构在叶片上游平板上的某位置开狭缝,在平板的另一侧构造一文氏管(文氏管的喉道位于狭缝处),引射叶片根部的流体,进而控制马蹄涡.数值模拟了不同狭缝位置的湍流流动;结果表明了改变狭缝相对于叶片的位置能很好地控制马蹄涡,甚至能完全消除叶片前马蹄涡.提出的方法可以利用外势流的能量而无需额外消耗能量,为一种被动的控制手段,有很大的实际应用前景.利用文氏效应的控制方法简单实用,因此工程中采用该法是不错的一种选择.

关键词：马蹄涡角区流动分离流动复杂流动文氏效应

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S型射流缝对静子叶栅流场结构的影响

流体机械 2022年第10期50卷 30-37页

作者：刘鹏程张国臣徐志晖孙丹张成烽曹志远沈阳航空航天大学航空发动机学院辽宁省航空推进系统先进测试技术重点实验室沈阳110136 西北工业大学动力与能源学院西安710072

为了改善静子叶栅流场性能,设计了一种S型射流缝叶栅。通过对其不同进气攻角、来流马赫数下的流场进行数值模拟,并将其与带有直线型射流缝的叶栅和原型叶栅进行对比,结果表明:0°和-5°攻角时,叶栅开缝总压损失略微增大,但S型射流缝叶... 详细信息

为了改善静子叶栅流场性能,设计了一种S型射流缝叶栅。通过对其不同进气攻角、来流马赫数下的流场进行数值模拟,并将其与带有直线型射流缝的叶栅和原型叶栅进行对比,结果表明:0°和-5°攻角时,叶栅开缝总压损失略微增大,但S型射流缝叶栅增大的损失较小,优于直线型射流缝叶栅;在15°攻角时,叶栅开缝射流能较大幅度减小总压损失,降低吸力面附面层厚度,抑制附面层分离,增加叶栅气流流通能力,改善流场结构,在射流缝入口马赫数相同时,S型射流缝出口气流马赫数相较直线型射流缝出口提高了45%,对角区分离改善情况更好,S型射流缝叶栅对流动情况的改善程度依然优于直线型射流缝叶栅。S型射流缝叶栅是一种优于直线型射流缝叶栅的射流缝结构。

关键词： S型射流缝平面叶栅叶栅射流流场结构数值模拟

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航空压气机机匣处理技术研究综述

飞航导弹 2018年第6期 85-90页

作者：徐志晖阳尧沈阳航空航天大学

航空发动机被誉为"现代工业皇冠上的明珠",是衡量一个国家国防科技水平的重要标准,其中航空压气机作为高性能航空发动机不可或缺的一部分,对发动机整机性能影响巨大。机匣处理技术作为一种提高发动机稳定裕度的手段,被广泛运用在现代涡... 详细信息

航空发动机被誉为"现代工业皇冠上的明珠",是衡量一个国家国防科技水平的重要标准,其中航空压气机作为高性能航空发动机不可或缺的一部分,对发动机整机性能影响巨大。机匣处理技术作为一种提高发动机稳定裕度的手段,被广泛运用在现代涡轮喷气发动机压气机上。介绍了机匣处理技术以及机匣处理研究手段,详细描述了不同阶段机匣处理研究发展,提出了机匣处理研究目前存在的问题,并分析了其发展趋势。

关键词：航空压气机稳定裕度机匣处理

转子叶尖间隙形状对跨声速轴流压气机性能影响机理分析

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航空发动机 2023年第3期49卷 66-74页

作者：张成烽张国臣徐志晖孙丹刘鹏程沈阳航空航天大学航空发动机学院沈阳110136

为研究转子不同叶尖间隙形状对跨声速轴流压气机性能的影响机理,分别对平行式叶尖间隙进行渐变式和阶梯式改型优化,并利用商业软件NUMECA进行数值模拟。结果表明:对平行式叶尖间隙进行渐变式和阶梯式改型优化后,压气机性能有较大提高,... 详细信息

为研究转子不同叶尖间隙形状对跨声速轴流压气机性能的影响机理,分别对平行式叶尖间隙进行渐变式和阶梯式改型优化,并利用商业软件NUMECA进行数值模拟。结果表明:对平行式叶尖间隙进行渐变式和阶梯式改型优化后,压气机性能有较大提高,改型后0.204-0.408的各类间隙压气机性能优于0.408-0.204间隙的。相比较平行间隙PTC 0.204-0.204,渐变式TTC0.204-0.408和阶梯式STC 0.204-0.408的失速裕度分别提高1.12%和1.61%,峰值效率基本不变,同时近失速工况下的总压比和效率也略有提高。叶尖泄漏涡得到抑制,间隙处的流体低速区明显减小,流动损失减小,流场得到较大改善。转子通道的总压比在85%叶高处明显提高,分别提高了1.01%和3.13%。阶梯式叶尖间隙压气机的静子通道40%叶高处总压损失系数减小达75.4%。对平行式叶尖间隙进行改型处理能够有效提高压气机性能,且阶梯式叶尖间隙比渐变式的对压气机性能提高的效果更加显著。

关键词：叶尖间隙叶尖泄漏流转子失速裕度间隙形状总压比总压损失系数跨声速轴流压气机

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高超声速飞行器控制一体化设计

航空动力学报 2012年第12期27卷 2724-2732页

作者：张勇陆宇平刘燕斌南英徐志晖南京航空航天大学航天学院中国人民解放军95168部队广州维修站

针对高超声速飞行器模型具有气动/推进/控制强耦合和强非线性的特点,提出了一套面向控制的一体化设计方案.在概念设计阶段,以飞行器控制性能为优化目标,对气动、推进、结构、控制等参数进行一体化综合优选来设计飞行器.考虑模型生成的... 详细信息

针对高超声速飞行器模型具有气动/推进/控制强耦合和强非线性的特点,提出了一套面向控制的一体化设计方案.在概念设计阶段,以飞行器控制性能为优化目标,对气动、推进、结构、控制等参数进行一体化综合优选来设计飞行器.考虑模型生成的保真度要求和计算效率,建立高超声速飞行器参数化的数学模型,并设计LQR(linear quadratic regulator)跟踪控制器.通过不断调整飞行器构型,比较控制相关的动静态特性和控制效果,面向控制需求选择新的飞行器构型,并进行了仿真验证.仿真结果表明:控制一体化设计方法应用于高超声速飞行器概念设计初期可以扩大飞行包线,有效增大失速裕度,减小油耗,提高操纵面效能,降低发动机壅塞制约,对高超声速飞行器的设计效率和控制性能的提高起到了指导性的作用.

关键词：控制一体化高超声速飞行器概念设计建模控制器设计