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A Methodology for Assessing Axial Compressor Stability with Inlet Temperature Ramp Distortion

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Journal of Thermal Science 2024年第3期33卷 856-871页

作者： SUN Dakun GU Benhao ning fangfei FANG Yibo DONG Xu XU Dengke SUN Xiaofeng School of Energy and Power Engineering Beihang UniversityBeijing102206China Research Institute of Aero-engine Beihang UniversityBeijing102206China

Based on a small perturbation stability model for periodic flow,the effects of inlet total temperature ramp distortion on the axial compressor are investigated and the compressor stability is quantitatively *** the beginning,a small perturbation stability model for the periodic flow in compressors is proposed,referring to the governing equations of the Harmonic Balance *** stability model is validated on a single-stage low-speed compressor TA36 with uniform inlet ***,the unsteady flow of TA36 with different inlet total temperature ramps and constant back pressure is simulated based on the Harmonic Balance *** on these simulations,the compressor stability is analyzed using the proposed small perturbation ***,the Dynamic Mode Decomposition method is employed to accurately extract pressure *** two parameters of the temperature ramp,ramp rate and Strouhal number,are discussed in this *** results indicate the occurrence and extension of hysteresis loops in the rows,and a decrease in compressor stability with increasing ramp *** performance is divided into two phases,stable and limit,based on the ramp ***,the model predictions suggest that a decrease in period length and an increase in Strouhal number lead to improved compressor *** DMD results imply that for compressors with inlet temperature ramp distortion,the increase of high-order modes and oscillations at the rotor tip is always the signal of decreasing stability.

关键词： axial compressor stability small perturbation model inlet temperature ramp distortion harmonic balance method dynamic mode decomposition method

Validation of a novel mixing-plane method for multistage turbomachinery steady flow analysis

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Chinese Journal of Aeronautics 2016年第6期29卷 1563-1574页

作者： Du Pengcheng ning fangfei School of Aeronautic Science and Engineering Beihang University School of Energy and Power Engineering Beihang University

The steady calculation based on the mixing-plane method is still the most widely-used three-dimensional flow analysis tool for multistage turbomachines. For modern turbomachines,the trend of design is to reach higher aerodynamic loading but with still further compact size. In such a case, the traditional mixing-plane method has to be revised to give a more physically meaningful prediction. In this paper, a novel mixing-plane method was proposed, and three representative test cases including a transonic compressor, a highly-loaded centrifugal compressor and a highpressure axial turbine were performed for validation purpose. This novel mixing-plane method can satisfy the flux conservation perfectly. Reverse flow across the mixing-plane interface can be resolved naturally, thus making this method numerically robust. Artificial reflection at the mixing-plane interface is almost eliminated, and then its detrimental impact on the flow field is minimized. Generally, this mixing-plane method is suitable to simulate steady flows in highly-loaded multistage turbomachines.

关键词： Centrifugal compressor Flux conservation Mixing-plane method Reverse flow Turbomachinery

Numerical Investigation into the Transient Behavior of the Spike-Type Rotating Stall for a Transonic Compressor Rotor

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Fluid Dynamics & Materials Processing 2022年第3期18卷 761-773页

作者： Pengfei Ju fangfei ning Zhiting Tong Jingying Wang Tianjin Key Laboratory for Advanced Mechatronic System Design and Intelligent Control School of Mechanical EngineeringTianjin University of TechnologyTianjin300384China National Demonstration Center for Experimental Mechanical and Electrical Engineering Education(Tianjin University of Technology) Tianjin300384China Research Institute of Aero-Engine Beihang UniversityBeijing100191China National Key Laboratory of Science and Technology on Aero-Engine Aero-Thermodynamics School of Energy and Power EngineeringBeihang UniversityBeijing100191China School of Energy and Power Engineering Shandong UniversityJinan250061China Shandong Engineering Laboratory for High-Efficiency Energy Conservation and Energy Storage Technology&Equipment Shandong UniversityJinan250061China

In this paper,a numerical investigation into a spike-type rotating stall process is carried out considering a transonic compressor rotor(the NASA Rotor 37).Through solution of the Unsteady Reynolds-Averaged Navier-Stokes(URANS)equations,the evolution process from an initially circumferentially-symmetric near-stall flow field to a stable stall condition is simulated without adding any artificial *** the near-stall operating point,periodic fluctuations are present in the overall flow of the ***,the blockage region in the channel periodically shifts from middle span to the *** fluctuating condition does not directly lead to stall,while the full-annulus calculation eventually evolves to ***,a kind of“early disturbance”feature appears in the dynamic signals,which propagates forward ahead of the rotor.

关键词： Transonic compressor spike stall numerical simulation early disturbance dynamic signal

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低速叶型气动反问题设计方法

航空学报 2011年第7期32卷 1180-1188页

作者：杜磊宁方飞北京航空航天大学能源与动力工程学院北京100191

低马赫数不可压流动中声速与流速大小差别巨大,采用基于可压缩流动控制方程的计算格式求解流场时,由于数值黏性的污染,解的精度低且收敛性差,通常可使用时间预处理技术来解决这一问题。在基于控制理论的优化方法中,共轭方程的Jacobian... 详细信息

低马赫数不可压流动中声速与流速大小差别巨大,采用基于可压缩流动控制方程的计算格式求解流场时,由于数值黏性的污染,解的精度低且收敛性差,通常可使用时间预处理技术来解决这一问题。在基于控制理论的优化方法中,共轭方程的Jacobian矩阵和流动方程的系数矩阵相似,因而在低流动马赫数下,求解共轭方程存在着与求解流动方程相同的数值污染和数值刚性问题。首先推导了带有预处理的Roe格式,然后发展了适合全速度流动的共轭方程求解方法,最后选取翼型和叶栅两个典型算例进行了验证。计算结果表明所发展的方法可很好地用于低马赫数时的气动反问题设计。

关键词：低马赫数预处理共轭方程反问题设计敏感性导数

一种基于共轭方程法求解黏性反问题的简化方法

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航空学报 2012年第4期33卷 597-606页

作者：杜磊宁方飞北京航空航天大学能源与动力工程学院北京100191

对于给定压力分布的黏性气动反问题,考虑到壁面微小扰动造成的压力变化主要由势流作用引起,因此可以简化用以获得目标函数对设计变量敏感性导数的共轭方程。将黏性流场插值到粗网格中作为彻体力模型方程的解,则其相应的共轭方程将以简... 详细信息

对于给定压力分布的黏性气动反问题,考虑到壁面微小扰动造成的压力变化主要由势流作用引起,因此可以简化用以获得目标函数对设计变量敏感性导数的共轭方程。将黏性流场插值到粗网格中作为彻体力模型方程的解,则其相应的共轭方程将以简单的源项取代原方程中复杂的黏性项。由于在粗网格中求解,网格数减少,同时收敛速度加快,简化的共轭方程计算时间可以减少到黏性方程的十分之一。典型的算例结果表明,对于附着的边界层流动简化方法计算得到的敏感性导数具有较高的精度,能够有效完成反问题设计且减少总的计算耗时。

关键词：黏性流动彻体力模型共轭方程反问题设计敏感性导数

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高亚临界雷诺数圆柱绕流的尺度自适应模拟

力学学报 2014年第4期46卷 487-496页

作者：杜磊宁方飞北京航空航天大学能源与动力工程学院北京100191

借助γ--Reθ转捩模型,实现了高亚临界雷诺数(Re=1.4×105)下圆柱层流分离流动的尺度自适应模拟.统计平均结果表明数值计算和实验测量较为接近,尤其在圆柱后半段的分离区中,压力系数和实验符合得很好,误差主要源于分离点预测的不准确.... 详细信息

借助γ--Reθ转捩模型,实现了高亚临界雷诺数(Re=1.4×105)下圆柱层流分离流动的尺度自适应模拟.统计平均结果表明数值计算和实验测量较为接近,尤其在圆柱后半段的分离区中,压力系数和实验符合得很好,误差主要源于分离点预测的不准确.瞬态流动则显示,层流分离的剪切层中出现了展向不稳定,且在向下游的输运过程中不断增强,最后转捩为完全湍流.在湍流分离模拟中,由于缺乏剪切层失稳的非定常性,SST-SAS模型的尺度分辨能力变弱,因此在分离区以及下游尾迹中求解出的湍流尺度要明显较层流分离时大.

关键词：圆柱绕流层流分离湍流分离尺度自适应模拟

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均匀各向同性湍流的脱体涡数值模拟

北京航空航天大学学报 2011年第5期37卷 589-594页

作者：吴晶峰宁方飞北京航空航天大学能源与动力工程学院北京100191

采用脱体涡模拟方法对均匀各向同性湍流进行了数值模拟,并与Comte-Bel-lot实验测量结果进行了对比,验证了该文的脱体涡模拟方法对均匀各向同性湍流模拟的可靠性.初始速度场的生成采用Rogallo所提出的构造方法,初始湍能谱满足Von Karman... 详细信息

采用脱体涡模拟方法对均匀各向同性湍流进行了数值模拟,并与Comte-Bel-lot实验测量结果进行了对比,验证了该文的脱体涡模拟方法对均匀各向同性湍流模拟的可靠性.初始速度场的生成采用Rogallo所提出的构造方法,初始湍能谱满足Von Karman波谱分布;在对流输运项的选择方面,分别采用二阶中心型格式、四阶偏斜对称型中心格式和迎风型低耗散通量分裂格式,考察它们在均匀各向同性湍流模拟中的计算精度和适用性.同时,通过改变计算域大小以及脱体涡模拟方法中的模型常数,达到能谱截断波数的改变,考察它对各向同性湍流计算的能谱以及能谱截断处小尺度涡能量积累问题的影响.

关键词：湍流能量耗散能谱分析

后台阶流动的Hybrid RANS/LES模拟

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北京航空航天大学学报 2011年第6期37卷 701-704页

作者：吴晶峰宁方飞北京航空航天大学能源与动力工程学院北京100191

采用雷诺平均的Navier-Stokes和大涡模拟混合的方法对后台阶流动进行了数值模拟,并与实验结果进行了对比;分区尺度采用IDDES(Improved Delayed Detached Eddy Simulation)模式:来流包含背景湍流度时,混合方法转化为WMLES(Wall Modeling ... 详细信息

采用雷诺平均的Navier-Stokes和大涡模拟混合的方法对后台阶流动进行了数值模拟,并与实验结果进行了对比;分区尺度采用IDDES(Improved Delayed Detached Eddy Simulation)模式:来流包含背景湍流度时,混合方法转化为WMLES(Wall Modeling in LES)模拟,除了近壁区外的大部分区域都是直接求解;不包含来流湍流度时,转化为DDES(Delayed Detached Eddy Simulation)模式,附面层采用纯RANS模拟,大分离流动区用类脱体涡模拟方法模拟;对流通量的离散采用迎风型低耗散通量分裂格式和中心型四阶偏斜对称格式组合的模式;湍流模型采用Spalart-Allmaras(S-A)模型;亚格子长度尺度取决于网格分布和到壁面的距离.

关键词：后台阶流脱体涡模拟对流格式

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一种压气机叶型的可控环量尾缘造型方法

航空动力学报 2019年第1期34卷 142-155页

作者：宁方飞李一鸣北京航空航天大学能源与动力工程学院航空发动机气动热力国家级重点实验室北京100191 中国航天科工集团有限公司飞航技术研究院北京海鹰科技情报研究所北京100074

为了提高压气机叶型负荷,提出了一种可控环量尾缘造型方法,该方法对叶型尾缘处弦长2%的区域进行特殊造型,通过改变流动后驻点位置从而提高叶型环量,增加叶型气流转角。在不同马赫数及雷诺数下进行数值模拟得到了一致的结论。数值模拟结... 详细信息

为了提高压气机叶型负荷,提出了一种可控环量尾缘造型方法,该方法对叶型尾缘处弦长2%的区域进行特殊造型,通过改变流动后驻点位置从而提高叶型环量,增加叶型气流转角。在不同马赫数及雷诺数下进行数值模拟得到了一致的结论。数值模拟结果显示:以设计进气角D因子为0.52的叶型为基准叶型,采用可控环量尾缘造型后叶型气流转角可提高21%,同时总压损失基本无变化,部分叶型甚至在气流转角提高的同时总压损失有所降低。而当气流折转角相同时,可控环量尾缘可以比传统尾缘的总压损失更小。

关键词：尾缘压气机二维叶型环量控制高负荷