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叶尖小翼对Stage37压气机级稳定裕度的影响

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航空动力学报 2024年

作者：钟兢军王缘赵傲吴宛洋上海海事大学商船学院

为了进一步研究叶尖小翼对跨声速压气机级稳定工作裕度的影响，采用数值方法对NASA Stage 37加装不同叶尖小翼的效果进行了研究。通过对比原型压气机级与加装叶尖小翼压气机级的流场特性，揭示了压力面叶尖小翼的扩稳机理。研究结果表... 详细信息

为了进一步研究叶尖小翼对跨声速压气机级稳定工作裕度的影响，采用数值方法对NASA Stage 37加装不同叶尖小翼的效果进行了研究。通过对比原型压气机级与加装叶尖小翼压气机级的流场特性，揭示了压力面叶尖小翼的扩稳机理。研究结果表明：随着压力面小翼宽度增加，压气机级的稳定工作裕度分别提高了7.35%，12.27%，19.49%，12.34%。压力面小翼的扩稳机理在于有效减弱了泄漏涡与激波的干涉程度，改善了转子区域的通流情况，同时减弱了下游静子的吸力面分离，使得静子区域低能流体减少，降低了流动损失。

关键词：叶尖小翼 Stage37压气机级叶顶泄漏稳定工作裕度数值研究

叶尖小翼对跨声速压气机级稳定工作裕度的影响

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航空动力学报 2024年第1期39卷 110-121页

作者：钟兢军赵傲胡义吴宛洋上海海事大学商船学院上海201306

为了揭示叶尖小翼对跨声速压气机级气动性能的影响机制,利用数值方法研究了压气机级转子叶片上加装不同宽度压力面/吸力面叶尖小翼的作用效果和扩稳机制。同时,提出一种更加系统的叶尖小翼结构设计方法以优化叶尖小翼技术在压气机上的应... 详细信息

为了揭示叶尖小翼对跨声速压气机级气动性能的影响机制,利用数值方法研究了压气机级转子叶片上加装不同宽度压力面/吸力面叶尖小翼的作用效果和扩稳机制。同时,提出一种更加系统的叶尖小翼结构设计方法以优化叶尖小翼技术在压气机上的应用,使压气机级压比和绝热效率基本保持不变的前提下提升其稳定工作裕度。研究结果表明:随着压力面小翼宽度的增加,压气机级的稳定工作裕度分别增加了6.01%、9.90%、10.76%、11.43%,压力面叶尖小翼改变了转子叶顶气流偏转角,抑制了叶顶泄漏流的产生和泄漏涡破碎,提升了压气机级的流通能力,同时减弱了静子叶片吸力侧的分离损失。

关键词：叶尖小翼跨声速压气机级叶顶泄漏稳定工作裕度扩稳机制

叶尖小翼结合凹槽对跨声速压气机转子间隙流场的影响

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工程热物理学报 2022年第7期43卷 1859-1869页

作者：韩少冰赵傲赵毓舟钟兢军大连海事大学船舶与海洋工程学院大连116026 上海海事大学商船学院上海201306

为了揭示叶尖小翼结合叶顶凹槽对跨声速压气机转子气动性能的影响机理,采用数值模拟方法研究了NASA Rotor35附加不同凹槽型叶尖小翼的气动特性,并在分析Rotor35失稳机制的基础上探究了叶尖小翼结合叶顶凹槽的扩稳机理。研究结果表明:不... 详细信息

为了揭示叶尖小翼结合叶顶凹槽对跨声速压气机转子气动性能的影响机理,采用数值模拟方法研究了NASA Rotor35附加不同凹槽型叶尖小翼的气动特性,并在分析Rotor35失稳机制的基础上探究了叶尖小翼结合叶顶凹槽的扩稳机理。研究结果表明:不同深度的凹槽型小翼均使得压气机转子总压比和等熵效率有所降低。随着凹槽深度的增加,压气机转子失速裕度先增大后减小,存在最佳深度的凹槽型小翼使压气机转子失速裕度增加5.4%。凹槽型小翼方案中压气机转子叶尖负荷降低,叶尖泄漏涡强度减弱,转子叶尖通道激波后移,叶尖泄漏涡与激波干涉后发生螺旋型破裂,降低了波/涡干涉所导致的通道堵塞程度及抑制了叶片吸力面附面层分离是其扩稳的机制所在。

关键词：叶尖小翼叶顶凹槽跨声速压气机转子间隙流场数值模拟

应用叶尖小翼改善对旋风机性能的数值及实验研究

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工程热物理学报 2022年第6期43卷 1691-1695页

作者：张龙新胡斯特詹东文胡小文陈鹏美的集团中央研究院顺德528311

针对某空调对旋风机设计了叶尖小翼,借助数值模拟与实验的方法,详细分析了不同小翼构型对空调对旋风机叶尖流场以及声学性能的影响。仿真计算结果表明,应用吸力面小翼能够增强叶尖近吸力侧流动的稳定性,而压力面小翼对叶尖流动的影响很... 详细信息

针对某空调对旋风机设计了叶尖小翼,借助数值模拟与实验的方法,详细分析了不同小翼构型对空调对旋风机叶尖流场以及声学性能的影响。仿真计算结果表明,应用吸力面小翼能够增强叶尖近吸力侧流动的稳定性,而压力面小翼对叶尖流动的影响很小。噪声测试结果显示,应用吸力面小翼可降低对旋风机的总声压级。

关键词：对旋风机叶尖小翼泄漏流气动噪声

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不同部位叶尖小翼对涡轮间隙泄漏的影响

工程热物理学报 2023年第8期44卷 2130-2135页

作者：刘昊陈永强黄典贵上海理工大学能源与动力工程学院上海200093

采用数值计算方法对1.5级涡轮进行全三维模拟,捕捉叶尖区域泄漏流主要流动特征。针对叶尖泄漏问题,分别在叶尖吸力面、压力面以及全周添加小翼,分析不同位置、宽度的叶尖小翼对泄漏流动的调控机理。结果表明,叶尖小翼能改变叶顶吸力面... 详细信息

采用数值计算方法对1.5级涡轮进行全三维模拟,捕捉叶尖区域泄漏流主要流动特征。针对叶尖泄漏问题,分别在叶尖吸力面、压力面以及全周添加小翼,分析不同位置、宽度的叶尖小翼对泄漏流动的调控机理。结果表明,叶尖小翼能改变叶顶吸力面和压力面静压分布,静压力差降低,泄漏量减小且泄漏涡的产生推迟,泄漏涡与上通道涡掺混作用降低。总体上,全周小翼的流动调控能力最佳,涡轮等熵总总效率提升0.52%,吸力面小翼次至之,压力面小翼最差。叶尖小翼的控制效果与小翼宽度呈正比。

关键词：涡轮叶尖小翼间隙泄漏流动控制

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叶尖小翼对风力机叶片气动特性影响研究

可再生能源 2022年第5期40卷 639-644页

作者：王亚娥葛文澎苗得胜吴迪明阳智慧能源集团股份公司广东中山528400

叶片外形优化是提升风力机气动性能的关键。文章基于STAR-CCM+软件,采用RANS法进行了叶尖小翼气动特性的研究。通过与Bladed计算结果进行对比,验证了此方法的可行性,在此基础上,研究了小翼扭角对叶片三维流场数值计算结果的影响。叶尖... 详细信息

叶片外形优化是提升风力机气动性能的关键。文章基于STAR-CCM+软件,采用RANS法进行了叶尖小翼气动特性的研究。通过与Bladed计算结果进行对比,验证了此方法的可行性,在此基础上,研究了小翼扭角对叶片三维流场数值计算结果的影响。叶尖小翼减弱了叶尖附近的流动分离现象,增大了叶片压力面与吸力面之间的压差,从而提升了风力机的输出功率。当小翼其他设计参数相同时,负扭角对风力机性能的提升效果优于正扭角,小扭角对风力机性能的提升效果优于大扭角。总体上,小翼扭角对风力机功率和推力的影响较小,当风速相同时,功率增长率最大差值小于0.7%,推力增长率最大差值小于1%。

关键词：叶尖小翼风力机气动特性叶尖段

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低速离心压气机叶尖小翼设计与扩稳机理研究

推进技术 2022年第4期43卷 67-74页

作者：韩少冰黄迪赵傲钟兢军大连海事大学船舶与海洋工程学院辽宁大连116026 上海海事大学商船学院上海201306

为了揭示叶尖小翼对离心压气机气动性能的影响机理,采用数值模拟方法研究了NASA低速离心压气机(LSCC)附加不同叶尖小翼的气动特性,并在分析离心叶轮失稳机制的基础上探究了叶尖小翼的扩稳机理。研究结果表明:平顶型小翼对离心压气机性... 详细信息

为了揭示叶尖小翼对离心压气机气动性能的影响机理,采用数值模拟方法研究了NASA低速离心压气机(LSCC)附加不同叶尖小翼的气动特性,并在分析离心叶轮失稳机制的基础上探究了叶尖小翼的扩稳机理。研究结果表明:平顶型小翼对离心压气机性能影响较小,凹槽型小翼均使得压气机效率有所降低。凹槽型压力面小翼方案使得压气机综合稳定裕度增加5.4%,凹槽型吸力面小翼方案使得压气机综合稳定裕度降低9.4%。叶顶间隙泄漏所导致的流动阻塞是影响LSCC叶轮失稳的关键因素。凹槽型压力面小翼方案中叶片前缘处部分叶顶泄漏流体进入叶顶凹槽处形成凹槽涡和叶顶分离涡,减弱了离心叶轮叶顶泄漏涡形成时的强度。

关键词：离心压气机叶尖小翼叶尖泄漏涡流动阻塞数值模拟

基于加装叶尖小翼风电机组发电量提升试验研究

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太阳能学报 2022年第10期43卷 159-166页

作者：魏超唐梓彭上官炫烁华电电力科学研究院有限公司新能源技术研究所杭州310030

针对老旧风电场由于风电机组风轮和风资源未能很好匹配等原因导致的发电量不理想问题,提出一种基于加装叶尖小翼风电机组发电量提升方法,该方法在增加叶片扫掠面积的同时有效改善叶片的气动性能。通过加装叶尖小翼增加叶尖部分切向力,... 详细信息

针对老旧风电场由于风电机组风轮和风资源未能很好匹配等原因导致的发电量不理想问题,提出一种基于加装叶尖小翼风电机组发电量提升方法,该方法在增加叶片扫掠面积的同时有效改善叶片的气动性能。通过加装叶尖小翼增加叶尖部分切向力,增加主轴扭矩从而提高风轮吸收功率,达到提升发电量的目的。基于风电场实际试验数据对提功增效效果进行分析,结果表明所提方法在满足安全性的前提下可有效提高机组输出功率,提升发电量。同时该方法成本低,展现了良好的性价比。

关键词：风力机叶尖小翼气动性能发电量

叶尖小翼结合复合弯掠对跨声速压气机性能的影响研究

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叶尖小翼结合复合弯掠对跨声速压气机性能的影响研究

作者：孙龙大连海事大学

学位级别：硕士

随着现代航空工业的发展,航空发动机的设计方向逐渐以实现更高的效率和更高的推重比为基本理念,压气机作为其核心部件也被要求能以更少的级数达到更高的增压比并具有更大的稳定工作裕度。然而由于叶顶间隙的存在,叶顶泄漏流使压气机内... 详细信息

随着现代航空工业的发展,航空发动机的设计方向逐渐以实现更高的效率和更高的推重比为基本理念,压气机作为其核心部件也被要求能以更少的级数达到更高的增压比并具有更大的稳定工作裕度。然而由于叶顶间隙的存在,叶顶泄漏流使压气机内部流动产生了大量的损失,因此为了使航空发动机在工作稳定程度与气动性能等方面得到改善,如何有效控制叶顶泄漏流动便成了必须考虑的问题。一方面,叶片弯掠技术凭借其对端区二次流与激波的有效控制已经在压气机中得到应用;另一方面,叶尖小翼技术对抑制压气机叶顶泄漏损失以及提高失速裕度也具有明显效果,因此本文将二者结合研究其共同作用下对压气机的影响效果及机理,主要工作如下:首先,对跨声速压气机转子NASA Rotor 67进行了参数化弯掠造型,对前掠与正弯两种弯掠形式各设计了五种方案进行数值模拟以研究弯/掠高、弯/掠角几个参数对压气机性能的影响,对数值结果分析后发现:前掠使压气机的峰值效率与失速裕度减小但增大了总压比,随着掠高或掠角的减小压气机的峰值效率与失速裕度下降的程度降低;正弯能在压气机峰值效率下降不大的前提下增大压气机失速裕度,虽然压气机失速裕度随着弯高或弯角的增大而增加但其峰值效率也下降越多,且弯角大小的影响尤其明显。其次,分别在选定的前掠与正弯转子上加装四种不同宽度的压力面叶尖小翼进行数值研究,结果表明叶尖小翼结合正弯或前掠均能在峰值效率下降不大的前提下使压气机的失速裕度明显增加,且随着小翼宽度增加裕度提升越多而效率下降越明显。跨声速压气机叶顶泄漏涡与激波的相互干涉是流动失稳的关键原因,而压力面叶尖小翼对叶顶泄漏涡的强度能起到明显削弱效果,泄漏涡向下游移动与激波作用后产生的低速区范围因此而减少,这不仅使转子叶顶区域通流能力提高,也增加了压气机的工作稳定范围。最后,针对叶尖小翼与弯掠组合转子在变转速下(80%设计转速)的气动性能变化进行数值分析。结果发现,与在100%设计转速下不同,在80%设计转速下的转子叶顶泄漏涡发生了破碎,这也使得泄漏涡与激波干涉后产生的低能流体区域范围明显大于在100%设计转速时的情况。同时发现,在100%设计转速和80%设计转速下,压气机失速裕度明显提升的原因均是由于压力面叶尖小翼对叶顶泄漏涡的削弱作用。

关键词：压气机叶片弯掠叶尖小翼叶顶泄漏涡激波失速裕度