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热能动力工程 2023年第8期38卷 34-43页

作者：蒋会明潘鸿海闫寒袁静上海理工大学机械工程学院上海200093 上海宇航系统工程研究所上海201109

为了研究叶顶区域非定常流动特性,对跨声速轴流压气机转子NASA Rotor37在多工况下进行了三维非定常数值模拟,采用谱本征正交分解(Spectral Proper Orthogonal Decomposition, SPOD)方法从叶顶区域流场中提取出时空耦合的单频相干结构进... 详细信息

为了研究叶顶区域非定常流动特性,对跨声速轴流压气机转子NASA Rotor37在多工况下进行了三维非定常数值模拟,采用谱本征正交分解(Spectral Proper Orthogonal Decomposition, SPOD)方法从叶顶区域流场中提取出时空耦合的单频相干结构进行分析。研究结果表明:相比于常规分析方法,SPOD方法能够高效地从非定常流场中识别出流动特征,有助于揭示叶顶区域流动规律;在“小流量”工况下叶顶区域流动呈现出强的非定常性,且随着质量流率的减小叶顶区域非定常流动增强、波动范围增加、波动频率呈现出“阶跃式”下降;造成叶顶区域流场非定常周期性波动的主要原因是叶顶间隙泄漏涡破碎区的扰动以及叶顶间隙泄漏涡破碎后与主流相互作用所形成的叶尖二次涡的波动。

关键词：跨声速轴流压气机谱本征正交分解(SPOD) 叶顶间隙泄漏涡非定常流动模态分析

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压气机失速先兆及转子多工况流场的DMD分析

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航空动力学报 2020年第11期35卷 2413-2420页

作者：李康迪杜云祥徐自力西安交通大学航天航空学院机械结构强度与振动国家重点实验室西安710049

对NASA Rotor 37跨声速轴流压气机级在多工况下的非定常流场进行了流固耦合数值模拟,采用动力学模态分解(DMD)方法得到了流体压力和速度的模态信息并绘制了模态云图,数值判定了压气机各工况的稳定性,获得了流动特征结构,通过模态云图发... 详细信息

对NASA Rotor 37跨声速轴流压气机级在多工况下的非定常流场进行了流固耦合数值模拟,采用动力学模态分解(DMD)方法得到了流体压力和速度的模态信息并绘制了模态云图,数值判定了压气机各工况的稳定性,获得了流动特征结构,通过模态云图发现了近失速点突尖型失速的初期表现。结果表明:在计算的多种工况中,近失速点和堵塞点均存在不稳定的模态阶次;DMD方法识别的各阶频率与压力信号频谱分析结果的最大误差为0.63%;随着背压上升,相邻两叶片通道内高压低速流体团位置逐渐向叶片前缘移动,范围逐渐扩展;在近失速点,尾缘回流与主流的掺混在叶片吸力面中部产生了半椭球形的旋涡并造成流道堵塞,是突尖型失速的初期表现。

关键词：跨声速轴流压气机非定常流场动力学模态分解模态特征分析突尖型失速

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低雷诺数下压气机的二次流旋涡结构

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航空动力学报 2015年第10期30卷 2472-2480页

作者：胡加国王如根李坤郭飞飞空军工程大学航空航天工程学院西安710038

为了探究高空低雷诺数条件下跨声速压气机的流动规律,对NASA Rotor37进行单通道数值模拟,探索其在低雷诺数进气条件下二次流的旋涡结构.研究发现:马蹄涡压力面分支诱发压力面角区诱导涡,壁角涡形成了顺流和逆流的两段式结构,脱落涡由叶... 详细信息

为了探究高空低雷诺数条件下跨声速压气机的流动规律,对NASA Rotor37进行单通道数值模拟,探索其在低雷诺数进气条件下二次流的旋涡结构.研究发现:马蹄涡压力面分支诱发压力面角区诱导涡,壁角涡形成了顺流和逆流的两段式结构,脱落涡由叶根角区发展起来后不断从尾缘脱落,泄漏涡近失速点仅局部破裂不是失稳触发的主要原因.通道中的激波系诱发了吸力面和压力面的两个径向涡,压力面径向涡构成闭合的气泡式分离,吸力面径向涡在叶顶的破碎诱导产生分离涡,触发了低雷诺数下压气机的失稳.流场旋涡结构由马蹄涡、壁角涡、径向涡、泄漏涡、分离涡、脱落涡6个大尺度旋涡以及其他小尺度旋涡组成.

关键词：跨声速轴流压气机低雷诺数二次流径向涡旋涡模型

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压气机静叶平面叶栅变冲角性能分析与计算

压气机静叶平面叶栅变冲角性能分析与计算

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作者：张会麓王鹏安内蒙古大唐国际托克托发电有限责任公司

使用NUMECA软件对以跨声速轴流压气机Stator37转子根部叶型为基础建立的平面叶栅在同一进口马赫数、不同冲角时进行数值模拟计算,得到了叶片的冲角变化对叶栅出口截面损失、平面叶栅的端壁静压、平面叶栅的出口气流角分布、平面叶栅的... 详细信息

使用NUMECA软件对以跨声速轴流压气机Stator37转子根部叶型为基础建立的平面叶栅在同一进口马赫数、不同冲角时进行数值模拟计算,得到了叶片的冲角变化对叶栅出口截面损失、平面叶栅的端壁静压、平面叶栅的出口气流角分布、平面叶栅的表面静压所产生的变化规律。结果表明:在进口马赫数保持为0.7不变的情况下,随着冲角的持续增大,叶型的损失也不断增加;当叶片处于正冲角时,由于叶栅通流面积减小,因此流道的通流性变差,导致叶型损失增加。当叶片处于负冲角时,由于叶片通道的面积较大,因此通道的通流性变好,致使叶型损失减小。当叶片冲角由负冲角增加到正冲角的过程中,叶栅出口总压损失系数是先减小后增大的发展趋向,冲角为-6°时的损失达到最小。当冲角增大时,低压区部分有向叶片前缘方向移动的趋势,端壁附面层的厚度增加,其速度非常快,致使其横向压力梯度增强,端壁与叶片边界层互相影响,使气流难以紧贴着壁面流动,导致分离加剧,使出口总压损失系数急剧增高。

关键词：跨声速轴流压气机静叶平面叶栅冲角数值模拟

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