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压气机角区分离是一种常发生于轴流压气机“吸力面—端壁”角区的三维分离现象。
压气机角区分离会引起流场堵塞及流动损失，严重时更会引起角区失速，对压气机的性能产生极大影响。
随着压气机单级负荷的不断提升，压气机角区分离问题变得日趋严重。
压气机角区分离流动机理截至目前，针对压气机角区分离现象已进行了大量的试验与数值模拟研究。
普遍认为，压气机角区分离的形成源于快速增长的端壁边界层与二次流的相互作用，导致大量低能流体在角区附近堆积，由此引发了角区分离。
端壁边界层的快速增长与压气机通道中的流向强逆压梯度密切相关，而二次流的形成属于压气机叶片通道中典型的三维流动现象，不仅与通道内的压力梯度相关，还与通道中各种涡系的产生与发展密切相关。
压气机叶片通道内存在流向、展向和周向的压力梯度。
例如，假设忽略周向压力梯度在叶高方向的变化时，在子午面中的主流流线上，周向的离心力与压力梯度处于平衡状态，然而在边界层内，由于边界层内较低的流体速度，周向的离心力不能与压力梯度相平衡，这就导致了向吸力面运动的二次流的产生。
在叶片前缘处产生的马蹄涡也是影响叶片通道内二次流的重要涡系。
由于在叶片前缘滞止点处压力梯度大于0，流体在靠近前缘的部位会产生减速。
边界层外的高速流体会进入边界层取代其中的低速流体，在压力作用下，流动会向端壁发展。
与此同时，原先靠近端壁的流体在强逆压梯度下无法继续附着在端壁上，流动产生了分离。
这两种流动现象的相互作用导致了马蹄涡的形成，并在叶片通道内分成两支发展，如图1所示。
靠近叶片压力面的马蹄涡分支在周向压力梯度的作用下被推向相邻叶片的吸力面。
由于马蹄涡与通道涡的旋转方向相同，马蹄涡被增强，靠近叶片和端壁的低能流体被吸入马蹄涡内。
因此，马蹄涡和通道涡成为了影响叶片通道内流动损失的重要涡系。
图1 通道内马蹄涡的发展一个典型的角区分离流场结构如图2所示。
分离在流向逆压梯度下，端壁上的涡结构形成了一个封闭的分离区，这个分离区由吸力面上的分离线和端壁上的分离线包裹构成。
径向涡轮叶片的形状和原理径向涡轮叶片是一种重要的涡轮机械元件，广泛应用于涡轮机、涡轮泵、涡轮增压器等设备中。
它的主要功能是将流体动能转化为机械能，实现流体的压力或速度的变换。
径向涡轮叶片的形状和原理决定了它在流体力学中的作用及性能，接下来我将详细介绍径向涡轮叶片的形状和原理。
首先，我们来了解径向涡轮叶片的形状。
径向涡轮叶片通常由一系列弯曲的叶片组成，这些叶片围绕轴线呈放射状排列。
每个叶片都由进口和出口两个叶片面组成，通常进口叶片面具有更大的曲率以适应流体进入叶栅的需求，出口叶片面则具有较小的曲率以适应流体脱离叶栅的需求。
叶栅的进口叶片面和出口叶片面之间通过一个弯曲过渡区连接，使得流体能够平稳地通过叶栅。
另外，径向涡轮叶片的前缘和后缘通常呈弧形，以降低流体在进出叶栅时的损失。
其次，我们来了解径向涡轮叶片的工作原理。
径向涡轮叶片的工作原理可以用欧拉方程来描述，即动量守恒和能量守恒原理。
当流体通过叶栅时，它会给叶栅施加一个作用力，这个作用力可以分解为径向力和切向力两个分量。
径向力使流体在叶栅中产生径向运动，而切向力则使流体在叶栅中旋转。
当流体通过叶栅时，叶栅的转动将流体的动能转换为叶栅的旋转动能。
转速越高，叶栅转动的动能越大，从而实现对流体的加速和压力的增加。
另外，径向涡轮叶片的进出口叶片面之间的弯曲过渡区可以减小流体的损失，提高能量转换效率。
除了以上的形状和原理外，还有一些设计参数影响着径向涡轮叶片的性能。
首先是叶栅的厚度和叶片的宽度，这两个参数决定了叶栅的强度和刚度。
叶栅越厚越宽，可以承受更大的压力和旋转力矩，但同时也会增加流体的阻力和损失。
其次是叶栅的安装角度和出口流动角度，这两个参数决定了叶栅对流体的作用效果。
进口叶片面的安装角度决定了流体的进入方向和速度，而出口叶片面的出流角度决定了流体脱离叶栅后的速度和方向。
最后是叶片的材料和制造工艺，可以通过合理选择材料和制造工艺来提高叶栅的耐热性、耐磨性和抗冲击性。
几种叶片参数变化对叶轮机气动性能的影响摘要：叶轮机叶片设计与制造过程中，常常遇到某一尺寸参数变化对叶轮机性能影响是否显著的问题。
本文以常见的叶片尺寸参数偏离设计状态问题为切入点，分析了不同叶片尺寸参数的敏感度，以期对叶轮机设计与制造有所帮助。
关键词：叶轮机、叶片、形状、性能叶轮机械的气动性能主要由叶片决定，叶片某一尺寸参数或形状的微小变化也可能会对叶片的气动性能产生显著影响，我们将这类参数称为敏感参数。
为了掌握叶片的敏感参数，需进行较多的研究。
下文是本人工作过程中经常遇到的叶片偏离设计状态的问题，以及这类问题的分析。
一、叶片前缘变为非圆弧型对气动性能的影响涡轮叶片的前缘一般设计成大圆弧，但这个圆弧前缘是否一定是唯一实用的前缘呢？陈雷[1]对比了Ｂｅｚｉｅｒ曲线前缘和圆弧前缘涡轮的气动性能。
在涡轮正常运行的攻角范围内，该非圆弧前缘有减小损失的作用，其机理是：非圆弧前缘的曲率半径逐渐增大，减小了前缘表面流动的法向压力梯度，抑制前缘的过度膨胀，削弱吸力峰，降低切点附近切向速度及速度梯度，减小由摩擦力引起的能量耗散，损失变小，且非圆弧形曲线的δ越大，流动损失相对越小；但在涡轮非设计工况的大攻角条件下，叶盆分离更加严重，流动性能恶化，损失增大。
压气机前缘也可以设计成非圆弧形，优化前缘形状的机理是，曲率半径逐步增大,可以减小前缘表面流动的法向压力梯度,抑制前缘表面的过度膨胀,从而降低吸力峰,减小吸力峰内的逆压梯度,避免叶片表面的层流分离,改善叶片气动性能。
因此，可以将压气机前缘设计成椭圆形前缘[2]。
但椭圆前缘加工难度较大，陈宏志[3]探索了带平台的圆弧形前缘，其形状如同1.2，即在圆弧前缘的叶背位置上铣出一个平面，并铣出倒角来过渡。
椭圆前缘一般由a/b决定其性能，而平台前缘的性能由平台前端在原始圆弧前缘上的位置和倾斜角决定。
但两者的优化效果都类似，不过平台前缘的平面两端形成两个弱吸力峰,取代了原始圆弧形前缘上的单个强吸力峰。
航空发动机涡轮叶片失效分析与评估航空发动机的涡轮叶片是关键的组成部分，其质量和可靠性直接影响飞机的性能和安全。
因此，对涡轮叶片失效进行分析与评估至关重要。
本文将从失效原因、失效分析方法以及评估措施等方面进行探讨。
一、失效原因涡轮叶片失效可以由多种原因引起，下面列举了一些常见的失效原因：1. 疲劳断裂：由于长期受到循环载荷的作用，涡轮叶片会发生疲劳断裂，导致叶片失效。
2. 热腐蚀：高温环境下，涡轮叶片会受到氧化和腐蚀的影响，逐渐失去材料的强度和形状稳定性。
3. 过热变形：在高温运行条件下，涡轮叶片可能会由于过渡区域温度过高，导致叶片变形或扭曲失效。
4. 引气失效：由于引气部件的故障或设计不当，空气流动异常，造成叶片受到不正常的载荷，导致失效。
5. 疲劳腐蚀裂纹：在高温、高腐蚀环境下，涡轮叶片可能同时受到疲劳和腐蚀的作用，导致裂纹的生成和扩展。
二、失效分析方法为了准确分析涡轮叶片失效的原因，通常采用以下方法进行研究：1. 金相分析：通过金相分析，可以观察到叶片内部的组织结构、晶界和缺陷，判断是否存在材料缺陷或应力集中等问题。
2. 热分析：利用热分析技术，如差热分析（DSC）和热重分析（TGA），可以研究涡轮叶片在高温环境下的热稳定性和热腐蚀性能。
3. 腐蚀分析：通过化学腐蚀试验和电化学测试，可以评估涡轮叶片在腐蚀环境下的耐蚀性和腐蚀速率。
4. 超声波检测：利用超声波检测技术，可以对叶片内部存在的裂纹、夹杂物和松动部分进行无损检测，确定可能存在的缺陷。
5. 仿真模拟：采用有限元分析和流体动力学模拟等数值模拟方法，对涡轮叶片在实际工作条件下的应力、温度分布进行模拟分析，预测叶片的寿命和失效形式。
三、评估措施针对涡轮叶片失效的原因和分析结果，可以采取以下评估措施：1. 材料选择与优化：针对不同工作条件和失效类型，选择合适的高温合金材料，并通过优化材料结构和热处理工艺等方式，提高叶片的抗疲劳和抗腐蚀能力。
2. 检测与监测：建立完善的涡轮叶片检测和监测系统，及时发现叶片的缺陷和异常情况，进行预防性维修和更换。
目录•前言•涡轮叶片前缘冷却结构概述•流动换热机理研究•数值模拟与实验验证•涡轮叶片前缘冷却结构优化设计•结论与展望前言01航空发动机涡轮叶片是发动机关键部件之一，工作在高温、高压、高转速的极端环境下，其冷却技术是保证其正常工作的关键。
02涡轮叶片前缘由于处于高温、高应变率和低雷诺数的流动环境下，是冷却技术研究的重点和难点。
03研究涡轮叶片前缘冷却结构的流动换热机理，对于提高发动机性能、降低冷却能耗、提高叶片使用寿命具有重要意义。
研究背景与意义研究内容研究涡轮叶片前缘冷却结构的流动换热特性，包括冷却气体流量分配、流动换热性能、气膜冷却效率等。
采用实验研究、数值模拟和理论分析相结合的方法，对涡轮叶片前缘冷却结构进行深入研究。
通过实验手段测量涡轮叶片前缘在不同工况下的温度分布、冷却气体流量分配等参数，为数值模拟提供边界条件。
利用CFD软件对涡轮叶片前缘冷却结构进行数值模拟，通过对流动换热过程的模拟，分析冷却气体流量分配、流动换热性能、气膜冷却效率等参数。
基于实验和数值模拟结果，运用传热学、流体力学等理论对涡轮叶片前缘冷却结构的流动换热机理进行分析和研究。
研究方法数值模拟理论分析实验研究研究内容与方法涡轮叶片前缘冷却结构概述01气膜冷却通过在叶片前缘开设一定的孔或缝，将冷气引入主流区域，形成气膜，对前缘进行保护。
具有较高的冷却效率，但可能影响流场和换热。
02冲击冷却利用高速气流冲击叶片前缘，将热量带走。
具有较大的冷却系数，但可能产生冲击疲劳。
03扰流件冷却通过在叶片前缘添加扰流件，改变流场形态，提高换热效果。
具有较低的冷却效率，但可以降低附面层分离。
冷却结构类型及特点采用先进的冷却技术可以允许涡轮进口温度提高，从而提高涡轮的性能和效率。
提高涡轮进口温度通过冷却结构可以有效地将叶片前缘附面层温度降低，防止附面层分离和烧蚀。
降低叶片前缘附面层温度采用合理的冷却结构可以改善涡轮出口温度分布的均匀性，从而提高下游部件的性能。
涡轮叶栅尾迹对二次流影响的试验研究
刘火星;周琨;邹正平
【期刊名称】《工程热物理学报》
【年(卷),期】2009()3
【摘要】本文利用运动圆柱排模拟上游叶片尾迹,在平面涡轮叶栅上研究了上游尾迹与叶栅通道内二次流相互作用,初步讨论了尾迹与二次流相互作用的机理,研究发现利用这种相互作用可以控制二次流的强度、减小二次流损失,进而可实现提高涡轮效率的目的。
【总页数】5页(P397-401)
【关键词】涡轮;平面叶栅;尾迹
【作者】刘火星;周琨;邹正平
【作者单位】北京航空航天大学航空发动机气动热力国防重点实验室
【正文语种】中文
【中图分类】O357.5
【相关文献】
1.基压对跨声速涡轮叶栅尾迹损失影响的研究 [J], 姜正礼;刘志刚;凌代军
2.基压对跨声速涡轮叶栅尾迹损失影响的研究 [J], 姜正礼;凌代军
3.周期性尾迹对涡轮端区二次流强度影响 [J], 曹惠玲;左灿林
4.透平叶栅尾部形状及喷气对尾迹流的影响 [J], 王建华
5.上游尾迹与涡轮叶栅通道涡相互作用研究 [J], 綦蕾;郑赟;邹正平;刘火星;李维;周颖;许如琦
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精 密 成 形 工 程第15卷 第9期192 JOURNAL OF NETSHAPE FORMING ENGINEERING2023年9月收稿日期：2023-07-13 Received ：2023-07-13引文格式：吴旭辉. 叶片厚度变化对船用轴流涡轮性能的影响[J]. 精密成形工程, 2023, 15(9): 192-197.WU Xu-hui. Effects of Blade Thickness on Performance of Marine Axial-flow Turbines[J]. Journal of Netshape Forming Engi-叶片厚度变化对船用轴流涡轮性能的影响吴旭辉（海装广州局驻重庆地区第二军事代表室，重庆 400042）摘要：目的 研究船用轴流涡轮叶片厚度对涡轮性能的影响，为高性能涡轮设计提供参考。
方法 基于计算流体力学（CFD ）仿真，模拟分析了2种叶片厚度下的叶片压力、涡轮流通特性及效率特性。
结果 在相同膨胀比条件下，当叶片厚度从16.12 mm 增大至16.61 mm （叶根处宽度）时，折合流量下降。
当膨胀比从1.5增大到2时，加厚叶片的折合流量从0.216增长至0.238，未加厚叶片的折合流量从0.219增长至0.243。
当膨胀比从2继续增大时，涡轮流量随膨胀比的变化而趋于平缓。
当膨胀比约为2时，涡轮效率达到最高。
采用加厚叶片时，涡轮效率最高达到0.815；当膨胀比为1.5~2.68时，涡轮效率在0.8以上。
当采用未加厚叶片时，涡轮效率最高达到0.808；当膨胀比为1.6~2.38时，涡轮效率才能达到0.8以上。
结论 转子叶片的加厚有利于降低能量损失，且叶片表面产生旋转涡流有助于减轻尾缘处的速度冲击，进一步降低了能量损失；但转子叶片过厚会限制流体的通量，使转子的通流面积减小，涡轮的折合流量减小；在大膨胀比条件下，加厚叶片涡轮的堵塞流量明显小于未加厚涡轮的。
DOI:10.13224/ k i.jasp.1998.03.003第13卷 第3期航空动力学报V ol.13No.3 1998年7月Journal of Aerospace Power July 1998叶轮机叶片的三维造型及其对叶片气动负荷的影响北京航空航天大学 邹正平** 赵令德 陈矛章 徐力平【摘要】 研究叶轮机叶片的弯扭及掠形等因素对叶片气动负荷分布的影响。
给出了一个针对叶轮机内部流动的一般的掠角定义。
基于线化的小扰动理论,用解析方法对叶片三维造型各因素的位势影响进行了分析,并用三维粘性数值模拟进行了验证和分析。
分析结果表明,叶轮机叶片的弯扭和前缘掠形对叶片的负荷分布有重要的调节作用。
合理利用三维造型的负荷调整功能可有效地调整负荷沿展向和弦向的分布,为叶型设计提供新的自由度。
主题词: 叶轮机械 叶片 三维流动 分类号: V232.41 前 言 随着对叶轮机性能要求的不断提高以及人们对其内部流动规律认识的深入,充分利用三维叶型以获得高性能的措施越来越受重视[1-3]。
但是,对三维复杂叶型中流动现象的物理机制并不十分清楚,如小展弦比转子三维流动现象中典型的激波面扭曲和吸力面激波后掠[4]。
这不仅给设计优化带来困难,使三维叶型参数的选择带有盲目性和任意性,在某些流动条件下甚至可能产生负的效果,使流动恶化。
越来越多的研究表明,宏观流动是由压力分布控制的,粘性的作用只是流动机理之一而主要的驱动力是压力场。
从表面上看存在很多压力场与粘性相互作用的例子,如激波—附面层干扰,二次流动等等,但其主导因素仍在于压力分布。
而在另外一些情况下,流动完全由压力梯度控制,粘性只提供了耗散的机制。
端壁二次流动的控制即为典型的例子:研究表明减少叶片通道前部的横向压力梯度,即减小叶片弦向前部的负荷可以有效地减弱二次流动及其损失[5]。
另外,叶片展向的压力梯度对二次流动的分布也有重要的影响[6]。
这样对设计者而言,控制二次流动的问题即转化为如何调整叶片,以获得所需的叶片负荷分布的问题。
涡轮机械叶片的优化设计及性能分析研究引言：涡轮机械叶片是涡轮机的核心组成部分，其设计和性能直接影响到整个涡轮机的效率和性能。
本文将对涡轮机械叶片的优化设计和性能分析进行探讨，旨在提高涡轮机的工作效率和可靠性。
一、涡轮机械叶片的设计原理涡轮机械叶片的设计原理是基于气体动力学和流体力学的基本原理。
涡轮机械叶片通过将流体动能转换为机械能来驱动涡轮机的转动。
在设计过程中，需要考虑叶片的气动特性、材料选用和叶片几何形状等因素。
二、涡轮机械叶片的气动特性分析气动特性是指涡轮机械叶片在流体作用下的力学性能。
涡轮机械叶片的气动特性主要包括叶片流过系数、压力系数和流量系数等。
通过对叶片气动特性的分析，可以评估叶片的效率和性能，并进行优化设计。
三、涡轮机械叶片的材料选用涡轮机械叶片的材料选用是保证其工作性能和可靠性的重要因素。
常用的叶片材料包括铸造合金、单晶合金和涂层材料等。
不同的材料具有不同的机械性能和耐热性能，需要根据涡轮机的工况和使用要求选择合适的材料。
四、涡轮机械叶片的几何形状设计与优化涡轮机械叶片的几何形状设计是提高涡轮机效率和性能的关键。
常见的几何形状包括平面叶片、弯曲叶片和二次曲面叶片等。
通过仿真和数值模拟等手段，可以对涡轮机械叶片的几何形状进行优化，以提高其流动性能和工作效率。
五、涡轮机械叶片的动力学性能分析涡轮机械叶片的动力学性能分析是评估叶片结构和连接方式的重要手段。
在涡轮机的工作过程中，叶片需要承受高速旋转和高温气体的冲击和压力。
通过有限元分析和疲劳寿命评估等方法，可以确定叶片的安全工况和设计寿命。
六、涡轮机械叶片的性能测试与验证涡轮机械叶片的性能测试和验证是评估其优化设计效果的重要环节。
通过试验和数据分析，可以获得叶片的流量、转速和压力等性能参数，并与理论计算结果进行对比。
有效的测试和验证工作可以为叶片的优化设计提供支持和参考。
七、结论涡轮机械叶片的优化设计和性能分析是提高涡轮机效率和可靠性的关键。
涡轮转子叶片叶冠修形对涡轮气动性能的影响分析作者：单熠君曾飞李维来源：《航空科学技术》2019年第01期摘要：以某型涡桨发动机某级动力涡轮为研究对象，采用实际叶冠结构进行三维数值计算模拟动叶叶冠处的流动，并对叶冠修形对动力涡轮气动性能的影响进行了研究。
研究发现叶冠修形对动力涡轮气动效率的影响在0.2%以下，且小面积的前缘修形有利于抑制进口腔内叶冠表面的分离，大面积的前缘修形则使得进口腔内涡强度增强且向下游移动，而后缘修形使得叶冠出口堵塞及回流情况恶化，直接导致了涡轮效率损失的增加;在不同蓖齿间隙或不同气动载荷的条件下的涡轮气动效率随修形面积的变化规律是相似的。
关键词：动力涡轮;叶冠;修形;气动性能中图分类号：V231.3 文献标识码：A航空发动机动力涡轮中燃气的流动具有马赫数低、雷诺数低、负荷高、进口气动热力边界复杂等特点，呈现强三维性。
为了增加叶片刚度、抑制叶尖泄漏，动力涡轮叶片通常采用带冠形式。
叶冠的封严功能决定了该区域的几何结构十分复杂，这增加了对其内部流动进行试验测量和数值模拟的难度。
Gier[1]、Pfau[2]、Porreca[3]与Nirmalan[4]等研究了泄漏流动对主流以及涡轮气动性能的影响。
在实际工程应用中，为了评估带冠涡轮的性能，往往采用源项法模拟叶冠区域内的流动，以达到兼顾计算精度和效率的目的。
Witting[5]、Martin[6]与Vermes[7]等研究了叶冠泄漏的一维数学模型，Rosic和Denton等[8]将源项法模拟叶冠流动应用于三级带冠涡轮的数值模拟研究中。
工程实践证明将一维数学模型与主流三维模拟耦合进行计算的源项法是一种工程上简单可行的方法，已被广泛使用。
但鉴于叶冠处的实际流动十分复杂，源项法无法准确模拟叶冠处的所有三维流动现象，故本文采用叶冠实际几何结构进行叶冠流动的全三维数值模拟。
实践表明，对叶冠进行合理的修形，既可以保证涡轮外环周向刚度，又可以有效减小叶冠质量、降低动叶应力水平，从而提高涡轮寿命。
压气机叶型前缘形状对吸力面分离流动的影响吕剑波1,2,雷志军1,孙爽1,2,赵胜丰1【摘要】通过实施高负荷压气机叶栅叶片表面流场显示实验和气动参数测量，针对前缘形态对叶栅通道内分离流动和叶型损失的影响展开了研究。
实验采用两种前缘形状的高负荷叶型，在弦长雷诺数1.5×105～2.0×105之间进行。
结果表明，该叶型吸力面流动分离由前缘分离、中部分离、尾缘开式分离组成；圆弧前缘相对椭圆弧前缘增厚了边界层起始动量厚度，进而影响了边界层向下游的发展，在实验条件下Re小于1.5×105时获得更小的总压损失；Re进一步增大，椭圆弧前缘因可抑制前缘分离和尾缘附近开式分离进而降低损失优势凸显。
【期刊名称】燃气轮机技术【年(卷),期】2015(000)003【总页数】8【关键词】关键词：压气机；前缘形状；吸力面；分离航空发动机追求更高推重比的需求，给压气机提出了减轻重量的要求。
从气动设计方面考虑，采用高负荷叶型，提高级负荷，进而减少压气机级数是实现这一目标的有效途径之一。
在高负荷压气机叶栅通道内，沿主流方向存在更为强的逆压梯度，叶片表面不可避免地存在着吸力面流动分离及复杂二次流动，引起损失增加。
针对吸力面流动分离这一问题，在吸力面特定位置开槽、使用绊线、边界层吹/吸气、加粗糙度、上游尾迹耦合等边界层干预方法均得到发展，而前缘形状的研究主要集中在探索前缘分离泡的抑制，减小边界层起始动量厚度方面。
叶片前缘是叶片边界层的起始位置，其几何形状直接影响下游边界层的拓扑结构和发展状况。
为了加工和设计方便，压气机叶片前缘通常采用圆弧形前缘，在使用中叶片前缘形状会因为腐蚀或者粘连外来物质而发生变化，进而人们开始关注前缘形状对气流流动的影响的研究。
R.E.Walraevens研究了三种叶型的前缘分离流动[1]，得出相对于弦长雷诺数，入口自由流湍流强度(FreeStream Turbulence Intensity,or TU)对抑制前缘分离泡方面有更显著影响，提高自由流湍流强度可减小边界层厚度和分离泡后形状参量(shape parameter)等结论。
基于粘性伴随方法的涡轮叶片二次流损失优化设计刘锋;罗佳奇;蔡晋生【摘要】在航空涡轮叶片设计中,减少流动损失对改善涡轮叶片性能具有十分重要的意义.本文介绍了一种连续伴随方法在涡轮叶片优化设计中的应用,通过对某低展弦比涡轮叶片的根壁外形进行优化来减少二次流损失.首先通过改变叶高方向的安装角分布使得气流出口偏转角逼近目标分布,以此验证粘性伴随方法的精确性和有效性.其次,在优化二次流损失时,设计目标选取为叶片通道出口的熵增,同时满足出口流动偏转角约束.最后,分析讨论了叶片根壁外形变化对减小二次流损失及二次动能的影响.结果表明:该优化设计能有效地减小二次动能,从而提高叶片的效率.【期刊名称】《航空工程进展》【年(卷),期】2011(002)001【总页数】10页(P27-36)【关键词】涡轮叶片;优化设计;伴随方法;二次流【作者】刘锋;罗佳奇;蔡晋生【作者单位】西北工业大学,航空学院,西安,710072;美国加州大学Irvine分校机械与航空工程系,CA92697-3975;西北工业大学,航空学院,西安,710072;西北工业大学,航空学院,西安,710072【正文语种】中文【中图分类】V211.6;TK2620 引言相对于外部流动，涡轮机械流动分析更为复杂。
叶片通道(Blade Passage)内一系列涡的产生和发展不可避免地带来流动损失，导致涡轮机械效率降低。
按照产生机理，涡轮定子叶片的流动损失主要可以分为两类：叶型损失和二次流损失。
文中将主要讨论二次流损失的相关问题。
Horlock于1973年从理论上分析了涡轮机械二次流产生的机理[1]。
Perdichizzi、Dossena等人通过大量实验讨论了不同流动条件及叶片的几何参数对二次流的影响[2-5]。
这些研究表明：叶间距方向的压力梯度直接影响着二次流的产生和发展。
之后，研究发现改变叶片根壁外形能够直接影响叶片及其根壁附近的流动，从而改变叶间距方向的压力梯度，能有效地减弱二次流强度[4,6-7]。
2009年4月第30卷 第2期推 进 技 术J O U R N A LO FP R O P U L S I O NT E C H N O L O G YA p r .2009V o l .30 N o .2叶片前缘改型对涡轮叶栅二次流的影响＊孙大伟,乔渭阳,孙 爽,许开富(西北工业大学动力与能源学院,陕西西安710072) 摘 要:以某典型高压涡轮叶栅为研究对象,采用数值模拟的方法对比分析了两种端壁前缘改型结构对涡轮叶栅二次流产生的影响。
结果表明,带状结构(F i l l e t )以及适当尺寸的球形结构(B u l b )可以改善涡轮叶栅内部二次流,并且降低涡轮出口气动损失。
其中尺寸的选择对于球形结构(B u l b )影响很大。
两种不同的改型结构相比较,带状结构(F i l l e t )改型方案对二次流的改善效果较为明显,结果更为理想。
关键词:高压涡轮;前缘改型;二次流;气动损失中图分类号:V 231.3 文献标识码:A 文章编号:1001-4055(2009)02-0187-06 ＊ 收稿日期:2008-04-01;修订日期:2008-09-16。
作者简介:孙大伟(1982—),男,博士生,研究领域为推进系统气动热力学。
E -m a i l :s d w 200099@163.c o mE f f e c t s o f l e a d i n g -e d g e m o d i f i c a t i o no ns e c o n d a r yf l o wi nt u r b i n e c a s c a d e sS U ND a -w e i ,Q I A OW e i -y a n g ,S U NS h u a n g ,X UK a i -f u(S c h o o l o f P o w e r a n dE n e r g y ,N o r t h w e s t e r nP o l y t e c h n i c a l U n i v .,X i 'a n 710072,C h i n a )A b s t r a c t : N u m e r i c a l s i m u l a t i o n s w e r e c a r r i e do u t t o i n v e s t i g a t e t h e e f f e c t o f t h e t w o l e a d i n g -e d g e m o d i f i c a t i o n s o nt h e s e c o n d a r y f l o wi n h i g h -p r e s s u r e t u r b i n e c a s c a d e .T h e r e s u l t s s h o wt h a t t h e f i l l e t a n dc e r t a i nb u l bc o n f i g u r a t i o n s c o u l dc o n t r o l t h e s e c o n d a r y f l o wi n t u r b i n e c a s c a d e s a n d r e d u c e t h e a e r o d y n a m i c l o s s .T h e c h o i c e s o f t h e s i z e o f t h e b u l b c o n f i g u r a t i o n s h a v e ag r e a t i n f l u e n c e o n t h e e f f e c t o f t h e s e c o n d a r y f l o wc o n t r o l l i n g .T h e f i l l e t c o n f i g u r a t i o n s a r e b e t t e r t h a n t h e b u l b c o n f i g u r a t i o n s f o r i m p r o v i n g o f t h e s e c o n d a r y f l o wi nt u r b i n ec a s c a d e s .K e yw o r d s : H i g h -p r e s s u r e t u r b i n ec a s c a d e s ;L e a d i n g -e d g e m o d i f i c a t i o n ;S e c o n d a r y f l o w ;A e r o d y n a m i c l o s s1 引 言 二次流现象广泛存在于叶轮机械叶栅内部流动中,特别是对于高负荷、低弦比的航空燃气涡轮而言,二次流的问题及其影响十分明显。
航空燃气涡轮中二次流不仅会产生相当大的二次流损失,而且还会严重恶化端壁区的冷却效果。
20世纪60年代起,各国学者提出了很多改善控制二次流的可行技术,其中叶片端壁区前缘改型技术在近几年得到了比较大的关注。
叶片前缘改型技术通过改变端壁区叶片前缘的形状,改变和控制前缘马蹄涡的发展,进而影响二次流的发展。
国外对其进行了大量的研究[1～7],得到了一些有意义的结果。
Z e s s 等人提出的前缘带状结构(F i l l e t )以及S a u e r 等人提出的球形结构(B u l b )[1,6],在控制二次流方面都取得了良好的效果。
本文采用数值模拟方法,应用带状结构(F i l l e t )以及球形结构(B u l b )两种不同的前缘改型方法,以某高压涡轮叶片为研究对象,对其控制涡轮二次流动效果以及原理进行了详细的对比分析。
2 数值计算方法以及研究对象 本文应用商用C F D 软件求解三维定常粘性的雷诺平均N -S 方程组。
对控制方程的求解采用基于单元中心有限体积法,耦合隐式格式的时间推进算法;对控制方程对流项的离散采用二阶迎风格式,湍流模型采用S S T 湍流模型,该模型在近壁区域具有k -ω模型的优点,而在远离壁面区域则又兼有k -ε模型的长处。
数值模拟只考虑一个叶片通道,采用了高质量的DOI :10.13675/j .cn ki .t jjs .2009.02.011 推 进 技 术2009年H 型结构网格,轴向、周向和径向的网格节点数分别为:140,70和90,并在下端壁前缘改进区进行了加密处理。
进口边界到叶片前缘的距离为一倍轴向弦长,尾缘到出口边界距离为两倍轴向弦长。
进口和出口边界条件分别采用压力进口和压力出口边界条件。
数值计算研究中出口马赫数为0.54,基于弦长的出口雷诺数为5.7×105。
在实际涡轮叶栅中,进口边界层的状况对二次流影响很大,为了模拟实际的进口边界层,进口边界给定了总压沿径向的不均匀分布(如图1),其边界层特性(相对于叶高):边界层厚度为10%,位移厚度为1.1%,动量厚度为0.7%,形状系数为1.6。
F i g .1 I n l e t d i s t r i b u t i o n s o f t o t a l p r e s s u r e 本文采用的叶片是典型的高压涡轮直叶片,基本参数为:弦长58.0m m ,栅距42.34m m ,展弦比1.55,进口气流角46.0°,出口气流角59.0°。
结合所选用的叶片,分别应用带状结构(F i l l e t )以及球形结构(B u l b )对涡轮叶片端壁区前缘处进行了重新的改型。
其中带状结构(F i l l e t )造型参考了Z e s s 等人的研究方案[1],其高度等于一倍的进口边界层厚度,长度则等于1.5倍的进口边界层厚度,采用椭圆型非对称结构,在本研究中命名为方案1(C a s e 1),图2给出带状结构(F i l l e t )造型结构图。
球形结构造型参考了S a u e r 等人的研究方案[6],给出了不同尺寸的两种方案:方案2(C a s e 2)的基本高度b 0=1.5m m ,方案3(C a s e 3)的基本高度b 0=3.0m m 。
图3给出了球形结构表面曲线以及前缘平面结构示意图,其中b =3b 0。
X,Y ,Z 分别为轴向、周向以及径向。
3 数值模拟结构以及分析 为了研究各改型方案对涡轮内部二次流动以及出口流场的影响,本文应用了总压损失系数、流向涡量系数等气动参数。
其中总压损失系数定义如下ψ=p t 0-p t 11/2ρu2式中p t 0为叶栅进口气流平均总压,p t 1为叶栅前缘下游轴向120%弦长处当地总压,1/2ρu 2为叶栅前缘下游轴向120%弦长处平均动压头。
流向涡量系数定义为S V O =ωs ×l c 2i sωs =ωx ×c o s βM +ωy ×si n βM ωx =c z y - c y zωy = p tρ z+ωx c y/c x 式中l 为叶片弦长,ω为各方向的涡量,c 为各方向的速度。
流向涡量的定义依赖于流场的主流方向的定义,在本研究中叶栅的主流方向定义为各截面中径处的平均速度方向。
3.1 内部流场分析 为了比较分析三种改型方案对叶栅内部二次流的影响。
本文对叶栅内部沿轴向8%和20%轴向弦长处的流场进行了详细的对比分析。
图4和图5分别给出了两个轴向截面下端壁处不同改型方案的轴向涡量系数S V O 分布。
188第30卷 第2期叶片前缘改型对涡轮叶栅二次流的影响 在8%轴向弦长处,基本原叶栅流场中,出现两个比较严重而且方向相反的涡区,其中靠近吸力面的正涡区是前缘马蹄涡吸力面分支,而面积较大的负涡区则是由前缘马蹄涡压力面分支发展形成的通道涡。
而C a s e 1方案流场中,与原叶栅流场相比,吸力面的正涡区明显消失,面积较大的负涡区强度也明显减弱,但在吸力面改型表面却形成较弱的旋涡区。
对于C a s e 2方案,由于前缘通道的改型,使两个较大涡区受到挤压相互靠近,而且其强度都明显增大,并且在叶片改型表面均形成较明显的旋涡区,并影响了通道端壁区的附面层流动。
而对于C a s e 3方案,其流场情况与C a s e 2方案基本相似,两个核心涡区仍明显增大,但增大幅度略小于C a s e 2方案。
而且由于前缘改型尺寸加大,叶片改型表面形成的旋涡区向中径发展,明显减弱了对端壁区流动的干扰。
在20%轴向弦长处,原叶栅通道内由前缘马蹄涡压力面分支发展形成的通道涡向吸力面发展并与马蹄涡吸力面分支相互作用,此时马蹄涡吸力面分支阻碍了通道涡向吸力面的发展。
