导读:本文包含了高负荷扩压叶栅论文开题报告文献综述及选题提纲参考文献，主要关键词:高负荷压气机,涡系结构模型,非定常流动控制,模态分析
高负荷扩压叶栅论文文献综述
徐皓[1]（2019）在《附面层振荡抽吸控制高负荷扩压叶栅内部分离流动的机理研究》一文中研究指出对航空发动机推重比日益提升的要求对轴流压气机的气动设计提出了巨大的挑战。压气机负荷提高的同时,伴随而来的剧烈分离流动不仅严重影响了效率,甚至会阻碍整机的稳定性。所以在保证高负荷工作的同时,维持内部流动高效是叶轮机械从业者孜孜以求的理想境界。在被动流动控制手段的潜力逐渐被充分发掘的今天,若要进一步提升压气机级负荷,主动流动控制技术的介入必然是压气机领域未来的发展重点。哈尔滨工业大学发动机气体动力研究中心团队在深刻理解了压气机内部流动机理的基础上,提出了低反动度压气机设计理念。针对转静部件不同的流动情况,释放动叶的扩压需求,而着力于总压升;采用主动控制手段组织静叶流动,实现大幅静压升。动静叶各司其职,各自内部流动矛盾鲜明,且克服了传统吸附式压气机动叶部件上施加主动抽吸带来的结构强度问题。在这一背景下,附面层抽吸技术控制效果是决定低反动概念能否成功实现的重要一环。为了进一步改善抽吸控制的效果,降低成本,并提升对变工况的敏感性,本文将振荡激励引入抽吸流量中,并对其进行了系统的研究。首先开展了关于扩压翼型附面层分离的二维uRANS和LES仿真计算。在相同外部条件下,对比定常抽吸和振荡抽吸在大尺度分离流场中的控制效果。采用模态分析手段对流场进行了分析,探究了振荡抽吸控制背后的非线性物理过程。结果表明,振荡抽吸控制效果受非定常控制参数的影响。当激励频率适当时,振荡抽吸能够进一步减小叶栅损失系数。最优频率受激励幅值影响,但总体来说等于叶片尾缘脱落涡特征频率或其倍频。当激励频率一定时,控制效果并不随着激励幅值的增加而单调改善。振荡抽吸继承了定常抽吸削弱附面层分离程度的优势,在此基础上通过引入周期性激励信号实现了对流场分离结构的重构过程。通过诱导额外涡输运过程来促进回流区低能流体同主流的动量交换。激励后的流场结构更为简单。大涡模拟结果证明了uRANS计算结果对分离流动在定性描述方面的可靠性。对非控流场的稳定性分析表明,分离流场处于中立稳定的状态,在受到外界扰动时,容易发生改变。当引入抽吸控制时,分离流场的全局稳定有所提升,而振荡抽吸控制的流场全局稳定性特征更好。在理清振荡抽吸对二维附面层分离现象的作用机理后,转而在叁维平面扩压叶栅中开展了研究。首先在对平面扩压叶栅内部各集中涡系结构进行了在探索。明确了在不同负荷水平扩压叶栅内流动恶化的主次矛盾:在常规负荷时,主要矛盾为通道涡结构;当负荷过高发生角区失速时,此时吸力面分离成为主要叶栅性能的流动结构。在此基础上对基于吸力面槽抽吸方式振荡抽吸控制角区分离流动的效果进行了深入探索。结果表明在振荡激励的作用下,原本角区层状的分离涡被离散成独立的展向涡管并向下游输运。而流向涡系结构(如马蹄涡和通道涡)并未受到较大影响。性能方面,新形成的离散分离涡结构虽然加剧了局部损失的产生,但显着削弱了时均叶栅损失并改善了叶栅通流情况。离散分离涡的形成机理同二维分析中得到的结论基本一致。吸力面抽吸槽产生的非定常扰动诱导分离剪切层卷起集中涡,不同叶高的类似过程共同形成了展向涡管。离散的分离涡促进了主流与回流区内部低能流体的动量交换,提升了低能流体的动量水平,从而起到了减小损失和改善通流的效果。之后在中亚音马赫数来流下的计算结果表明振荡抽吸的更高马赫数时其优势依然能够保持。最后考察了流况最为复杂的级环境中振荡抽吸技术的控制效果。初步验证该技术的有效性。对级流动进行了详细的流动分析,理清各流动现象的主次地位,以为改善振荡抽吸配置提供方向。结果表明:不同的典型工况下,决定压气机级性能的主要矛盾不同:在近失速工况下(NS),静叶中附面层分离相关流动是损失的主要来源;随着流量增加,静叶流动趋于有序,此时动叶叶顶泄漏流动成为左右性能的主要因素,尤其在接近堵塞点(NC)的情况。振荡抽吸技术在吸力面分离现象为主要矛盾的工况下,可以发挥其全部优势;但在静叶流动较好的工况下反而因其带来额外粘性耗散而使级性能下降。虽然在级环境下,动叶尾迹的周期性扫掠会诱导静叶分离附面层成离散状,特征频率同转子转动频率一致,但强度较弱;振荡抽吸诱导的离散吸力面分离涡强度更高,其频率同激励频率一致,其机理同平面叶栅中总结出的规律大体一致。(本文来源于《哈尔滨工业大学》期刊2019-06-01）
杨益,陆华伟,郭爽,庞文瑄,王宇[2]（2018）在《高负荷扩压叶栅内不同深度凹坑作用效果》一文中研究指出受"仿生学"思想启发,尝试将球状凹坑非光滑形态应用于某典型高负荷扩压叶栅吸力面侧,以探究其对叶栅流动特性的影响.选取吸力面侧38%～60%弦长处4排深度介于0. 2 mm～0. 6 mm的凹坑为研究对象,基于经实验校核后的雷诺时均方法进行定常计算.结果表明:凹坑阵列能够有效消除沿叶展方向的分离泡,同时使得叶栅角区流向分离位置向叶片尾缘处移动.在设计马赫数下,凹坑对于通道涡沿叶展方向的抬升也起到抑制作用,简化了角区内涡系结构.基于上述原因,本文在吸力面附面层分离位置前设计的五种凹坑方案均能有效降低叶栅出口总压损失,损失降低最多达10. 8%;且随着凹坑深度的增加,损失呈现递增的趋势.(本文来源于《大连海事大学学报》期刊2018年04期）
陆华伟,王旭,郑雨晨,张海鑫[3]（2019）在《非对称附面层抽吸对高负荷扩压叶栅旋涡结构的影响》一文中研究指出为了改善高负荷扩压叶栅流道内旋涡结构,达到降低流动损失,提高气动性能的目的。本文借助实验校核CFD方法,对某高负荷扩压叶片进行了非对称孔式附面层抽吸。使用Q准则作为本次旋涡判定的准则,并对原型及抽吸方案的损失和涡量场进行了分析,并对其建立了旋涡结构模型。在原型方案中,由通道涡与集中脱落涡的掺混形成的角区损失占出口损失的主要部分,采用非对称抽吸后,抽吸侧内角区损失有明显的减弱,但非抽吸侧的损失沿展向和周向迅速扩展。(本文来源于《哈尔滨工程大学学报》期刊2019年04期）
丁均梁,吴云,张海灯,周游天,聂永正[4]（2018）在《典型布局端壁等离子体激励抑制高负荷扩压叶栅角区分离实验》一文中研究指出为提高端壁等离子体气动激励对高负荷压气机扩压叶栅角区流动分离的控制能力,需要进一步优化激励布局,实现更高效的流动控制。针对多种端壁等离子体激励布局形式,分别开展了毫秒脉冲等离子体气动激励抑制叶栅角区流动分离的实验研究。结果表明:端壁横向流动对角区流动分离的影响大于流向附面层的流动分离。端壁激励布局对流动控制效果至关重要。优化后的激励布局沿叁维角区端壁分离线切向,流动控制效果最好,50%叶高处总压损失减小11.8%;但随着来流攻角的变化,导致激励器布置不再与端壁分离线相切,流动控制效果减弱,因此要根据控制攻角的范围需求,结合具体的流场结构,设计合适的激励布局;适当的增加激励组数能有效促进射流与近壁面气流掺混,提高流动控制效果。(本文来源于《空军工程大学学报(自然科学版)》期刊2018年04期）
丁均梁,吴云,周游天,宋国兴[5]（2018）在《高负荷扩压叶栅等离子体流动控制机理研究》一文中研究指出为实现等离子体激励式压气机设计,需对等离子体激励的流动控制机理有深刻认识。本文采用实验与数值模拟方法,研究了等离子体激励对高负荷扩压叶栅气动性能及其内部涡系结构的影响,结果表明:吸力面等离子体激励通过减弱吸力面附面层内低能流体脱离吸力面而形成的自由涡量以及抑制壁面涡与通道涡的相互作用,削弱二次流区与主流的流动掺混,形成两个总压损失减少区,降低通道内部流动损失;而端壁等离子体激励通过降低通道涡强度,削弱通道涡对端壁低能流体的迁移,缓解端区的流动堵塞,减弱叁维角区分离带来的流动损失;在进行等离子体激励式压气机设计时,需要综合考虑扩压叶栅的气动特性,确保取得最好的流动控制效果,针对该扩压叶栅,由于叁维角区流动分离损失占据了通道大多流动损失,端壁等离子体激励控制效果优于吸力面等离子体。(本文来源于《中国航天第叁专业信息网第叁十九届技术交流会暨第叁届空天动力联合会议论文集——S03吸气式与组合推进技术》期刊2018-08-22）
陆华伟,杨益,郭爽,黄宇轩,钟兢军[6]（2018）在《凹坑深度对高负荷扩压叶栅损失特性的影响》一文中研究指出采用经实验校核的CFD方法研究吸力面不同深度的凹坑对高负荷扩压叶栅气动性能的影响。为研究不同凹坑方案对于叶栅损失特性的影响,深度为0.2、0.3、0.4、0.5、0.6mm,深宽比为0.25的5种凹坑分别被布置在42%~60%轴向弦长处。不同深度凹坑对于减小损失的效果不同。结果表明:深度为0.2mm的凹坑能够使得叶栅出口总压损失降低10.8%。叁维球状凹坑通过提高边界层内的湍动能水平,促进边界层转捩,消除了层流分离泡,改善了矩形叶栅的气动性能。(本文来源于《航空动力学报》期刊2018年08期）
陆华伟,张海鑫,郭爽,杨益,王旭[7]（2018）在《下端壁流向槽抽吸对高负荷扇形扩压叶栅性能影响的数值研究》一文中研究指出为探究附面层抽吸对亚声速高负荷扇形扩压叶栅气动性能和流场结构的影响,利用数值方法对叶栅进行了下端壁流向槽附面层抽吸的研究。对比原型和各抽吸方案发现:下端壁附面层的抽吸可以有效抑制下角区低能流体的分离及回流,降低下角区总压损失并提升叶栅近端壁区域的扩压能力,但上角区分离会略有加剧。当抽吸质量流量为原型叶栅质量流量的0.50%时,抽吸槽起始于角区分离点下游附近的抽吸方案(EW2)效果最佳,叶栅整体总压损失降低27.65%,静压比提升8.69%。(本文来源于《推进技术》期刊2018年08期）
张海鑫[8]（2018）在《高负荷扇形扩压叶栅附面层抽吸的数值研究》一文中研究指出当前航空工业的迅速发展对航空发动机提出了越来越严苛的性能要求,作为燃气轮机叁大核心机之一的压气机也愈发追求更高的级压比和级效率,从而在较少的压气机级上实现较高压比的同时保持其经济性。采用高负荷扩压叶型是实现高级压比的最直接有效的方案,但其也会导致栅内二次流加剧和角区分离恶化,造成严重的掺混损失甚至诱发失速与喘振现象,极大地抑制了压气机性能的发展。研究表明,采用高负荷扩压叶型的同时辅之以恰当的附面层抽吸技术来削弱壁面附面层的流动分离,是提高压气机压比与效率的一条十分有效的途径。本次研究以亚音速高负荷扇形扩压叶栅NACA0065-K48为对象,利用数值模拟先是探究了扇形扩压叶栅的流动损失机理和特性以及其变冲角性能,并在此基础上系统地进行了附面层抽吸的研究,主要包括下端壁流向槽抽吸和吸力面径向槽抽吸。旨在揭示附面层抽吸抑制流动分离和减损的作用机理,获得抽吸对叶栅气动性能和流场结构的影响规律,为高负荷吸附式压气机的研制提供借鉴。研究表明高负荷扩压叶栅流道内存在马蹄涡、通道涡、壁面涡、壁角涡和集中脱落涡五个主要旋涡结构,端壁附面层的分离和二次流是造成角区复杂旋涡流动和严重损失的主要原因。扇形叶栅由于径向离心力的存在,下角区分离程度大于上角区,而冲角的增大会加剧这一不平衡流动现象。叶栅失速裕度为-10°～+6°冲角,在小负冲角(-6°～-3°)工况下气动性能较优。下端壁抽吸和吸力面抽吸均能使叶栅性能改善,但不靠近尾缘的吸力面抽吸不能从根本上削弱型面损失因而不是实现叶栅性能优化的一条最佳途径,二者主要还是通过吸除端壁附面层来改善角区流场并降低损失,尤其是下角区。下端壁分离螺旋点的吸除效果是改善下角区分离情况的关键,对比可知吸力面半叶高抽吸优于全叶高抽吸,而下端壁抽吸又整体优于吸力面抽吸,进行0.50%来流流量抽吸时EW2方案最优,叶栅整体总压损失降低27.65%,静压比提升8.69%,正向失速裕度扩展至+12°冲角。(本文来源于《大连海事大学》期刊2018-06-01）
王旭[9]（2018）在《附面层抽吸对高负荷矩形扩压叶栅性能影响》一文中研究指出采用高负荷扩压叶片是目前实现提高航空发动机推重比的有效途径,然而由于高负荷扩压叶片折转角大的特点,气流在叶栅流道内强逆压梯度的作用下极易形成附面层的分离,进而导致角区失速现象的发生,严重影响了压气机性能的提升。因此探究合理的流动控制方法便显得至关重要,目前,作为主动流动控制方法之一的附面层抽吸已被证明能够有效地推迟流动分离,减小气动损失。在上述前提下,深入开展对附面层抽吸控制叶栅流场内部分离流的作用机制,探究作用机理,是进一步提高压气机性能的关键。本文以高负荷扩压叶栅NACA65-010为研究对象,采用数值模拟和实验研究两种手段探究了附面层抽吸对该叶栅气动性能的作用规律,并对不同的抽吸方案分别绘制了旋涡结构图。首先采用通过了实验校核的CFD方法进行了设计冲角下原型叶栅的数值模拟,发现在原型叶栅中主要存在通道涡、集中脱落涡、壁角涡、尾缘脱落涡等涡系结构,其中通道涡与集中脱落涡的掺混是角区高损区的直接来源。采用非对称附面层抽吸后,可以明显地降低抽吸侧的气动损失,但在非对称抽吸作用下,增大了流道内展向压力梯度,因此在非抽吸侧出现了分离提前,损失增大的现象。吸力面抽吸方案主要吸除的是型面附面层内的低能流体,并未推迟气流的分离起始点,原型叶栅中的涡系结构仍然存在,只是集中脱落涡的产生被推迟,中径处的通流能力明显得到了明显提升。在变流量抽吸上,端壁非对称附面层抽吸在设计工况下最佳抽吸位置处存在一个最佳抽吸流量,继续增加抽吸流量反而会由于非抽吸侧情况的恶化减弱整体的气动性能。吸力面抽吸的方案在本文的研究范围内其气动性能随着抽吸流量的增加改善幅度越发明显。之后进行了端壁非对称附面层抽吸的实验研究,首先进行了设计冲角下端壁非对称附面层抽吸的实验验证,分别测量了出口截面总压损失系数和抽吸侧的端壁静压系数,然后针对最佳方案进行了变冲角下端壁非对称抽吸并进行了对称抽吸与非对称抽吸的对比分析,实验结果与数值结果表现出了良好的一致性,进一步验证了数值模拟的正确性。(本文来源于《大连海事大学》期刊2018-06-01）
杨益[10]（2018）在《叶表凹坑影响高负荷扩压叶栅气动性能研究》一文中研究指出采用高负荷静叶是实现压气机低重量、高压比的有效方法。本文基于一典型的大弯角高负荷静叶栅NACA65-K48,提出了在叶片吸力面侧布置凹坑的流动分离控制措施。研究表明叶表凹坑对于叶片吸力面侧泡式分离及端区附近的叁维角区分离均有一定程度的抑制作用。本文的研究主要包括以下几方面:首先,完成了带凹坑矩形扩压叶栅的建模与网格划分,基于雷诺时均N-S方程的方法(RANS)完成数值校核以及网格无关性验证。在最小损失工况下,对凹坑的数目、深度、位置叁种参数进行研究,结果表明,在加工允许范围内,一定数目的较小深度的凹坑能获得更好的减损效果(10%-20%);位于角区分离线前且靠近叶片前缘的凹坑阵列能够有效抑制角区叁维分离,降低流动损失。基于上述算例,分析并总结凹坑在扩压叶栅中抑制分离的机理:凹坑内部的旋涡结构能够促进边界层内流体与层外流体间的掺混,提高边界层流体动能,降低边界层厚度,进而提高边界层抑制分离的能力。与此同时,选取效果较好的凹坑方案研究其在不同马赫数和不同来流冲角下的作用效果,发现凹坑在较宽的工作范围内均能获得较好的减损效果。最后,选取部分研究方案,进行叶栅风洞实验。结果表明:在负冲角下凹坑具有降低流动损失的效果,在正冲角下凹坑使得流动损失增加。(本文来源于《大连海事大学》期刊2018-06-01）
高负荷扩压叶栅论文开题报告
（1）论文研究背景及目的
此处内容要求：
首先简单简介论文所研究问题的基本概念和背景，再而简单明了地指出论文所要研究解决的具体问题，并提出你的论文准备的观点或解决方法。
写法范例：
受"仿生学"思想启发,尝试将球状凹坑非光滑形态应用于某典型高负荷扩压叶栅吸力面侧,以探究其对叶栅流动特性的影响.选取吸力面侧38%～60%弦长处4排深度介于0. 2 mm～0. 6 mm的凹坑为研究对象,基于经实验校核后的雷诺时均方法进行定常计算.结果表明:凹坑阵列能够有效消除沿叶展方向的分离泡,同时使得叶栅角区流向分离位置向叶片尾缘处移动.在设计马赫数下,凹坑对于通道涡沿叶展方向的抬升也起到抑制作用,简化了角区内涡系结构.基于上述原因,本文在吸力面附面层分离位置前设计的五种凹坑方案均能有效降低叶栅出口总压损失,损失降低最多达10. 8%;且随着凹坑深度的增加,损失呈现递增的趋势.
（2）本文研究方法
调查法：该方法是有目的、有系统的搜集有关研究对象的具体信息。
观察法：用自己的感官和辅助工具直接观察研究对象从而得到有关信息。
实验法：通过主支变革、控制研究对象来发现与确认事物间的因果关系。
文献研究法：通过调查文献来获得资料，从而全面的、正确的了解掌握研究方法。
实证研究法：依据现有的科学理论和实践的需要提出设计。
定性分析法：对研究对象进行“质”的方面的研究，这个方法需要计算的数据较少。
定量分析法：通过具体的数字，使人们对研究对象的认识进一步精确化。
跨学科研究法：运用多学科的理论、方法和成果从整体上对某一课题进行研究。
功能分析法：这是社会科学用来分析社会现象的一种方法，从某一功能出发研究多个方面的影响。
模拟法：通过创设一个与原型相似的模型来间接研究原型某种特性的一种形容方法。
高负荷扩压叶栅论文参考文献
[1].徐皓.附面层振荡抽吸控制高负荷扩压叶栅内部分离流动的机理研究[D].哈尔滨工业大学.2019
[2].杨益,陆华伟,郭爽,庞文瑄,王宇.高负荷扩压叶栅内不同深度凹坑作用效果[J].大连海事大学学报.2018
[3].陆华伟,王旭,郑雨晨,张海鑫.非对称附面层抽吸对高负荷扩压叶栅旋涡结构的影响[J].哈尔滨工程大学学报.2019
[4].丁均梁,吴云,张海灯,周游天,聂永正.典型布局端壁等离子体激励抑制高负荷扩压叶栅角区分离实验[J].空军工程大学学报(自然科学版).2018
[5].丁均梁,吴云,周游天,宋国兴.高负荷扩压叶栅等离子体流动控制机理研究[C].中国航天第叁专业信息网第叁十九届技术交流会暨第叁届空天动力联合会议论文集——S03吸气式与组合推进技术.2018
[6].陆华伟,杨益,郭爽,黄宇轩,钟兢军.凹坑深度对高负荷扩压叶栅损失特性的影响[J].航空动力学报.2018
[7].陆华伟,张海鑫,郭爽,杨益,王旭.下端壁流向槽抽吸对高负荷扇形扩压叶栅性能影响的数值研究[J].推进技术.2018
[8].张海鑫.高负荷扇形扩压叶栅附面层抽吸的数值研究[D].大连海事大学.2018
[9].王旭.附面层抽吸对高负荷矩形扩压叶栅性能影响[D].大连海事大学.2018
[10].杨益.叶表凹坑影响高负荷扩压叶栅气动性能研究[D].大连海事大学.2018