轴流式压气机非定常旋涡流场流态转化条件研究(郑新前)Word下载.docx
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魏庆鼎 教授
张扬军 教授
陆亚钧 教授
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本人郑重声明：
所呈交的论文是本人在导师指导下独立进行研究工作所取得的成果，论文中有关资料和数据是实事求是的。
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保密学位论文在解密后的使用授权同上。
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摘 要
为了开发非定常旋涡的潜能，大幅度提高轴流压气机的气动性能，周盛教授在国际上率先提出了“非定常耦合流型”理论。
利用非定常激励实现非定常旋涡流场时空结构由无序的非定常自然流态向有序的非定常耦合流态的转化，是实现非定常耦合流型的关键。
本项研究重点探索实现流态转化的途径和条件。
借助实验和数值模拟方法，对非定常激励频率、幅值等参数，以及攻角、流速等气动参数进行了详细研究，探索了合成射流旋涡发生器、尾流撞击等非定常激励途径对于实现流态转化的有效性。
利用合成射流旋涡发生器首次在高速扩压平面叶栅上对非定常分离旋涡流动实现了有效控制，使得损失系数相对减小量达到22.8％。
合成射流旋涡发生器能够促使主流区高动量流体与附面层低动量流体之间的掺混，增加高动量流体向附面层的输运，从而有效的控制流动中的分离。
对射流频率、射流幅值、射流方向、射流位置等参数进行了研究，探索流态转化的条件。
此外，实验结果表明合成射流旋涡发生器在压缩性起显著作用的高亚音工况（0.7Ma）时仍然有效，这就为合成射流旋涡发生器的工程应用奠定了坚实的理论基础。
借助数值模拟对合成射流的激励频率、激励幅值、激励位置、激励方向等参数进行了优化分析。
当激励频率等于（或接近）涡脱落特征频率时，获得最佳正效果。
总体来说，激励幅值越大正效果越明显；
但激励幅值达到最佳值之后，激励正效果随激励幅值增加而略有下降。
最佳激励位置是刚好包含相应分离点的上游小范围（约为弦长7%）区域内，当激励位置不在分离点时，激励效果迅速减弱。
当激励方向与主流垂直时，获得最佳激励效果，并且在一个较宽广的角度范围内激励效果都相当；
最佳激励效果的角度范围随激励幅值的减小而变窄。
上述激励参数对正效果的影响规律在所有研究工况下都基本一致。
此外，还初步探索了如何合理组织轴流压气机内部叶片排之间各非定常分量的相互作用，以达到转化流态提高性能的目的。
在各非定常分量之中，上游叶排交替扫过的尾迹和下游相邻叶排的非定常分离涡是最主要的两个分量。
研究表明，合理组织上游
I
尾迹的通过频率和幅值，能够有效的抑制下游的非定常分离，从而实现流态的转化。
此外，对非定常耦合流型理论的工程应用还进行了展望。
非定常耦合流型理论不仅能大幅度提高轴流压气机的性能，还能推广到“同一流场中多个具有相对运动物体非定常旋涡绕流相互作用”这一类别的其它应用领域，如轴流式涡轮、径流式压气机、径流式涡轮、风力发电站的风力涡轮布局等等。
关键词：
风扇/压气机、非定常旋涡流动、流动控制、时空结构、合成射流
ABSTRACT
Inordertoexploitthepotentialunderlyingunsteadyvortexandenhancetheaerodynamicperformancesofaxialcompressor,theconceptsof“unsteadycooperativeflowtype”（UCFT）isproposedfirstlybyprofessorzhousheng.ThekeytorealizeUCFTisthattheflowpatternistransformedfrom“unsteadynaturalflowpattern”（UCFP）to“unsteadycooperativeflowpattern”inunsteadyvortexfieldofaxialcompressor.Theconditionsofflowpatterntransformisinvestigatedmainly.Theroleoftheparameters（suchasexcitationfrequency,excitationamplitude,incidence,flowvelocity,etc.）isexploredindetail.
Activeseparationcontrolhasbeensuccessfullydemonstratedforthefirsttimeonaxialflowcompressorbladesusingsyntheticvortexgeneratorjets.Theexperimentswereperformedinahigh-speedplanecascadewindtunnel.Theexperimentresultshadshownthattheaerodynamicperformancecouldbesubstantialincreaseandthemaximumrelativereductionoflosscoefficientwasupto22.8%.Theseparationwaseliminatedbasicallyandthetotalpressurerecoverycoefficientwasenhanced.Theroleofsomeparameters,suchasexcitationfrequency,amplitude,location,andpitchangle,wereresearchedatMa=0.3.Thepositiveeffectwasobtainedattheresonancefrequencyofloudspeakerwherethejetvelocitywasmaximalandexceededthethreshold.Theresultsshowedthatthejetamplitudeplayedanimportantrole.Theeffectofcompressibilitywasalsoinvestigated.EventheMachnumberwasupto0.7,whichwasneartotherealvelocityatblade-rootofhigh-pressurecompressor,thepositivewasalsoobtained,andtherelativereductionoflosscoefficientwas5.1%.
Numericalresultsindicatedthattheunsteadyseparationwouldbeweakenedordelayedeffectivelybysyntheticjet.Thisunsteadyexcitationmightmodulatetheevolutionoftheboundarylayerandpromotethecoalescenceofsmallvortices.Thus,mostofdisorderedseparatedflowbecomesorganized,resultinginenhancedtime-averagedperformances.Theeffectiveexcitationfrequencyspannedawidesmoothspectrum.Iftheexcitationfrequency
III
wasapproximatelyequaltotheCharacteristicfrequencyofvortexshedding,theoptimaleffectsofunsteadyexcitationonseparationflowscouldbeobtained.Thethresholdvalueforexcitationamplitudewasabout10%（relativetofreestreamvelocity）.Onlyiftheexcitationamplitudeexceededthisvalue,theimprovementwillbeprominent.However,itwasnotthecasethatthegreatertheunsteadyexcitation,thebettertheresults.Whenincreasingtoomuch,itcoulddestroysomewhattheconfigurationoftheflowfield.Theoptimalexcitationlocationwaslocatedjustupstreamoftheseparationpoint.Oncetheexcitationlocationwasfarawayfromtheseparationpoint,theeffectivenessofexcitationdecreasedsharply.Thebestpositiveexcitationeffectsareobtainedwhentheexcitationdirectionisverticaltotheprofile.Thepositiveeffectsremainnearlythesameinaratherwiderangeofa（excitationdirection）,and
thisrangeofagetsnarrowedastheexcitationamplitudedecreases.Thewell-regulated
influencesofvariousexcitationparametersonthepositiveeffectsmentionedaboveareobtainedinallresearchedincidences.
Theeffectofupstreamwakeonunsteadyseparatedflowfieldofdownstreamadjacentvaneswasalsoinvestigated.Theresultsindicatedthatthegenerationoftrailing-vortexofdownstreamadjacentvanescouldberestrainedeffectivelybyupstreamwakewhenthepassingfrequencyandtheamplitudeofwakedefectsatisfysomeconditions,associatedwithasignificantenhancementoftime-averagedaerodynamicperformance.
Flowfieldsinsidemulti-stageaxialflowcompressorsbelongtothecategoryof‘interactionofunsteadyvortexflowovermulti-bodiesmovingrelativelyinthesameflow-field’.Inaddition,axialflowturbines,radialflowcompressors,radialflowturbinesandthelay-outofwind-driventurbinegeneratorsinawindpowerplantareinthesamecategorywithmanysimilarities.Therefore,UCFTcouldbeextendedtotheseregions.
Keywords:
Fan/Compressor,UnsteadyVortexFlow,FlowControl,Space-TimeStructure, Synthetic Jets
目 录
第一章绪论 1
1.1工程背景 1
1.2非定常旋涡流动潜能分析 5
1.2.1大自然的启迪 6
1.2.2轴流压气机潜能分析 10
1.3流态与流型 12
1.3.1两类非定常流态 12
1.3.2有序与无序 16
1.3.3非定常耦合流型 18
1.4本文的工作 23
1.4.1本文的科学问题 23
1.4.2本文的主要内容 24
第二章合成射流速度特性的实验研究 26
2.1合成射流简介 26
2.2实验设备 27
2.3结果及分析 28
2.3.1速度时间轨迹 28
2.3.2频率的影响 30
2.3.3功率的影响 33
2.3.4速度场的测量 34
2.4小结 36
第三章合成射流旋涡发生器实验研究 37
3.1合成射流旋涡发生器简介 37
3.1.1旋涡发生器 37
3.1.2合成射流旋涡发生器 38
3.2设备及方案 39
3.2.1超跨音速平面叶栅实验器 39
3.2.2实验方案 45
3.3结果及分析 48
3.3.1频率的影响 48
3.3.2位置的影响 52
3.3.3射流角度的影响 54
3.3.4压缩性的影响 55
3.3.5定常激励与非定常激励的比较 56
3.3.6稳态测量与动态测量的比较 58
3.4合成射流工程应用初探 60
3.4.1合成射流旋涡发生器 61
3.4.2合成射流机匣激励器 61
3.5小结 65
第四章合成射流数值模拟研究 68
4.1物理模型 68
4.1.1尺度简化假设 68
4.1.2主模态涡假设 70
4.2程序简介 71
4.2.1控制方程 71
4.2.2计算方法 72
4.3合成射流研究 73
4.3.1数值方案 74
4.3.2无激励流场 76
4.3.3激励流场 78
4.4小结 87
第五章尾流撞击效应数值模拟研究 89
5.1相关的物理数学模型 89
5.1.1单叶排简化模型 89
5.1.2单叶排模型的数学描述 91
5.1.3尾流撞击模型 99
5.2总压脉动的影响 100
5.2.1总压脉动模型 100
5.2.2频率与幅值的影响 101
5.2.3攻角的影响 104
5.2.4马赫数效应 105
5.3动态失速 110
5.3.1动态失速模型 112
5.3.2动态失速涡 113
5.3.3升力/阻力系数曲线 114
5.3.4时均气动性能 117
5.4尾流撞击效应工程应用初探 119
5.5小结 120
总结与展望 122
参考文献 124
攻读博士期间发表的论文 138
致 谢 140
主要符号表
A 相对激励幅值，A＝Vjetc¥
a音速（m/s）
b弦长（m）
Ca，Cu，Cr
速度的轴向、周向、径向三个分量（m/s）
CD 阻力系数，CD＝Dqb
CL 升力系数，CL＝Lqb
c¥
主流速度（m/s）
d 直径（m）
D 阻力（N）
fe 激励频率（Hz）
fshed
涡脱落特征频率（Hz）
fthr
转子通过频率（Hz）
fe 相对激励频率，fe＝fe
fshed
1u 2u
H 负荷系数，H＝U（C -C）/U2
i 攻角（deg），即气流方向与叶型L.E.处中弧切线之夹角
i 平均攻角（deg）
ia 攻角脉动幅值（deg）
I 有效电流（A）
k 功损比，k＝H/v；
绝热指数
L 升力（N）
Lex
激励位置距叶片前缘的距离（用b无量纲化）
Ls 分离点距叶片前缘的距离（用b无量纲化）
m&
质量流量（kg/s）
Ma 马赫数
p静压（Pa）
p1 叶栅进口（或计算域进口）静压（Pa）
p* 总压（Pa）
1
p* 叶栅进口（或计算域进口）总压（Pa）
p* 进口平均总压（Pa）
2
p* 叶栅出口（或计算域出口）总压（Pa）
P 功率（w）
1 2
pl 总压损失，pl＝p*-p*
q任意物理量参数；
动压头，q＝r（u2+v2）
q物理量参数q的时均值
q% 物理量参数q的非定常随机脉动分量
r空间位置之矢径
DS
DSsep
叶片基元出口处一个栅距宽度分离区宽度
s.p. 分离尺度参数，s.p.＝DSsep/DS
t 时间（s）
T* 总温（K）
T
4
*涡轮前温度（K）
N
å
（V（i）
-Vm）
T 合成射流湍流度，T＝
i=1 V
N m
U 有效电压（v）
U叶栅所模拟基元在进口截面之切线速度
u轴向速度分量（m/s）
uwall
射流速度与叶型相切方向的分速
v周向速度分量（m/s）
vwall
射流速度与叶型垂直方向的分速
V射流速度（m/s）
V（i）
第i时刻的瞬时射流速度（m/s）
Vjet
射流峰值速度（m/s）
Vm 射流平均速度（m/s）
x横坐标（无量纲化）
y纵坐标（无量纲化）
Z 阻抗模量（W）
Zs 静叶数
r 密度（kg/m3）
p 静压比，p＝p2p1
p* 总压比，p*＝p*p*
2 1
o 总压恢复系数，s＝p*p*
k-1 *
* * *
*
h 绝热效率，h＝（pk-1）（2-1）
1 2 1 1
v 损失系数，v＝（p*-p*）（p*-p）
vex
vun
d（v）
加激励时的损失系数无激励时的损失系数
损失系数相对变化率，d（v）＝（vex-vun）vun
a 射流方向与主流方向的夹角（deg）；
飞机迎角（deg）
Db 转角（deg），Db＝b1-b2
b1 进口气流角（deg）
b2 出口气流角（deg）
g 射流方向与叶展方向的夹角（deg）
W 涡量；
转子旋转角速度
d 附面层厚度
第一章绪论
经过多年的研究与发展，轴流压气机的性能已达到很高的水平。
在这样高的水平之上，还有没有继续增长的潜力？
其潜能何在？
如何开发利用其潜能来提高轴流压气机的性能？
本节对上述科学问题进行了诠释，详细阐述了流态与流型的内涵，并在此基础上给出了本文研究的主要内容。
1.1工程背景
飞机是20世纪人类在科学技术方面最伟大的贡献之一。
自古老而又遥远的年代，女娲补天、嫦娥奔月、或是普洛米修斯飞天盗火……这些美丽动人的神话和传说，都是地球人期盼着升空飞翔的美好愿望和朦胧幻想。
1903年12月17日，美国莱特兄弟
（威尔伯.莱特和奥维尔.莱特）驾驶自己制造的飞机，实现了人类首次持续的、有动力的、可操纵的飞行。
人类的飞翔梦想从此点亮，开创了人类航空史上的新纪元。
随着人类文明的不断进步，飞机在国民经济与国家安全方面扮演着越来越重要的角色。
民用飞机特别是大型宽体客机的出现，实现了洲际和跨洋飞行，让人类的生存空间成为真正意义上的“地球村”，大大促进了世界经济的发展。
在军用飞机方面，以美国F-22“猛禽”（Raptor）战斗机为代表的第四代作战飞机已经登上历史舞台，新一代战机F-35“联合攻击战斗机”（Joint Strike Fighter）正在加紧研制，“全球鹰”
（Glo
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