（航空宇航推进理论与工程专业论文）基于vgjs技术的涡轮流动分离主动控制研究.pdf

西北工业大学硕士学位论文 摘要 摘要 低雷诺数条件下涡轮性能降低的主要原因在于涡轮叶片表面发生的边界层 流动分离。本文采用数值求解三维粘性n - s 方程的方法，系统研究了小孔稳态射 流式旋涡发生器( v o 慨g e n e 钳j e t s ，v g j s ) 对低雷诺数涡轮分离流动的控制。 通过大量的数值计算，论文系统分析了射流气动参数( 射流流量) 、射流孔 几何参数( 射流孔径大小，射流孔间距大小) 、主流流动状况( 主流进口湍流度) 对分离控制的影响效果，并揭示了v g j s 控制边界层分离的物理机制。研究结果 表明，v g j s 射流与主流的剪切与摩擦，在流场中形成强化了一边涡系的马蹄涡 结构，将主流高动量流体裹挟进边界层中，促进了边界层区与主流区的动量交换， 有效抑制边界层流动分离。 在以上研究的基础上，本文进行了两项创新性研究。一是提出并研究了将不 同孔径、不同孔距射流孔混合排列的结构；二是提出并研究了逆主流v g j s 对流 动分离的控制。 对于组合排列射流孔结构研究，作者选择了四种射流孔排列方式，即不同孔 径射流孔径向等距交错排列结构，不同孔径射流孔径向不等距交错排结构，不同 孔径射流孔弦向交错排列结构，以及不同孔径射流孔弦向交错、径向不等距排列 结构。研究结果表明，v g j s 射流孔组合排列结构，以大孔射流为主，采用小孔 小流量射流对大孔射流控制的分离流场进行“弥补”与调节，充分降低了射流掺混 损失。弦向交错、径向不等距排列结构，较之单一孔径射流孔排列结构，当总压 损失系数降低了2 2 的同时，减小射流流量2 5 。 逆主流射流v g j s ，指的是射流偏转角与主流夹角大于9 0 度的状态。本文对 于逆主流v g j s 研究所得到的结论是，高湍流度1 3 5 度偏转角小扰动射流所引发 的层流边界层迅速转捩可实现最佳分离控制，较之9 0 度偏转角射流状态，在保 持控制效果一致的前提下，减小6 7 射流流量。特别是，本文研究发现，逆向射 流与9 0 度偏转角v g j s 控制流动分离的物理机制有明显差别，逆向射流与主流湍 流度及层流湍流转捩有显著的影响，逆主流小流量射流更像是“射流式湍流 发生器”进行转捩控制。 关睫词低雷诺数；v g j s 分离控制；数值模拟；组合排列射流结构；逆主流射流 西北工业大学硕士学位论文 a b s t r a c t a b s t r a c t h 缸r e c 眦燃位曲幽脚耐o f 删a e 越眦( 【i c h a l l 鲫位 d e s 啦o f g a s n b 妇西舱d 呱迦k 星h 拙i 】d e s 鲫j s co f i i a v s 位q 脚妇脚的l d s 姗b 瞄 细恤姗雄瓣雠妇缸m 斑雠g a s 锄嘶锄g 融锄蛳b d o w2 5 0 吣a c 0 础o n 龙鲫1 6 t 培缸h 商n 錾b ( 唧】d a 芏y l 髑擘弘璐缸m 1 h e b l a d e 剐咖剐出。巴t h e 缸口e 锻e d 卯印d b i l i i y o f h n 缸茁b o 忧血y l a y 协簧群妇c 纽蹦幻出蚓i d y 把血功缸s 蛆g e 捌丘c i e n 哆 s 0 ，j ti s 艘踞娜幻蛐a n do 蛳姗曲d lm d j 凼协芦删缸b 【姗【1 d 田l 掣胃 簧群咖 h 衄s 即d d i a l m m 蒯缸咒鲥毋d m w 罄p e d b m 谢协洳in l e 丑o w 鬻阳幽 o o c i m e d 位期渤妇o f l p r 越蛔蛐雌岫幽l 啦蛐j d s ( v a 甄1 k 缸咖o f 恤硝衄吐i s 协柳e a d 缸d 印i h l h c p h y s i c a l m e c i 誓咄璐o f v c 淑i c i s h 删 恤恤瓣砌咖肿i i d c 由泓确蛐幽恤咖嫩脚罄砌罄嘲b 陆曲 岫谢跏铷n d a 妇妇峨妇蝴垮蝓嘲g a s 硼妇e n g 陋 t k m m 确眈m 血m 蜘o n 圮鼬b 加1 h 砒位啊1 0 鹤翻l 商e d b y 加铡吨l o 鹤锄d 位簧p 日蒯 蛔啪b e 蛐劬嘲啦v 弧t h e 酗0 f 珊蛐妇廊衄d 锄辨w 骶 硫昀捌缸恤辫槲雠蛳o f v 蕊、黼p i t 蜘砌a n d 嘴姗喇 0 j s 雠v g j s 谳锄曲0 f 赶陆哑d i f m 瞻1 1 0 崦锄d 蛐i s 位崩r d s e d 蝎e d i v g k b 嘲唑恤咖o f l h c j 血搬妇蚰位j d 脚锄d l h e 触m 锄j s 删位 础v 傩训l 妇位胁熵帮呻诚幽j d 撕嗽m 蛳0 f 觥蒯蝎妇晒硼蜘缸位v 傩讹l 断姗锄出锄d 1 3 5 断 幽刚删e 锄b e 删罄怔m b 妇蜘呻g m 瞰衄陆m e c i 妇o f 曲她位 咖础i s 唧雌删鼬雠9 0 断慨i t 懈岫恤l b c 剧刚坷妇 v g j s m a y b e l b e b e 盘w a y 奄0 愆d i l 也e 脚l o s s k 可触：h m 肚m 础l 矗；v g s ；m 击c a l 血埘面。峨c 0 珊蛐0 f 嘲 r 既硎v g j s - - 西北工业大学 学位论文知识产权声明书 本人完全了解学校有关保护知识产权的规定，即：研究生在校攻读学位期间论文工作 的知识产权单位属于西北工业大学。学校有权保留并向国家有关部门或机构送交论文的复 印件和电子版。本人允许论文被查阅和借阅。学校可以将本学位论文的全部或部分内容编 入有关数据库进行检索，可以采用影印、缩印或扫描等复制手段保存和汇编本学位论文。 同时本人保证，毕业后结合学位论文研究课题再撰写的文章一律注明作者单位为西北工业 犬学。 保密论文待解密后适用本声明。 学位论文作者签名：蜮指导教师签名：缝 1 f 删。1 年) 月f f 日伽7 年j 月i 歹日 西北工业大学 学位论文原创性声明 秉承学校严谨的学风和优良的科学道德，本人郑重声明：所呈交的学位论文，是本 人在导师的指导下进行研究工作所取得的成果。尽我所知，除文中已经注明引用的内容 和致谢的地方外，本论文不包含任何其他个人或集体已经公开发表或撰写过的研究成 果，不包含本人或其他已申请学位或其他用途使用过的成果。对本文的研究做出重要贡 献的个人和集体，均已在文中以明确方式表明。 本人学位论文与资料若有不实，愿意承担一切相关的法律责任。 学位论文作者签名：三丛墅 沙。 年弓月心日 西北工业大学硕士学位论文 第一章引论 1 1 工作背景 第一章引论 1 1 1 低雷诺数涡轮流动分离控镧是航空发动机重要技术问题 当前国际航空科学技术正处于快速发展时期，航空燃气涡轮发动机作为航空 领域的关键核心技术也受到了国际广泛的关注，各航空发达国家都倾注巨大力 量，进行航空发动机技术的基础研究。燃气涡轮是当前航空发动机技术发展中的 核心部件，特别是对于低压涡轮，由于其进口燃气已经高压涡轮降温、降压，做 功能力下降，且转速较低，为了满足推动风扇的需要，低压涡轮往往级数多、叶 片大，因此低压涡轮已成为航空发动机中所占重量较大的部件。为了减轻重量， 不断提高低压涡轮叶片工作载荷成为设计的重要追求，而高负荷又带来巨大的流 动损失，特别是低压涡轮的工作雷诺数往往较低，在发动机巡航状态，其工作雷 诺数可能会降到l o o o o o 以下的数量级，此时，叶片表面的边界层大部分处于层 流状态，叶片吸力面的边界层抗干扰能力差，特别容易出现大范匿的分离现象， 造成流动损失显著增大，性能急剧下降。因此，开展低雷诺数条件( 雷诺数小于 1 0 0 0 0 0 ) 下的涡轮部件流动性能研究以及控制技术研究成为当前航空燃气涡轮发 动机领域的重要研究方向。 众所周知，在低雷诺数条件下( 雷诺数在1 0 0 0 啦! 0 0 0 0 0 0 之间) ，各种流线 型物体表面的流动情况极为复杂，在围绕物体表面的边界层内会产生许多复杂的 流动现象，分离、转捩、再附等物理现象可能在短小的物体表面内同时发生，从 而严重影响物体( 机翼、叶片等) 气动性能。m a y l e 【1 1 将航空发动机内部流动的 转捩现象分为了三类：自然转捩( n a t u m lt r a | l s i t i ) 、b y p a s s 转捩、分离转 捩( s 印a r 曲耐n o w 仃a n s m o n ) 。s c h l i c 确n g 蚓最先描述了自然转捩，他认为自然 转捩包括以下几个重要阶段：当边界层的发展超过临界动量厚度雷诺数后，由于 层流边界层内的小扰动而形成为t - s 波( t o l l i i l i e n - s c l l i i c h t i n g ) ，即为转捩的第 一阶段；边界层不稳定性的加强，导致流动呈现出典型的非定常性，层流三维波 及涡的形成，并向下游发展，使得当地高涡量处产生湍流，为第二阶段；在湍流 脉动速度高的地方，流体形成湍流斑，并向下游对流，聚集成充分发展的湍流边 界层，即为自然转捩的第三阶段。自然转捩经常发生在自由来流湍流强度很低的 情况下。当自由来流湍流强度增大时，由于湍流及压力波动从高湍流度来流对边 界层的影响，自然转捩的前两个阶段被跳过，湍流斑在边界层内直接形成，因此 西北工业大学硕士学位论文第一章引论 叫做b y - p a s s 转捩。当层流边界层分离时，在自由剪切层内，由于高剪切应力、 高来流湍流强度及缺少壁面阻尼，转捩很容易发生。转捩引起湍流流体卷吸入分 离边界层，加强层流与湍流流体的混合，流动会再附为湍流，产生层流分离湍 流一再附泡，这就是分离流转捩。 美国空军w r i g h t 实验室在对于低雷诺数条件下涡轮性能的研究作出了重要 贡献。从1 9 9 5 年开始，b a u g l l i l 、s i m o n 、m u r a w s h 等人在该实验室低速抽气式 实验风洞中对低雷诺数条件下的涡轮流动损失进行了大量基础实验研究，他们的 研究表明，低雷诺数条件下涡轮效率明显降低，而效率的降低主要是由于叶片吸 力面后部边界层的分离造成。m a 协等发现当涡轮进口雷诺数低于6 0 0 0 0 时， 叶型损失和二次流损失都会明显增大。h e l t o n ( 1 9 9 7 ) 已经指出，高高空低雷诺 数条件下，当雷诺数降低到1 0 0 0 0 0 以下以后，涡轮效率可能降低4 6 ，而造成 发动机输出功的下降是涡轮效率下降的3 4 倍。因此，深入研究低雷诺数条件下 涡轮流动损失规律、探索在低雷诺数条件下涡轮叶片表面的流动控制方法、防止 在高空低速巡航状态下涡轮叶片边界层分离等，就成为目前航空动力领域需要解 决的重大技术问题。 1 1 2 流动控制技术 一百年前( 1 9 0 4 ) ，当代流体力学主要奠基人p r 如d t l 教授发表了流动边界层 理论，从而奠定了当代流体力学的重要基石，p r a n d u 关于流动分离控制技术的提 出，开创了人类有意识控制各种绕流物体流动过程的新时代。一百年来，流动控 制技术一直是人类不断改进飞行器和各种流体机械性能的主要手段，可以说，当 代先进的军用和民用飞机性能的每一次提高，都是与各种先进的流动控制技术的 采用相关。例如，后掠翼概念的提出，诞生了超音速飞机；超临界翼型的提出， 使得第三代先进战斗机的机动性明显改善。 对低雷诺数条件下的流动控制和利用，一直是流体力学中非常活跃的研究领 域，利用各种主动和被动的控制方法，对流场中的分离、转捩进行组织和重组是 研究的核心问题，表面修型与粗糙表面技术是最简单的两种被动控制方法；而壁 面泄露和热传导则是两种典型的主动控制方法。在过去的几十年时间里，国内外 航空界围绕飞机外流( 主要是机翼绕流) 的流动控制技术，开展了广泛和深入的 研究工作，已经取得了许多显著的成果，在当代各种先进战斗机、高空无人侦察 机( 例如美国第五代战斗机f y - 2 2 、j s f 、全球鹰等) 的发展研制中，各种流动 控制技术的广泛应用是其重要技术基础。 同样，作为当代先进战斗机和高空侦察机的主要动力装置撤空燃气涡轮 发动机，为了实现高性能的发动机技术指标，对作为其核心部件的燃气涡轮提出 了增加级负荷的条件下，要不断地提高效率或保持较高效率的技术要求。因此， 西北工业大学硕士学位论文第一章引论 航空燃气涡轮发动机内流空气动力学也取得了迅速的发展。在航空燃气涡轮发动 机研制与发展之中，国内外众多研究人员与机构，不断有意识的吸收流体力学领 域、飞机外流空气动力学领域所取得的流动控制技术成果，使得发动机部件的性 能不断的取得提高，例如弯掠叶片技术、超临界翼型等概念在航空发动机叶轮机 设计中的采用，就是吸收了飞机机翼空气动力学的重要技术成果。目前，对于在 中低空飞行器中使用的航空燃气涡轮的内部流动损失机理及其流动控制技术已 经有了深入的认识和理解，通过采用各种叶型设计技术，先进航空燃气涡轮的效 率已经可以达到9 0 以上。 从1 9 9 9 年开始，美国空军技术研究所l a l ( e 等人展开对涡轮叶片吸力面边界 层控制的研究，他们采用吸力面“球窝”状表面处理的被动控制方案，实验结果 表明对于雷诺数为5 0 0 0 0 的流动情况，这种控制方法可以使涡轮总压损失系数降 低5 8 ，但是，由于这种被动控制方案在发动机不需要控制的工作状态( 高雷诺 数工作状态) 下会增大叶片阻力、增加叶片表面的热负荷等，从而增大流动损失， 因此限制了其在航空燃气涡轮发动机中的使用。同年，b o 璐等采用“稳态射流 式旋涡发生器”( v g j s ，v o 他xg e n e c o rj c t s ) 的主动控制方案，研究表明，无论 在低来流湍流强度( i e t d i m c 咖 图4 3 不同孔径射流孔径向等距交错排列参数定义示意图 在几何结构交错排列的同时，将大小两种孔径不同射流流量也进行组合。为 便于研究，以小孔径( d = o 2 5 衄) 流量为研究基准，固定三种不同小孔流量状 态( 以小孔射流流量占主流流量百分比表示) ，并分别改变三种小孔流量状态所 对应的大孔径( d o 5 0 m m ) 流量。表4 - 1 给出了三种小孔径射流流量状态分配， 分别记为c 嬲e 1 、c 硒e 2 、c 觚e 3 。v g j s 射流的工作状态以及求解器设定与3 3 节 相同。 表4 1 小孔射流流量方案 图4 - 4 给出了三种流量比例状态下，计算得到的总压损失系数随总射流流量 t 西北工业大学硕士学位论文第四章组合射流孔结构研究 ( 大孔射流流量加小孔射流流量) 的变化关系，并将计算结果与孔距3 o 衄，孔 径分别为d = o 2 5 蚴、d = o 2 5 m m 单一排列射流结构相比较。 _ 蚰a - 枷1 r p 2 5 0 0 0 v i n b 扣2 m 墙 图4 - 4 径向等距排列，总压损失系数随射流流量变化关系 从图4 - 4 可看出： 1 、三种不同射流流量分配方案，c a 辩l 与c a 2 在减小射流流量同时，降低 了总压损失。其中，c 黜1 可达到最小的总压损失。 2 、对于射流流量分配方案c a l ，相比o 5 m m 射流孔单一排列，可在射流 流量减小1 2 的同时，将总压损失系数降低1 5 ；较之o 2 5 m m 孔径射流孔单一 排列，可在射流流量减小1 1 的同时，将总压损失系数降低8 。 图4 5 至4 8 给出了c a 辩l 状态，总射流流比为o 7 6 ，不同观测截面的内流 场马赫数分布云图。 图4 - 5 径向等距排列，p l e 1 截面上马赫数云图 西北工业大学硕士学位论文第四章组合射流孔结构研究 图4 6 径向等距排列，p l e 2 截面上马赫数云图 图4 - 7 径向等距排列，p l e 3 截面上马赫数云图 图4 8 径向等距排列，p 1 e 4 截面上马赫数云图 - 5 8 西北工业大学硕士学位论文第四章组合射流孔结构研究 从内流场马赫数分布云图可以看出，对于c 嬲e 1 状态，v g j s 组合射流控制 了原先的流动分离。作者认为，产生上述现象的原因是，c 船e 1 所描述的射流流 量组合在三种射流流量分配方案中，小孔射流流量所占比重最小，这就相当于降 低了小孔射流流量，减小了高速射流的掺混损失。同时，一定程度上增大了大孔 射流控制分离流场的作用范围，在无形中起到了增加射流孔间距降低掺混损失的 作用。 由以上分析可以看出，大小射流孔交错排列布局方式，以大孔射流为主，小 孔小流量射流对大孔射流控制的分离流场进行了“弥补”与调节，在控制流动分 离的同时，充分降低了射流掺损失，取得了令人鼓舞的效果。 4 3 不同孔径射流孔径向不等距交错排结构 对4 2 节中，不同孔径射流孔沿叶片表面径向等距交错排列结构的研究基础 上，本节进一步分析不同孔径射流孔沿叶片表面径向不等距交错排列结构。射流 孔布局结构与相关参数定义见图4 9 所示，在4 2 节射流孔布局基础上，将小孔 沿射流偏斜角方向位移，相邻大小孔之间呈不等距分布，但相隔的大孔、小孔 间距仍保持2 倍孔距。其中，大、小孔射流流量分配方案同4 2 节中c a s e l 计算 状态。 p b 憎p 碡n 2p h n 3p h n “ d h o h d h m _ 恼r 暑+ a i i l e 一l 锅0 一 ；一r 一i 4 一! 啪呻1 s 州扪岬： ：x s i 二二二二二= j t d i m 蛳 图4 - 9 大小射流孔径向不等距交错排列结构示意图 图4 - 1 0 给出了不等距交错排列结构下，两种小孔位移( = 0 5 m m 与 a = 1 o m m ) 计算状态下，总压损失系数随总射流流量的变化关系，并将结果与 4 2 节中最优计算状态c a 舱1 相比较。 西北工业大学硕士学位论文第四章组合射流孔结构研究 l ；= 篷i1 么 0 径向不等距，总压损失系数随射流流量变化关系 1 0 可看出，对于小孔沿径向射流方向偏移位移a 后，v g j s 射流所嫩 够达最小总压损失系数值没有发生明显变化。但达到最小总压损失时，所需 的射有减小。=1oi砌计算状态，较之a=o5mm计算状态，总压损失系数 均有大，较之c硒e1状态，射流总流量1时，总压损失系数有明显增大。 1 至4 1 4 ，图4 一1 5 至4 - 1 8 给出了：o 5 m m ，= 1 0 l n m 状态，射流流 量比6 5 的内流场马赫数分布云图。 图4 1 径向不等距排列，= o 5 衄，p l 卸e l 截面上马赫数云图 西北工业大学硕士学位论文第四章组合射流孔结构研究 图4 1 2 径向不等距排列，= o 5 蚴，p l 柚e 2 截面上马赫数云图 图4 1 3 径向不等距排列，= o 5 衄，p l 觚e 3 截面上马赫数云图 图4 1 4 径向不等距排列，= o 5 ，p l a l l “截面上马赫数云图 - 6 l - 西北工业大学硕士学位论文第四章组合射流孔结构研究 图4 1 5 径向不等距排列，= 1 0 m m ，p l 锄e 1 截面上马赫数云图 图4 1 6 径向不等距排列，= 1 0 m m ，p l a n e 2 截面上马赫数云图 图4 1 7 径向不等距排列，= 1 o m m ，p l e 3 截面上马赫数云图 - 6 2 - 西北工业大学硕士学位论文第四章组合射流孔结构研究 图4 1 8 径向不等距排列，= 1 o i n m ，p 1 a n “截面上马赫数云图 从以上内流场马赫数分布可看出，两种不等距射流孔交错排列结构，均可以 控制原先的流动分离。但是，从总性能上讲，并没有与c 嬲e 1 状态有太大的差别。 作者认为，当小孔沿径向位移后，略微改变了大、小孔射流之间的相互掺混结构。 当射流流量较小时，两孔射流相汇合，相当于增大了射流对分离流动的控制能力， 从总压损失上看，均有略微的下降；但当小孔位移增大( = 1 0 i n m ) ，并且射 流流量增大时，大小孔射流之间的相互干扰与掺混作用增强，以至于总压损失系 数在大射流流量时，增加明显。 4 4 不同孔径射流孔弦向交错排列结构 本节分析不同孔径射流孔沿叶片表面弦向交错排列结构。射流孔布局结构与 相关参数定义见图4 1 9 所示。在4 2 节射流孔布局基础上，将小孔沿叶片表面弦 向移动到7 0 轴向位置，轴向位移l ( d i s p l e 珊e n tl e n g t l l ) - 3 1 5 m m ，相邻大 小孔之间呈等距分布。其中，大、小孔射流流量分配方案同4 2 节中c 鹤e l 计算 状态。 西北工业大学硕士学位论文第四章组合射流孔结构研究 日 ! 苎苎 净； 图4 1 9 不同孔径射流孔弦向等距交错排列结构示意图 图4 2 0 给出了大小孔弦向等距交错排列结构下，总压损失系数随总射流流量 的变化关系，并将结果与4 2 节中最优结果c a 1 计算状态相比较。 l ：黑。i 父 父，、 j 二。 ， 、， 图4 2 0 总压损失系数随射流流量变化关系 从图4 2 0 可以看出，射流孔弦向交错排列计算状态，总压损失系数较之4 2 节c 嬲e 1 计算状态有所增大，并且达到损失最小值所需的射流流量有所增大。 图4 2 1 至图4 2 4 给出了射流流量比为o 8 7 时，内流场马赫数分布。 瞄ii 盹 胁i i 茈 i l l lii p r 西北工业大学硕士学位论文第四章组合射流孔结构研究 图4 - 2 1 弦相交错，径向等距排列，p l a m l 截面上马赫数云图 图4 2 2 弦相交错，径向等距排列，p l a m 2 截面上马赫数云图 图4 2 3 弦相交错，径向等距排列，p l e 3 截面上马赫数云图 - 6 5 - 西北工业大学硕士学位论文第四章组合射流孔结构研究 图4 2 4 弦相交错，径向等距排列，p l c 4 截面上马赫数云图 从以上马赫数分布云图可以看出，射流孔后在接近叶片尾缘处，仍然存在一 定程度的气流分离。结合s o n d e 唱r d 等人【1 3 】对不同位置射流对流动分离控制效 果研究的结论，作者认为，弦向交错的射流孔排列结构，对于雷诺数为2 5 0 0 0 状 态，使得一部分射流发生在分离发展区域，降低了射流对分离控制的作用效果， 从而一定程度上增大了损失。 4 5 不同孔径射流孔弦向交错、径向不等距排列结构 本节在4 4 节研究基础上，将弦向交错排列的径向等距结构变为径向不等距 交错排列结构。即将小孔沿径向射流偏斜角方向位移a 。射流孔布局结构与相关 参数定义见图4 2 5 所示。其中，大、小孔射流流量分配方案同4 2 节中c 嬲e 1 计 算状态。 西北工业大学硕士学位论文 第四章组合射流孔结构研究 l - d p h m ml 。n 口m f 1 一 i 6 一一一 一一一一一一一：一 一一一一一 2 x 8 b 一。c 。一 图4 - 2 5 不同孔径射流孔弦向交错、径向不等距排列示意图 图4 - 2 6 给出了总压损失系数随总射流流量的变化关系，并将结果与4 4 节计 算状态相比较。为统一分析，4 4 节计算状态可认为是a = 0 m m 状态。 = ：一0 黝。 一l 1 3 1 5 m m - o 5 m m | - = 一二；：；黼：；： 瓤 静，易 习p o 。一 m l | m 舶- 删( ) r p 2 5 o - v h b 忙2 m “ 图4 2 6 总压损失系数随射流流量变化关系 从图4 2 6 可看出，对于弦向交错、径向不等距排列结构，随小孔位移的增大， 射流对流动分离控制效果逐渐增强，这表现在总压损失最小值不断减小以及达到 最小值时的射流流量不断减小。当小孔位移为1 o i l l i n 时，相对总压损失减小了 2 2 ，与此同时，射流流量相对于4 2 节中c 硒e l 计算状态减小了1 4 5 ，相对 于单一孔径射流孔排列结构减小2 5 。 图4 2 7 至4 3 0 ，图禾3 1 至4 3 4 给出了= 0 5 衄，= 1 0 r 衄状态，射流流 量比分别为o 7 6 与o 6 5 的内流场马赫数分布云图。 “ n 弛i 3 l b p以 晰i p 卧l p 西北工业大学硕士学位论文第四章组合射流孔结构研究 图4 ”弦向交错，径向不等距排列，a = o 5 ，p l e 1 截面上马赫数云图 图4 2 8 弦向交错，径向不等距排列，：0 5 啪，p l e 2 截面上马赫数云图 图4 2 9 弦向交错，径向不等距排列，= 0 5 m m ，p l a i l e 3 截面上马赫数云图 6 8 西北工业大学硕士学位论文第四章组合射流孔结构研究 图4 - 3 0 弦向交错，径向不等距排列，= 0 5 m m ，p l e 4 截面上马赫数云图 图4 - 3 l 弦向交错，径向不等距排列，= 1 0 n 1 i n ，p 1 a m l 截面上马赫数云图 图4 3 2 弦向交错，径向不等距排列，；1 o 伽，p l 锄e 2 截面上马赫数云图 - 6 9 西北工业大学硕士学位论文 第四章组合射流孔结构研究 图4 - 3 3 弦向交错，径向不等距排列，= 1 o 啪。p k u l e 3 截面上马赫数云图 图4 3 4 弦向交错，径向不等距排列，= 1 0 衄，p l 觚e 4 截面上马赫数云图 从以上内流场马赫数分布可以看出，v g j s 组合射流较好的控制了流场的分 离现象，并达到了最佳的损失值。作者认为，产生上述现象的原因是，弦向交错， 避免了径向射流孔的相互干扰与掺混；径向不等距，使得小孔射流与大孔射流进 行合成。小孔位移越大，射流控制效果越好，这是由于大小孔合成的同时，有效 避免了孔与孔之间的掺混损失。 通过对多种不同孔径、不同孔距的射流孔混合排结构研究，可以看出，4 3 节中径向不等距排列结构= o 5 呦计算状态，与弦向交错，径向不等距排列结 构中的= 1 0 i n m 计算状态，对流动分离控制效果基本相同( 其中包括总压损失 系数最小值与达到最小值时的射流流量) 。二者均以大孔射流为主，小孔小流量 射流对大孔射流控制的分离流场进行了“弥补”与调节。在“强化”大孔射流效 西北工业大学硕士学位论文 第四章组合射流孔结构研究 果的同时，充分降低了射流掺损失( 射流与主流掺混、大小射流孔射流掺混) 取得了令人鼓舞的效果。 4 6 本章小结 本章首次提出并研究了四种不同孔径、不同孔距射流孔混合排列的v g j s 射 流结构，并得到如下结论： ( 1 ) 四种射流孔组合排列结构，以大孔射流为主，采用小孔小流量射流对 大孔射流控制的分离流场进行“弥补”与调节，充分降低了射流气流与主流的掺 混损失以及射流气流相互之阀的掺混损失。 ( 3 ) 四种射流孔组合排列结构，除了弦向交错、径向等距排列结构外，均 可在进一步降低流动损失的同时，减小射流流量。以弦向交错、径向不等距排列 结构为例，较之单一孔径射流孔排列结构，当总压损失系数降低了2 2 的同时， 减小射流流量2 5 ，达到了设计目的，并取得了令人鼓舞的效果。 西北工业大学硕士学位论文 第五章逆主流v g j s 涡轮流动分离控制研究 第五章逆主流v g j s 涡轮流动分离控制研究 在b o l l s i i 。、s o n d e r g a a r d 【l 创等人进行v g j s 流动分离控制的研究中，广泛选 择射流偏转角9 0 度，射流倾斜角3 0 度。l i n h 等人认为，当射流偏转角度在4 5 度至9 0 度这一范围内，射流与主流剪切所形成的强化了一边涡系的马蹄涡，可 以把主流高动量流体裹挟进边界层中，促进边界层与主流动量交换，抑制边界层 流动分离( 本文在第三章中通过数值模拟的方法对v g j s 流动机理进行了详细研 究后，对该论述表示认同) 。但是到目前为止，公开发表的文献中，针对v g j s 射流偏转角度大于9 0 度、与主流流动方向相逆这一角度范围，射流控制机理是 否符合上述研究结论，无明确答案。 为对v g j s 流动分离控制方法进行透彻研究，本章首次提出并数值模拟了真 实涡轮工作状态下，逆主流v g j s ( 射流偏转角大于9 0 度) 对流动分离的控制效 果。 5 1 逆主流v g j s 控制效果数值模拟及分析 本章研究射流偏转角度为1 3 5 度与1 8 0 度两种逆主流v g j s 射流状态。逆主 流v g j s 射流孔位于6 3 轴向位置，倾斜角保持3 0 度，射流孔径o 5 m m ，孔闻 距4 o i i l m 。为便于将计算结果与9 0 度偏转角v ( h s 进行对比分析，在逆主流v g j s 网格划分时，保持主流区域网格相同，通过改变射流管路与叶片当地表面夹角变 化射流角度，并单独进行射流管路与叶片表面射流孔区域网格划分。 数值计算中，主流状态设定为真实涡轮工作的高温、高速、低密度气体状态， 即涡轮进口总温1 0 0 0 k ，总压3 6 0 0 0 p a ，气流速度2 0 0 m s ，雷诺数2 5 0 0 0 ，进口 湍流度( f r e e s 舱锄砸b u l e n c ei n t e n s 毋，f s n ) 1 。分别选择射流偏转角1 8 0 度与1 3 5 度，与主流来流方向相逆。图5 1 、图5 2 、图5 3 绘出了两种逆主流 v 0 j s 偏转角，v g j s 射流湍流度( j e t g 眦锄t u r b u l e n c ei n t e n s 时，j s t i ) 分别为 1 、5 、1 0 ，相对总压损失系数随射流流量变化关系。同时，为便于比较逆 主流v g j s 控制效果与9 0 度偏转角v g j s 的不同，图中附上9 0 度v g j s 在相同流 动状态下的控制结果。 西北工业大学硕士学位论文第五章逆土流v g j s 涡轮流动分离控制研究 j i ! 翼翟兰。i j y l ：= ：= ：摩：荨 ， j 一、：心f f一， 一一 图5 13 种射流偏转角，射流湍流度1 ，总压损失系数随射流流量变化关系 ， 一：! 裟二。 = ：= ：= ：鬈：磊 秣7 ， 一， ：一一v ，i 冬 m a i l 一柚k 1 ，jr p 2 5 o ，v h 蜘2 f - 咖 图5 23 种射流偏转角，射流湍流度5 ，总压损失系数随射流流量变化关系 h t ，卫t o 一i 耕 m 州r = ；= ：= ：= = 嚣 鹦| ， 躐慕 图5 33 种射流偏转角，射流湍流度1 0 ，总压损失系数随射流流量变化关系 7 3 西北工业大学硕士学位论文第五章逆主流v g j s 涡轮流动分离控制研究 从以上三图可以看出， ( 1 ) 逆主流v c u 控制效果与9 0 度偏转角v g j s 明显不同。逆主流射流v g j s 实现最小损失时所需射流流量小于9 0 度偏转角v g j s 射流流量5 0 以上。1 3 5 度 v g j s 控制效果明显优于1 8 0 度v g j s 。 ( 2 ) 射流湍流度的大小对逆主流v g u s 产生明显影响，但对9 0 度偏转角v g j s 控制效果并无明显影响。当射流湍流度为1 时，1 8 0 度逆主流v g j s 造成流动损 失大于无控制状态，1 3 5 度v g j s 达到最佳控制效果时，相比9 0 度偏转角v g u s ， 射流流量可减小o 4 5 ，但是流动损失增大6 。当射流湍流度分别为5 、l o 时，逆主流v g j s 控制效果几乎不变。特别是，1 3 5 度v g j s ，射流流量比为o 3 2 时，总压损失系数降低2 0 。较之9 0 度v g j s ，在达到最佳控制效果时，射流流 量可减小6 7 ，总压损失增大2 。 为将1 3 5 度v g u s 进行单独分析，图5 - 4 给出了射流湍流度为1 与1 0 的 总压损失系数随射流流量变化关系。 i 。，。，。l 一 一一- 州 - ；p 3 r 瑚1 p 1 “ 八t l矿 图5 - 41 3 5 度v g j s ，两种射流湍流度，总压损失系数随射流流量变化关系 从上图可以看出，对于1 3 5 度v g j s ，射流湍流度的增加，改变了在小射流 流量状态下的损失变化结构。在1 0 射流湍流度时，总压损失系数随射流流量的 增大几乎直线下降，并减小了达到最小总压损失时所需的射流流量。在这种状况 下，射流对主流的影响与改变是否与本文在第三章的研究结论相同，是值得进一 步分析的。 5 2 逆主流v g j s 作用下涡轮叶栅流动细节分析 从上文知，当射流湍流度大于5 ，逆主流射流v g j s 较之9 0 度偏转角v g j s 西北工业大学硕上学位论文第五章逆主流v g j s 涡轮流动分离控制研究 对于相同主流条件下的流动分离控制表现出明显的优势。为解释逆主流v g j s 对 流动分离控制的机理，本节针对逆主流v g j s 内流场进行详细的分析。将内流场 沿叶片径向划分为4 个观测平面，如图5 5 。 图5 5 逆主流v g j s 观测截面位置示意图 图5 6 至图5 9 给出了射流湍流度为1 0 ，1 8 0 度v g j s 在射流流量比为o 3 2 时，马赫数分布云图。图5 1 0 至图5 1 3 ，图5 1 4 至图5 1 7 给出了射流湍流度为 l o 与l ，1 3 5 度v g j s 在射流流量比为0 3 2 时，马赫数分布云图。同时，为 了对比说明，图5 1 8 至图5 2 1 给出了9 0 度v g j s 在射流流量比为o 9 8 ，射流 湍流度1 0 ，马赫数分布云图。 图5 6 射流湍流度1 0 1 8 0 度v g j s ，p l 锄e l ( z f d = o ) ，马赫数分布 l ；5 i l ；5 i i d t _ 一 j 槲i岫卜r一 。髓门烹 嘻 r 可堡 西北工业大学硕士学位论文第五章逆主流v g j s 涡轮流动分离控制研究 图5 - 7 射流湍流度1 0 1 8 0 度v j j s ，p l e 2 ( z d = 2 ) ，马赫数分布 图5 8 射流湍流度1 0 1 8 0 度v g j s ，p l e 3 ( z d 叫) ，马赫数分布 图5 9 射流湍流度1 0 ，1 8 0 度v g j s ，p l e 4 ( z o = 6 ) 。马赫数分布 7 6 - 西北工业大学硕士学位论文第五章逆主流v g j s 涡轮流动分离控制研究 图5 1 0 射流湍流度l o ，1 3 5 度v g j s ，p l 觚e l ( z ，d = o ) ，马赫数分布 图5 1 1 射流湍流度l o ，1 3 5 度v g j s ，p l a i l e 2 ( z ，d = 2 ) ，马赫数分布 图5 1 2 射流湍流度l o ，1 3 5 度v 1 j s ，p l m e 3 ( z d = 4 ) ，马赫数分布 - 7 7 - 西北工业大学硕士学位论文第五章逆主流v g j s 涡轮流动分离控制研究 图5 一1 3 射流湍流度l o ，1 3 5 度v g j s ，p l 锄“( z d 嗡) ，马赫数分布 图5 1 4 射流湍流度1 1 3 5 度v a s ，p 1 e l ( z f d = 0 ) ，马赫数分布 图5 一1 5 射流湍流度1 ，1 3 5 度v g j s ，p 1 a n e 2 ( z d = 2 ) ，马赫数分布 - 7 8 - 西北工业大学硕士学位论文 第五章逆主流v g j s 涡轮流动分离控制研究 图5 1 6 射流湍流度1 ，1 3 5 度v 3 j s ，p 1 锄e 3 ( z f d = 4 ) 。马赫数分布 图5 1 7 射流湍流度1 ，1 3 5 度v 0 j s 。p l 柚c 4 ( z ，d = 6 ) ，马赫数分布 图5 1 8 射流湍流度1 0 ，9 0 度v g j s ，p l e l ( z ，d = o ) ，马赫数分布 7 9 西北工业大学硕士学位论文第五章逆主流v g j s 涡轮流动分离控制研究 图5 - 1 9 射流湍流度1 0 ，9 0 度v g j s ，p l a 鹏2 ( z d = 2 ) ，马赫数分布 图5 - 2 0 射流湍流度l o ，9 0 度v g j s ，p l e 3 ( z d = 4 ) ，马赫数分布 图5 - 2 l 射流湍流度1 0 ，9 0 度v g j s ，p l e 4 ( 刀d = 6 ) ，马赫数分布 西北工业大学硕士学位论文第五章逆主流v g j s 涡轮流动分离控制研究 从以上内流场马赫数分布可以看出，两种逆主流v g j s 与9 0 度v g j s ，均消 除了原先存在的吸力面附面层流动分离现象。但是，通过对比可以发现，9 0 度 v g j s 在射流孔后，由于射流所形成的马蹄涡结构导致在流场中出现了一些局部 的低速“云团”，并随着所截观测面的不同沿流场径向与下游发展。而逆主流 v g j s 射流，叶片吸力面后部的气流显得较为“平整”，边界层流动也呈现出典 型的湍流附面层特征，即附面层厚度随流动的发展而迅速增长，并在叶片尾缘与 压力面附面层汇集成尾迹区域。 5 3 逆主流v g j s 控制流动分离机理分析 为详细分析两种角度逆主流v g j s 对低雷诺数涡轮流动分离的控制机理，本 节给出了5 2 节中所描述的流动计算状态下，流场间歇因子分布云图，为便于对 比，同时附上9 0 度偏转角v g j s 结果。对于带有转捩现象的低雷诺数流动，间歇 因子为1 表示流动为湍流，0 代表层流流动。 图5 2 2 至图5 - 2 5 给出了射流湍流度为1 0 ，1 8 0 度v g j s 在射流流量比为 o 3 2 时，间歇因子云图。图5 - 2 6 至图5 2 9 ，图5 3 0 至图5 3 3 给出了射流湍流 度为1 0 与1 ，1 3 5 度v g j s 在射流流量比为o 3 2 时，间隙因子云图。图5 - 3 4 至图5 3 7 给出了9 0 度v g j s 在射流流量比为0 9 8 ，射流湍流度1 0 ，间歇因 子云图。 图5 - 2 2 射流湍流度1 0 ，1 8 0 度v g j s ，p l 锄e l ( z f d = o ) ，间歇因子云图 西北工业大学硕士学位论文第五章逆主流v g j s 涡轮流动分离控制研究 图5 2 3 射流湍流度1 0 ，1 8 0 度v 饼s ，p 1 e 2 ( z d = 2 ) ，间歇因子云图 图5 2 4 射流湍流度1 0 ，1 8 0 度v g j s ，p l e 3 ( z ，d ：4 ) ，间歇因子云图 图5 - 2 5 射流湍流度1 0 ，1 8 0 度v g j s ，p l 锄e 4 ( z ，d = 6 ) ，间歇因子云图 - s 2 - 西北工业大学硕士学位论文第五章逆主流v g j s 涡轮流动分离控制研究 图5 2 6 射流湍流度1 0 ，1 3 5 度v g j s ，p l a m l ( z f d 劬) ，间歇因子云图 圈5 - 2 7 射流湍流度1 0 ，1 3 5 度v g j s ，p l 缸e 2 ( z o = 2 ) ，间歇园子云图 图5 2 8 射流湍流度1 0 ，1 3 5 度v ( u s ，p l 柚e 3 ( z ，d = 4 ) ，间歇因子云图 - 8 3 西北工业大学硕士学位论文 第五章逆主流v g j s 涡轮流动分离控制研究 图5 2 9 射流湍流度1 0 ，1 3 5 度v g j s ，p l e 4 ( z ，d = 6 ) ，间歇因子云图 图5 3 0 射流湍流度l ，1 3 5 度v g j s ，p l e l ( z d = o ) ，河歇因子云图 图5 3 l 射流湍流度1 ，1 3 5 度v g j s ，p 1 觚e 2 ( z ，d _ 2 ) ，间歇因子云图 8 4 西北工业大学硕士学位论文第五章逆主流v g j s 涡轮流动分离控制研究 图5 3 2 射流湍流度l ，1 3 5 度v g j s ，p l 锄e 3 ( z ，d = 4 ) ，间歇因子云图 图5 - 3 3 射流湍流度1 ，1 3 5 度v g j s ，p l a i i “( z ，d = 6 ) ，间歇因子云图 图5 3 4 射流湍流度1 0 ，9 0 度v g j s ，p l c l ( 刀d = o ) ，间歇因子云图 - 8 5 西北工业大学硕士学位论文第五章逆主流v g j s 涡轮流动分离控制研究 图5 3 5 射流湍流度1 0 ，9 0 度v g j s ，p l e 2 ( z d - 2 ) ，间歇因子云图 图5 3 6 射流湍流度l o ，9 0 度v g j s ，p 1 e 3 ( z d = 4 ) ，间歇因子云图 图5 - 3 7 射流湍流度1 0 ，9 0 度v g j s ，p 1 e 4 ( 加= 6 ) ，间歇因子云图 8 6 西北工业大学硕士学位论文 第五章逆主流v g j s 涡轮流动分离控制研究 对以上间歇因子云图进行分析，可以得到如下结论： ( 1 ) 当射流偏斜角为9 0 度时，射流孔后直到叶片尾缘，边界层基本仍为层 流状态。对于这一角度的v g j s 射流，普遍认为v 0 j s 作为“射流式旋涡发生器”， 通过射流与主流剪切产生的流线涡结构把主流高动量流体裹挟进边界层中，促进 了边界层区与主流区的动量交换