【压气机内部分离流动的研究进展文献综述4200字】

压气机内部分离流动的研究进展文献综述目录TOC\o"1-3"\h\u11857压气机内部分离流动的研究进展文献综述 194401.1压气机内部分离流的研究 1140641.2压气机内旋涡模型 512726 9分离流是存在压气机流道内不利的流动现象，严重阻碍压气机负荷水平和气动效率的提升，已经成为制约高性能压气机研制的主要原因之一。因此，对压气机流道内部三维流动分离的生成和发展机制进行深入研究，以便更合理、更有效、更有针对性地应用流动控制方法对其进行抑制或削弱，将有利于改善压气机的性能。1.1压气机内部分离流的研究压气机流道内固有的流向逆压梯度和横向压差，导致流道内极易出现三维角区分离。此种角区分离是指堆积于吸力面与端壁角区的低能流体大尺度分离、回流现象，是影响压气机性能的重要因素之一。近些年，国内外诸多研究学者为了对此现象有更深刻的认识和掌握，进行了一系列的数值与实验探索。Dring和Joslyn[14-17]首先选取轴流压气机某一级动叶作为研究对象，通过实验研究发现，在低负荷的情况下，存在于端壁的角区分离达到约25%的叶高。随着负荷的逐渐增加，角区分离扩大到全叶高，引起尾迹处径向流动显著提升，致使在机匣处聚集更多的低能流体，进而使得损失增加，性能下降。1985年，他们又针对两级压气机后一级静叶展开了初步的实验研究，结果表明，角区分离是流动损失增加，气流角变大，流道堵塞程度增强的重要诱发因素。流量系数越低，角区分离越严重。随着流量系数逐渐逼近失速点时，流道内的堵塞程度逐渐增加至40%。然而，在此种情况下，位于机匣处的角区分离却逐渐得到缓解，如图1-3所示。静叶不同工况下角区分离流动发展与演变[14-17]Evolutionanddevelopmentofcornerseparationflowunderdifferentconditioninstator[14-17]Schulz和Gallus[18-19]以亚音速环形压气机叶栅为研究对象，通过实验方式，系统研究了在变攻角下角区分离对叶栅性能的影响。研究发现，在不同的攻角条件下机匣和轮毂都有不同程度的分离发生，在小攻角下，角区分离主要分布在机匣处，随着攻角的增加，聚集在机匣处的分离逐渐减小，在轮毂处的分离逐渐增强，并且流动损失也急剧增强，主要是因为轮毂角区分离是导致流动损失的主要诱因。Nerger等人[19]针对两种不同弯角叶型的高负荷压气机叶栅进行了实验研究，实验结果也验证了叶栅流道内角区分离随着叶栅负荷的增强而扩大。图1-4中油流结果显示，在叶型弯角为54°时，流道内的分离结构关于叶高中线表现为上下对称的形态。然而，在叶型弯角增大至60°时，流道内的分离结构发生明显变化，上下对称的形态被破坏，呈现出完全不对称分布的形态，其中一侧分离明显加剧，几乎占据90%叶高，另一侧的分离则被抑制在较小的范围；端壁二次流的形态也变得复杂，在靠近前缘处出现明显的旋涡结构。在蔡乐[20]和许文娟[21]关于压气机叶栅流道角区分离形态随攻角的演变的数值研究中也出现了类似于Nerger[19]论述的现象。随着攻角的增加，叶栅负荷逐渐增强，吸力面的分离结构由小攻角下的上下对称形态转变成极度不对称形态，端壁二次流偏转程度逐渐加剧，在大攻角下已形成较大范围的回流区，如图1-5和1-6所示。因此，可以断定，随着压气机叶栅气动负荷的不断提升，流道内的分离结构会趋于复杂，从上下对称形态逐渐发展成为不对称形态。a)θ=54°b)θ=60°不同折转角高负荷压气机叶栅吸力面与端壁流谱[19]Flowpatternonsuctionsurfaceandhubatdifferentcamberangleinahighlyloadedcompressorcascade[19]叶栅吸力面极限流线和压力梯度分量云图随攻角的变化[20]Limitingstreamlinesandradialpressuregradientcomponentversusincidence[20]高负荷压气机叶栅吸力面极限流线随攻角的变化[21]Limitingstreamlinesonsuctionsurfaceversusincidenceinahighlyloadedcompressorcascade[21]Barankiewicz和Hathaway[22]认为之前研究学者在对角区分离进行研究时所选取的压气机叶型结构与真实应用的压气机存在较大差异。因此，他们选择在一个与商用GEE3压气机叶型相似的低速轴流压气机上探索角区分离与气动负荷的关联性。结果显示，当负荷控制在合理的范围内，加之使用端弯造型技术，可以有效地抑制或避免轮毂角区分离的发生；然而，随着负荷的逐渐增强，轮毂角区分离则随之出现并呈现增大的态势。为了更接近现代高速压气机的运行工况，Weber等人[23]将研究扩展到跨声速来流条件下，他们通过数值和实验详细分析发现，激波与端壁附面层相互作用是诱发压气机叶栅流道内附面层分离和再附的主要因素，如图1-7所示。此外，激波的存在致使端壁横向压力梯度的削弱，前缘马蹄涡和通道涡得到明显的抑制。He[24]、Hah[25-26]、Hoying[27]和Copenhaver[28]对跨音速压气机级的失速机理进行了研究，结果表明，激波、附面层和叶尖泄漏涡相互作用，使得来自吸力面低能流体向叶尖迁移并聚集，形成堵塞现象，致使叶尖附近区域的实际流动攻角增大，最终导致叶尖局部区域失速。吸力面与端壁流谱（左）和对应的分析模型（右）[23]Oilstreaklinesonsidewallandsuctionsurface(left)andthecorrespondinganalysismodel(right)[23]1.2压气机内旋涡模型分离流和旋涡生成、发展和演化是叶轮机械流道内重要的流动特征。近些年，经过国内外学者不断的探索与研究，对压气机内旋涡模型已经有了较为深刻的理解与认识。在上个世纪五六十年代，Moore和Richardson[29]、Horlock[30]和Salvage[31]等应用油流技术以及出口气动参数对压气机内部复杂流动形态已开展了初步的研究。在前人的研究基础上，1984年，Inoue和Kuroumarou[32]对压气机内部流动进行了更详细的研究，首次展示了动叶流道内旋涡结构的示意图，如图1-8所示。他们研究发现，马蹄涡的发展、演化过程是压气机流道内形成大尺度涡系的主要原因，而不是通道涡，验证了压气机与涡轮内部涡系结构存有一定的差异性。压气机叶栅的旋涡结构[32]VortexstructureincompressorcascadebyInoue&Kuroumarou[32]Kang等人[33-34]积累前人的研究经验，建立了较为典型的压气机叶栅内部流动的旋涡结构模型，如图1-9所示。该模型显示马蹄涡是由于来流附面层在叶片前缘滞止而形成，在前缘鞍点处被分成旋向完全相反的吸力面和压力面分支。在流道内横向压力梯度及流向逆压梯度的作用下，吸力面分支向叶片吸力面逼近的过程中，逐渐耗散，最终消失；压力面分支则汇入到与其旋向相同的通道涡中，向下游发展壮大；叶片表面和端壁附面层低能流体向角区迁移并堆积，逐渐形成大范围的分离。同时，在尾缘处伴有集中脱落涡和壁角涡等不同形状类型的涡系结构生成。压气机叶栅的旋涡结构[33]VortexstructureincompressorcascadebyKang[33]张华良等人[35-36]以小折转角低速压气机叶栅为研究对象，通过数值模拟与拓扑分析理论，详细探索了流道内分离特征及不同涡系结构的发展演化过程，构建了相应的旋涡模型。他指出压气机叶栅流道内旋涡结构不同于涡轮叶栅，通道涡强度相对较弱，对流场内其他涡系结构的影响有限。集中脱落涡和尾缘脱落涡是流道内主要的涡系结构，随着攻角的增加，它们之间的相互作用被加剧，导致旋涡结构变得愈加复杂（图1-10），从而引起损失逐渐提升。低速压气机叶栅的旋涡结构[35-36]Vortexstructureinlow-speedcompressorcascadebyZhang[35-36]张海灯等人[37-38]对高速压气机叶栅流道内旋涡结构进行了全面的研究，结果表明，通道涡的形成是在横向压力梯度作用下，端壁附面层向吸力面迁移，并与马蹄涡压力面分支相互耦合作用的结果，是造成三维角区分离的主要诱因，是导致角区复杂流动的主导因素。随着攻角的增大，横向压力梯度逐渐增强，使得通道涡涡核更贴近角区，壁面涡受到通道涡的影响，尺度和强度都有所增加，如图1-11所示。高速压气机叶栅的旋涡结构[37-38]Vortexstructureinhigh-speedcompressorcascadebyZhang[37-38]现代压气机的气动负荷持续朝着不断提升的方向发展，催促着研究学者需要对高负荷压气机流道内流动细节有较为深刻的理解。因此，在2003年，Delery[39]对高负荷压气机叶栅进行了详细地实验研究，并构建了相应的旋涡模型。该模型显示，分离泡仅形成在吸力面中部，在角区并未出现，其主要原因被认为是平面叶栅中并没有展向压力梯度，尽管随着负荷的增加，会加剧端壁附面层向角区的迁移，但是由于附面层内低能流体仍持有足够克服流向逆压梯度的能量，并未导致角区出现低能流体堆积现象，因此角区并未出现分离。为对跨声速压气机内部的流动细节有更清晰的认识，王如根等人[40]数值模拟研究了Rotor37流道内旋涡结构，并进一步阐释了失稳机制。研究发现，由于激波的存在，压气机转子内存在马蹄涡、壁角涡、脱落涡、径向涡、泄漏涡、诱导涡和分离涡等7种不同大尺度的涡系结构，如图1-12所示。泄漏涡和诱导涡在叶尖附近破裂形成大面积的低能流体堆积是导致失稳的主要原因。跨声速压气机转子Rotor37的旋涡结构[40]VortexstructureintransoniccompressorrotorofRotor37byWang[40]同时，大量研究学者为了进一步揭示流动控制方法对流场改善的作用机制，给出了控制方法施加前后的旋涡模型。陈焕龙[41]通过数值模拟全面研究了缝隙射流对弯曲压气机叶栅内旋涡结构的影响。研究发现，射流主要通过抑制壁面涡的形成来实现对压气机叶栅气动性能的改善。秦勇[42]系统研究了在吸力面合成射流作用下高负荷压气机叶栅流道内旋涡结构的变化。结果表明，集中脱落涡和通道涡是引起叶栅损失的主要来源。通过合理地选取激励参数，在吸力面合成射流的作用下，尽管通道涡的强度会略有增强，但集中脱落涡却被完全抑制，从而改善了流场的整体性能，如图1-13所示。此外，Hergt[43]和赵小虎[44]也分别构建了在被动旋涡发生器和等离子激励器作用下压气机叶栅内旋涡模型。吸力面合成射流控制前后低速压气机叶栅的旋涡结构[42]Vortexstructureofthelowspeedcascadewithandwithoutsuctionsurfacesyntheticjet[42]梁琴琴.美国典型航空发动机发展计划及对技术创新的影响[J].全球科技经济瞭望,2015,30(7):68-76.刘大响.一代新材料,一代新型发动机:航空发动机的发展趋势及其对材料的需求[J].材料工程,2017,45(10):1-5.陈懋章.风扇/压气机技术发展和对今后工作的建议[J].航空动力学报，2002,17(1):1-15.刘永泉,刘太秋,季路成.航空发动机风扇/压气机技术发展的若干问题与思考[J].航空学报,2015,36(8):2563-2576.刘永泉.航空动力技术发展展望[J].航空科学技术,2011(4):1-3.张恩和.对我国军用航空发动机发展的思考[J].航空发动机,2001,3:1-3.CumpstyNA.CompressorAerodynamics[M].NewYork:JohnWileyandSones,1989.HawthorneWR,WangC,TanCS,etal.TheoryofBladeDesignforLargeDeflections:PartI-twodimensionalcascade[J].ASMEJournalofEngineeringforGasTurbinesandPower.1984,106:346~353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