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工程熱物理所來流條件對一體化超緊湊過渡段非定常流動性能影響的研究

  

  现代高性能航空发动机上广泛应用的超紧凑过渡段(具有更大面积比、更短轴向长度和更大径向跨距)在减轻发动机重量、提升低压转子动力学特性的同时,也存在过渡段内部及其下游低压涡轮极易出现流动分离,致使过渡段和低压涡轮气动性能严重恶化的问题。因此,中國科學院工程热物理研究所研究团队提出将低压涡轮导向器与支板合并从而改善过渡段内部流场组织并抑制传统超紧凑过渡段内的三维分离。鉴于前人研究表明尾迹扫掠可改善下游叶片性能,研究团队提出利用上游高压转子尾迹扫掠来抑制低压涡轮导向器吸力面的流动分离。

  研究團隊前期研究闡述了尾迹在一體化超緊湊過渡段內的輸運特性和“負射流”效應。在高空低雷諾數設計工況下,經過過渡段傳播和耗散後的尾迹仍具有抑制附面層分離和激勵附面層轉捩的作用;研究團隊分析了尾迹抑制低壓渦輪導向器吸力面分離的流動機理,並發現尾迹誘導寬弦長低壓渦輪導向器吸力面轉捩過程中的“寂靜區”效應。尾迹在抑制附面層分離的同時,引起附面層湍流粘性損失的增加;尾迹後的寂靜區在抑制附面層分離的同時又不增加附面層損失。

  來流條件對一體化超緊湊過渡段非定常流動,尤其是低壓渦輪導向器附面層分離、轉捩流動機制有重要影響。在前期一體化超緊湊過渡段非定常流動機理研究的基礎上,研究團隊針對雷諾數和湍流度兩個重要來流條件對一體化超緊湊過渡段非定常流動性能的影響進行了詳細、深入的研究。

  在本項目研究的雷諾數範圍內,隨著雷諾數的增大,過渡段通道內流向渦的尺寸變小,漩渦結構更規整密集,連續性變好,總壓系數徑向分布的均勻性提高,尤其是機匣附近,過渡段通道損失幾乎不隨雷諾數變化。隨著雷諾數的增大,低壓渦輪導向器吸力面上分離泡尺寸和出現頻率減小(如圖1所示),輪毂附近誘導渦影響範圍大大減小,低壓渦輪導向器中部和下部損失明顯減小;附面層的位移厚度和動量厚度以及湍流區的面積和強度均減小,寂靜區的作用範圍增大,導向器吸力面的分離損失和粘性損失都隨著雷諾數的增大而減小,低壓渦輪導向器的損失隨雷諾數的增大而減小,且降低幅度逐漸減小。綜上分析,一體化超緊湊過渡段的損失隨著雷諾數的增大而減小。

  在本項目研究的湍流度範圍內,隨著湍流度的增大,過渡段通道70%-90%葉高的總壓系數徑向分布不均勻性明顯改善,但過渡段通道的端壁附面層增厚。湍流度對過渡段通道的影響具有雙重性,其損失在Tu=2.2%時最小。低壓導向器85%截面在50%Cx-70%Cx處的壓升系數隨著湍流度的增大呈現先減小後增大的趨勢。隨著湍流度的增大,低壓導向器表面分離泡尺度、附面層的位移厚度和動量厚度及附面層的粘性損失均減小,但導向器吸力面分離泡被抑制的周期性和寂靜區的範圍沒有變化。隨著湍流度的增大,導向器的葉型損失減小,但導向器端區損失增大,平衡兩種作用,低壓導向器損失在Tu=1.5%時最小,Tu=2.2%時的一體化超緊湊過渡段損失最小(如圖2所示)。相比雷諾數,來流湍流度對一體化超緊湊過渡段的影響較小。

  本研究得到了航空動力基金(6141B090309)的支持,已發表SCI論文3篇,申請發明專利5項。