摘要：通常亚音压气机叶型表面等熵马赫数分布符合可控扩散规律,并且吸力面峰值马赫数位置靠前叶栅气动性能较好。采用自动优化方法,设计出给定吸力面峰值等熵马赫数位置可控扩散叶型,分析此位置对叶栅气动性能的影响规律。研究结果表明:对于可控扩散转子和静子叶型,在设计工况下,当吸力面峰值等熵马赫位置位于0.20倍轴向弦长时,吸力面附面层沿流程快速发展,造成叶栅损失大幅增加;当吸力面峰值等熵马赫数位置为0.10~0.15倍轴向弦长时,设计进气角近似位于叶栅低损失进气角范围中,且低损失范围内损失较低。

摘要：为对比不同压气机叶型的流动特征,在高亚声速平面叶栅风洞内对相同设计速度三角形的可控扩散叶型和双圆弧叶型进行了平面叶栅实验,对两套叶型的表面马赫数、尾迹总压等参数分布进行了测量。实验结果表明:设计点可控扩散叶型总压损失比双圆弧叶型小近1倍,出口气流角小2.0°;在吸力面气流分离前,出口气流角随攻角和马赫数变化小于1.0°,尾迹核心区位置保持不变;双圆弧叶型吸力面近尾缘存在一定区域气流分离,受分离区影响,随进口马赫数增加,出口气流角变化达到4°,尾迹核心区移动了近20%栅距。

摘要：基于正问题设计思路,发展了一种CDA叶型的定制叶型几何造型方法,通过采用参数化设计的双圆弧中弧线、多段圆弧厚度分布以及椭圆前缘,来实现控制压气机叶片表面气体流动不产生分离。研究表明:与常规叶型相比,此种方法设计的CDA叶型获得了更高的压比和效率;马赫数及极限流线等流场信息显示,该CDA叶型能够有效地抑制激波的产生和附面层的分离,改善压气机内部气体的流动状况;此方法能够大量缩短叶片设计时间,有利于工程应用。

摘要：可控扩散叶型 ( CDA)的优化设计是目前国外对亚音、跨音速压气机叶型研究的主要内容之一。本文对CDA研究的必要性、CDA产生的背景、第一代 CDA和考虑端部流动的第二代 CDA的特点及设计方法进行了综述。 CDA起源于超临界机翼翼型 ,通过控制吸力面的扩压过程 ,消除或减弱激波、降低损失、增加可用冲角范围。围绕这一设计准则和目标 ,提出了很多设计方法 ,归纳起来主要有反问题设计方法和正问题设计方法。国内对 CDA的研究起步较晚 ,且大都集中在理论和设计方法的研究上。

摘要：为了快速有效地完成叶片造型,提高压气机气动性能,以全3维黏性反问题设计方法为基础,研究了全新的可控扩散叶型设计方法。基于黎曼不变量守恒建立了吸力和压力面型线与其对应静压分布之间的关系,通过给定叶片表面静压分布,求解吸力和压力面型线坐标几何参数。为了验证方法的有效性,以NASA Stage 35静子叶片为设计算例,通过全3维数值模拟得到其流场参数分布,进而采用可控扩散叶型的设计思路,对NASA Stage 35静子叶片表面的静压分布进行修改,以修改后的静压分布作为目标进行反问题设计计算,最终设计出满足设计要求的叶片几何型线。改型后的静子叶片通道内流场很好地实现了可控扩散叶型的流动结构,叶片总体气动性能得到提升,验证了可控扩散叶型全3维反问题设计方法的准确性和有效性。

摘要：为提升可控扩散叶型MANGHH在高空低雷诺数条件下的气动性能,建立了一套结合类别形状函数变换方法、S1流面求解程序、鲸鱼优化算法的优化设计系统,具有参数较少、易于实现、求解快速等优势。经单峰函数和多峰函数测试表明,鲸鱼优化算法的寻优能力明显高于粒子群优化算法和引力搜索算法。研究表明:与初始叶型相比,优化叶型在-4°、0°、6°攻角下总压损失分别降低了55.9%、16.1%、16.3%;在不同的攻角下,优化叶型吸力面的载荷峰值前移,减缓了边界层位移厚度的增长速率,削弱了尾缘附近的流动分离,并且随着来流马赫数的增大,优化叶型的总压损失减小幅度增大;随着来流湍流度的增大,初始叶型的总压损失先减小后增大,优化叶型的总压损失由于湍流耗散能力增强而增大,但总压损失始终低于初始叶型,气动性能显著提升。

摘要：目前 ,大量的可控扩散叶型 (CDA)已设计应用于多级轴流压气机中。通过亚音、跨音叶栅实验 ,证明了在可比的气动设计条件下 ,CDA叶栅可以达到更高的临界马赫数、更大的冲角范围和更高的负荷。通过单级或多级测试 ,CDA提供了更高的效率、更高的负荷、且易于进行级间匹配 ,并最终减少研发费用 ,提高喘振裕度 ;由于 CDA叶型具有增厚的前缘和尾缘 。

摘要：叶型吸力面和压力面等熵马赫数分布符合控制扩散规律,则其设计点损失小、低损失攻角范围大。为了研究可控扩散叶型载荷分布对叶栅气动性能的影响,建立了可控扩散叶型自动优化设计方法;并对叶栅进口马赫数为0.7的静子和转子叶型进行多个载荷分布设计,分析载荷分布规律对叶栅性能的影响。结果表明:对于静子及转子叶型,载荷前移(至0.1倍相对轴向弦长位置)可抑制吸力面附面层发展,降低设计进气角损失、增大低损失攻角范围;吸力面峰值马赫数增大,吸力面靠前缘凸起程度越大,小攻角损失增加、最低损失对应进气角增大。研究表明载荷分布影响气流加速及扩压梯度大小,进而影响激波产生和附面层发展,导致全攻角范围内性能变化。

摘要：使用可控散叶片设计系统设计了一套跨音速平面叶栅,并进行了正问题计算和附面层分析。结果表明,可控扩散叶型能够通过控制吸力面的马赫数峰值和扩散度分布,达到消除激波和推迟附面层分离的目的,与同样设计条件下的多圆弧叶型比较,具有更好的性能。

摘要：本文叙述了国内外要控扩散叶型的各种设计方法和实验研究情况，介绍了可控扩散叶型的发展历史及它在多级轴流压气机中的应用，并提出了今后的发展方向。