CN108121864A - 一种基于涡流发生器的端壁横向二次流控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明一种基于涡流发生器的端壁横向二次流控制方法，属于机械装置及运输技术领域。首先，使用涡流发生器经验统计模型来仿真其对流场的影响，从而避免了刻画涡流发生器复杂网格的生成工作；其次，使用响应面优化算法对通道内的涡流发生器施加方案进行全局寻优；最后，采用生成真实几何网格的方法对设计结果进行确认。本发明通过将涡流发生器施加于叶片通道端壁，使主流区高能流体与附面层低能流体相互作用，增加附面层低能流体的动能，从而增强附面层抵抗压力梯度的能力，减弱通道内横向二次流的强度。

Description

一种基于涡流发生器的端壁横向二次流控制方法

技术领域

本发明涉及一种叶轮机叶片通道端壁上涡流发生器设计方法，尤其涉及一种基于涡流发生器的端壁横向二次流控制方法，属于机械装置及运输技术领域。

背景技术

航空叶轮机现代设计手段已经可以使得叶片在中展60％-80％范围内高效工作，端区复杂流动成为了造成气动堵塞、能量损失和性能恶化的主要因素[1]。一些研究表明，端区损失占到了总损失的30％以上，并随着叶轮机气动负荷的增加不断恶化[2]。叶片角区是叶轮机中的固有几何特征，在附面层交汇与横向二次流共同作用下的角区分离是构成端区损失的重要部分。为解决这一问题，现代设计手段趋向于结合弯掠与端区处理技术的第三代三维叶片造型方法[3]。端区处理技术分为主动与被动控制技术，主动控制技术主要有附面层抽吸技术[4,5]，等离子体激励技术[6,7]等；被动控制技术主要有非轴对称端壁技术[8],叶身融合技术[9,10]等。叶身融合技术可以处理由于角区附面层交汇造成的流动分离，但在研究过程中发现，当通道内横向二次流强度较大时，单纯使用叶身融合技术不能有效控制角区分离。因此，寻求控制通道横向二次流的技术手段十分必要，涡流发生器就是一个可能的技术手段。

涡流发生器最早由Taylor在20世纪中期提出，最初用来控制机翼附面层的分离[11]。自此以后，许多研究者针对其在外流中的应用进行了大量的研究工作[12-14]。研究表明，涡流发生器技术是一种有效的被动控制手段，可以抑制附面层分离，激波附面层干扰，提高机翼升阻比。涡流发生器技术凭借结构简单，造价成本低，工程可实现性强的优势在外流飞行器气动设计中获得了广泛应用[15]。涡流发生器也衍生出了许多不同的形状，包括叶片式，微斜坡式，楔形式，以及射流式。其中，叶片式涡流发生器最为普遍，本文的后续工作也只考虑这一种几何形式。

鉴于涡流发生器技术在外流中获得的成功应用，一些研究者已经试图将其应用到叶轮机内流当中。Laws证明了在叶片前缘上游的端壁处施加涡流发生器可以提高一跨音转子的压比与效率[16]。Gammerdinger在风扇叶片的吸力面上布置涡流发生器，发现叶片的角区分离尺度得到了减小，但却造成了总压损失提高[17]。Agarwal在转子Rotor37的吸力面上施加了多种不同形状的涡流发生器，发现转子的裕度得到了提升，但总压比略有下降[18]。Hergt和Meyer设计了多种涡流发生器形状，并将其应用于一平面叶栅的前缘上游端壁和吸力面。数值与实验结果表明流动分离得到了有效控制[19-21]。Diaa设计了两种涡流发生器，并将其应用于叶片前缘上游端壁，数值结果显示横向二次流强度得到了抑制，但造成了总压损失的提高[22,23]。Chima在叶片表面和前缘上游端壁应用涡流发生器用以控制来流畸变，叶表流动，以及横向二次流。结果表明涡流发生器可以实现这些功能[24]。

上述工作均采用将涡流发生器布置与前缘上游端壁或叶片表面的方式，在一定程度上提高了叶片的气动性能，但很少有将涡流发生器布置与叶片通道内的研究。分析这一原因，除了对涡流发生器布置在叶片通道内的应用潜力预估不够，主要是当涡流发生器施加于叶片通道内时，设计工作过于繁琐，需要反复的几何建模与网格生成以确定较优方案，一些不合理的设计甚至会恶化气动性能。鉴于以上原因，本发明将涡流发生器应用于叶片通道内用于横向二次流控制，并提出了一种高效的涡流发生器方案设计方法用于最优涡流发生器布置方案的确定。

[1]V.M.Lei,Z.S.Spakovszky.A Criterion for Axial Compressor Hub-CornerStall[J].Journal of Turbomachinery,130(3),pp475-486,2008.

[2]Denton,J.D.Loss Mechanisms in Turbomachinery[J].J.Turbomachinery,115(4),pp621-656,1993

[3]季路成,李嘉宾,伊卫林.第三代三维叶片技术思路分析[J].工程热物理学报,

[4]Semiu A.Gbadebo,Nicholas A.Cumpsty.Control of Three-DimensionalSeparations in Axial Compressors by Tailored Boundary Layer Suction.Journalof Turbomachinery,130,011004,2008

[5]A.A.Merchant,Design and Analysis of Axial Aspirated CompressorStage,PhD thesis,MIT,Cambridge,MA.1999

[6]Roth J R,Dai X.The Physics and Phenomenology of Paraelectric oneAtmosphere Uniform Glow charge Plasma Actuarors for Aerodynamic flow Control.[C]//AIAA 2005 781

[7]Rethmel c,Little J.Takashima K.Flow Separation Control Over anAirfoil With Nanosecond Pluse Driven DBD Plasma Actuators.AIAA 2011 487,2011

[8]Steffen R，Heinz-Peter S.Non-Axisymmetric End Wall Profiling inTransonic Compressors.Part 1:Improving the Static Pressure Recovery at Off-Design Conditions by Sequential Hub and Shroud End Wall Profiling[R].ASMEGT2009-59133，2009

[9]JI Lucheng,SHAO Weiwei,YI Weilin,et al.A model for describing theinfluences of SUC-EW dihedral angle on corner separation.[C]//ASME PaperGT2007-27618,2007.

[10]JI LuCheng,YI WeiLin,TIAN Yong,et al.A Blending Blade and EndWallTechnique for Turbomachinery[P],China,201010623606.2,2012.

[11]Taylor H D.Summary Report on Vortex Generators[R].R-05280-9,1950,United Aircraft Research Department.

[12]Simon Galpin,Andrew Rae,John Fulker.Investigation into ScaleEffects on the Performance of Sub Boundary-Layer Vortex Generators on CivilAircraft High-Lift Devices[J].AIAA Journal,72(72),pp227-238,2002.

[13]Keith S.Bohannon.Passive Flow Control on Civil Aircraft Flapsusing Sub-Boundary Layer Vortex Generators in the AWIATOR Programme.[C]//AIAA2006 2858

[14]R.L.T.Bevan,D.J.Poole,C.B.Allen,T.C.S.Rendall.Simulation andSurrogate-Based Design of Rectangular Vortex Generators for TiltrotorAircraft Wings.[C]//AIAA2015 2725

[15]Wu Pei-gen,Wang Ru-gen,Guo Fei-fei.Mechanism Analysis of Effectsof Vortex Generator on High-Load Compressor Cascade[J].Journal of PropulsionTechnology,2016,37(1):49-65.

[16]Law C H,Wennerstrom A J,Buzzell W A.The Use of Vortex Generatorsas Inexpensive Compressor Casing Treatment[R].SAE1976-0925.

[17]Gammerdinger.P.M,1995,“The Effects of Low-Profile VortexGenerators on Flow in a Transonic Fan-Blade Cascade,”M.S.Thesis,NavalPostgraduate School,Monterey,CA.

[18]Agarwl R,Dhamarla A,Narayannan S R,et al.Numerical Investigationon the Effect of Vortex Generator on Axial Compressor Performance[R].ASME2014-GT-25329.

[19]Hergt.A,Meyer.R,Engel.K.The Capability of Influencing SecondaryFlow in Compressor Cascades by Means of Passive and Active Method[R].CEAS2007-216.

[20]Hergt.A,Meyer.R,Muller.M,et al.Loss Reduction in CompressorCascades by Means of Passive Flow Control[R].ASME2008-GT-50357.

[21]Hergt A,Meyer R,Muller M,et al.Effects of Vortex GeneratorApplication on the Performance of a Compressor Cascade[R].ASME 2010-GT-22464.

[22]Diaa A M,El-Dosoky M F,Abdel-Hafez O E,et al.Secondary FlowControl on Axial Flow Compressor Cascade Using Vortex Generators[C].ASME-IMECE.2014-37790.

[23]Diaa A M,El-Dosoky M F,Abdel-Hafez O E,et al.Boundary LayerControl of an Axial Compressor Cascade Using Nonconventional VortexGenerators[C].ASME-IMECE.2015-52310.

[24]Chima R V.Computational Modeling of Vortex Generators forTurbomachinery[C].ASME 2002-GT-30677.

发明内容

本发明目的是将涡流发生器应用于叶轮机叶片通道端壁上，从而进一步提升现有涡流发生器改善气动性能的能力，提出了一种基于涡流发生器的端壁横向二次流控制方法。

一种基于涡流发生器的端壁横向二次流控制方法，包括如下步骤：

步骤1，对光滑叶片通道生成适宜的网格，取端壁网格作为端壁的位置离散化参数空间，并输出涡流发生器设计参数的取值范围；

其中，端壁网格不含附面层网格；

其中，端壁位置通过沿两个网格序号方向I和K进行确定；

进而，位于端壁的一个涡流发生器的位置凭借这两个序号I和K就可以定义，以便于BAYC模型的源项施加；

其中，涡流发生器的设计参数包括：网格序号方向I和K，高度h以及攻角α；

步骤2，基于拉丁超立方采样在步骤1输出的涡流发生器设计参数的取值范围内对涡流发生器设计参数进行采样处理，得到涡流发生器设计参数的样本点；

其中，拉丁超立方采样不会出现多余的点与重合的点，采样的全空间性确保了采样的广度，能够保证即使不知道源函数特性的情况下依然获得此函数在全空间的信息；

步骤3，根据步骤2采样处理得到的涡流发生器设计参数的样本点，采用涡流发生器经验统计模型在相应的网格点处施加源项，并对涡流发生器经验统计模型进行CFD仿真，得出样本点流场结果；

步骤4，分析计算得到的步骤3样本点流场结果，提取相应的流场目标函数，并采用克里金模型构建目标函数的响应面；

步骤5，通过遗传算法对步骤4构成的响应面进行全局优化，得到涡流发生器的最优布置；

步骤6，对步骤5生成的涡流发生器的最优布置进行几何实体建模，通过CFD仿真对其流场性能进行确认，并根据流场性能是否符合要求决定跳至步骤7还是步骤2，具体为：

6.1若流场性能符合要求，输出涡流发生器的最优布置，跳至步骤7；

6.2若流场性能不符合要求，则增加拉丁超立方采样的样本点数目，跳至步骤2；

步骤7，将涡流发生器的最优布置应用于叶轮机中，实验验证涡流发生器方案的气动效果；

至此，从步骤1到步骤7，完成了一种基于涡流发生器的端壁横向二次流控制方法。

有益效果

本发明一种基于涡流发生器的端壁横向二次流控制方法，与现有技术相比，具有如下有益效果：

1.可以减弱横向二次流强度，抑制角区分离，在全攻角范围内减少总压损失系数15％-25％；

2.本发明能够使叶片通道端壁范围内主流区高能流体与附面层低能流体相互作用，增加附面层低能流体的动能，从而增强附面层抵抗压力梯度的能力，减弱通道内横向二次流的强度；

3.本发明可以有效改善叶轮机叶片绕流，提升叶轮机性能的作用；

4.本发明与现有技术相比具有更广泛的适用领域，适用于航空、航天、航海及能源动力各个领域。

附图说明

图1为本发明一种基于涡流发生器的端壁横向二次流控制方法及实施例1中的流程图；

图2为本发明一种基于涡流发生器的端壁横向二次流控制方法及实施例1步骤1中的端区位置的离散化与相应的样本点位置；

图3为本发明一种基于涡流发生器的端壁横向二次流控制方法中选取的目标函数，其中(a)为总压损失，(b)是吸力面分离高度；

图4为分离高度响应面与最小分离高度对应的端壁位置；

图5为基于分离高度与总压损失的响应面优化结果，其中方案1为以最小分离高度为目标函数的优化结果，方案2为实现多目标最优的优化结果；

图6单个涡流发生器的网格拓扑与节点分布；

图7为吸力面壁面流线与尾缘出口截面总压损失系数云图，其中(a)为原型叶片得到的结果，(b)为方案1得到的结果，(c)为方案2得到的结果；

图8中方案3为三个涡流发生器设计应用下的最优方案；

图9为吸力面壁面流线与尾缘出口截面总压损失系数云图；

图9中，(a)为原型叶片得到的结果，(b)为方案2得到的结果，(c)为方案3得到的结果。

具体实施方式

为了更好地说明本发明的目的、步骤和效果，下面结合附图和实施例将针对一NACA65扩压叶栅对本发明内容作进一步说明。

实施例1

本实施例叙述了基于本发明一种基于涡流发生器的端壁横向二次流控制方法的单个涡流发生器设计应用。

图1为本发明一种基于涡流发生器的端壁横向二次流控制方法及本实施例的流程图。

图1中包括如下内容：

1.1端壁位置的网格离散化，具体为：利用原型叶栅的网格，去掉边界层加密部分的网格，即得到如图1所示的端壁位置离散网格；

基于此，端壁位置可沿两个方向I，K进行确定。序号I的取值从1到38，序号K的取值从1到63。凭借这两个序号(I,K)就可以定义位于端壁的一个涡流发生器的位置。随后，BAYC模型的源项就将施加于该网格相邻的(I+1,K),(I,K+1),(I+1,K+1)三个网格点处。

1.2样本点生成与数值仿真

单个涡流发生器的设计应用需要有4个参数来对其进行方案确定，即确定涡流发生器位置的序号I,K,涡流发生器的高度h,以及涡流发生器的攻角α。序号I,K的范围已经在上一节进行了说明。涡流发生器的高度h的取值范围为从5到9,表示BAYC模型需要施加的展向网格层，分别对应距离壁面2mm和5mm高度。设定涡流发生器的攻角α为整数，其取值范围为0°到10°。通过这四个参数，就可以确定在那些网格点处施加多大的BAYC源项了。针对这四个参数，基于拉丁超立方采样获得了20个样本点，其在端壁上的位置分布如图2所示，分别在这20个样本点对应的参数下施加源项，可以得到这些样本点处施加涡流发生器的BAYC模型仿真结果。

数值计算在串行条件下运行，单个样本点仿真所需时间为10分钟。

1.3目标函数与代理模型

涡流发生器的应用一方面能够改善叶栅的角区分离，另一方面却也产生了自身对应的总压损失。因此，优化设计涡流发生器方案的两个目标函数分别为尾缘出口截面的质量平均总压损失系数Ω以及无量纲叶栅吸力面分离高度H/c,目标函数的定义情况如图3所示。两个目标函数和相应的变量值范围如式(1)所示。

分别计算得到20个样本点处的Ω和H值。基于这些样本点数据，采用克里金模型来构建优化问题的响应面。其中，回归模型选用二阶多项式，相关模型选用三次样条曲线，θ的初始值选取为20^-0.25·[1,1,1,1]。图4展示了目标函数minH/c关于网格节点I和K的响应面，其中H/c的数值是不同攻角α和h下的平均值。从图4可以看出当I从5到10取值，K从40到50取值的范围内对应较小的分离高度。

上述响应面的构建过程只针对分离高度，下面构建多目标优化目标函数如式(2)所示，可以用相同的方法生成针对该目标函数的响应面。

min Obj＝0.5·Ω+0.5·H (2)

1.4结果优化与验证

使用遗传算法对上述两个响应面进行寻优，得到二者所确定的最优方案如图4所示。针对所得到的涡流发生器最优方案，通过UG建模，在ICEM中生成网格如图5所示。涡流发生器的弦向网格节点数为100，厚度方向的节点数为60，总网格量为600万。

两种方案下的克里金模型预估值，BAYC模型仿真值，以及真实几何的仿真值与原型结果的对比如表1所示，相应的吸力面流线图和前缘下游150mm截面的总压损失系数云图如图6所示。其中，方案1为最小分离高度H/c方案，方案2为最小Obj方案。结合表1和图6可以看出，方案1和方案2中涡流发生器的主要区别是二者的高度不一样，方案1中的涡流发生器高度为5mm，而方案2中的涡流发生器高度只有2mm。方案1中的涡流发生器可以产生更大的气流折转角，对角区分离的影响更大，进而具有更小的分离高度，但其本身所产生的总压损失很大，造成总体的总压损失相比于原型略有增长的结果。方案2由于涡流发生器的高度要小，虽然角区分离高度相比于方案1略有增加，但由于其自身的总压损失较小，反而相比于原型有了20％的总压损失降低。

表1克里金模型预估值，BAYC模型仿真值，真实几何的仿真值与表1克里仅模型预估值与原型结果的对比

实施例2

本实施例叙述了基于本发明一种基于涡流发生器的端壁横向二次流控制方法的3个涡流发生器设计应用。

在设计单个涡流发生器时需要用四个变量来描述一个涡流发生器布置方案，同理，在设计三个涡流发生器的布置方案时需要12个参数。利用拉丁方采样获得80个样本点，通过BAYC模型对其进行串行计算，耗用了14个小时。按照与上节相同的方法，以目标函数Obj生成了相应的响应面，该响应面的RMSE值为0.0012。通过多目标遗传算法，得到三个涡流发生器设计应用下的最优方案如图7所示。

基于类似的设置，在ICEM下生成了三涡流发生器最优方案的对应网格，总网格量达到了1100万。几种方案下的克里金模型预估值，

BAYC模型仿真值，以及真实几何的仿真值与原型结果的对比如表2所示，相应的吸力面流线图和前缘下游150mm截面的总压损失系数云图如图8所示。可以发现，三个涡流发生器最优方案可以基本上消除叶栅的吸力面分离，但相应的总压损失系数并相比于方案2并没有下降，分析原因主要是因为施加三个涡流发生器后，其自身造成的总压损失抵消了对吸力面分离的改善效果。

表2克里金模型预估值，BAYC模型仿真值，真实几何的仿真值与原型结果的对比

以上所述的具体描述，对发明的目的、技术方案和有益效果进行了进一步详细说明，所应理解的是，以上所述仅为本发明的具体实施例而已，并不用于限定本发明的保护范围，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (4)

1.一种基于涡流发生器的端壁横向二次流控制方法，其特征在于：包括如下步骤：

步骤1，对光滑叶片通道生成适宜的网格，取端壁网格作为端壁的位置离散化参数空间，并输出涡流发生器设计参数的取值范围；

步骤2，基于拉丁超立方采样在步骤1输出的涡流发生器设计参数的取值范围内对涡流发生器设计参数进行采样处理，得到涡流发生器设计参数的样本点；

步骤3，根据步骤2采样处理得到的涡流发生器设计参数的样本点，采用涡流发生器经验统计模型在相应的网格点处施加源项，并对涡流发生器经验统计模型进行CFD仿真，得出样本点流场结果；

步骤4，分析计算得到的步骤3样本点流场结果，提取相应的流场目标函数，并采用克里金模型构建目标函数的响应面；

步骤5，通过遗传算法对步骤4构成的响应面进行全局优化，得到涡流发生器的最优布置；

步骤6，对步骤5生成的涡流发生器的最优布置进行几何实体建模，通过CFD仿真对其流场性能进行确认，并根据流场性能是否符合要求决定跳至步骤7还是步骤2；

步骤7，将涡流发生器的最优布置应用于叶轮机中，实验验证涡流发生器方案的气动效果；

至此，从步骤1到步骤7，完成了一种基于涡流发生器的端壁横向二次流控制方法。

2.如权利要求1所述的一种基于涡流发生器的端壁横向二次流控制方法，其特征在于：步骤1中，端壁网格不含附面层网格；

其中，端壁位置通过沿两个网格序号方向I和K进行确定；

进而，位于端壁的一个涡流发生器的位置凭借这两个序号I和K就可以定义，以便于BAYC模型的源项施加；

其中，涡流发生器的设计参数包括：网格序号方向I和K，高度h以及攻角α。

3.如权利要求1所述的一种基于涡流发生器的端壁横向二次流控制方法，其特征在于：步骤2中，拉丁超立方采样不会出现多余的点与重合的点，采样的全空间性确保了采样的广度，能够保证即使不知道源函数特性的情况下依然获得此函数在全空间的信息。

4.如权利要求1所述的一种基于涡流发生器的端壁横向二次流控制方法，其特征在于：步骤6，具体为：

6.1若流场性能符合要求，输出涡流发生器的最优布置，跳至步骤7；

6.2若流场性能不符合要求，则增加拉丁超立方采样的样本点数目，跳至步骤2。