| 提高超声速压气机级喘振裕度方法研究 |
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| 引用本文： | 刘嘉诚,周正贵.提高超声速压气机级喘振裕度方法研究[J].推进技术,2019,40(8):1780-1791. |
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| 作者姓名： | 刘嘉诚 周正贵 |
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| 作者单位： | 南京航空航天大学 能源与动力学院 |
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| 摘 要： | 在超声速压气机气动设计时,为实现设计点高性能和宽喘振裕度,提出采用优化方法以设计点性能为目标进行叶片设计,通过转/静子叶片几何手动修改提高压气机喘振裕度。以NASA Rotor 37为原型,应用此方法进行更高性能超声速压气机转子气动设计,并匹配静子,构成压气机级。结果表明:超声速压气机转子通道激波推出和静子大攻角分离是失速发生的主要原因,因此分别进行转子叶片前掠设计、改变叶尖稠度,以控制激波位置,单转子喘振裕度可从约7%提高到18%以上;静子上采用前掠、切向弯、修改叶片数及几何进口角等措施,最终将此压气机级的喘振裕度由约18%提高到30%以上。
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| 关 键 词： | 压气机 流场计算 喘振裕度 叶片前掠 叶尖稠度 几何进口角 |
| 收稿时间： | 2018/9/3 0:00:00 |
| 修稿时间： | 2018/12/3 0:00:00 |
Study of Improving Surge Margin for aSupersonic Compressor Stage |
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| Institution: | College of Energy and Power Engineering,Nanjing University of Aeronautics and Astronautics,Nanjing 210016,China |
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| Abstract: | |
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| Keywords: | Compressor Flow field calculation Surge margin Forward sweep Blade tip solidity Geometric inlet angle |
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