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211.
为了充分发挥吸附式压气机叶片的潜力,基于“曲率诱导‘伪激波’”理念的吸附式压气机叶片设计方法,设计了三种高负荷吸附式叶片;采用数值模拟方法探究了不同设计策略下叶片抽吸前、后的流动机理和抽吸对流动分离的控制机制;针对曲率诱导“伪激波”理念的吸附式叶片Blade-M (“伪激波”位于53.1%轴向弦长处)开展了端壁/吸力面组合抽吸的研究。结果表明:曲率诱导“伪激波”可有效适应抽吸承担逆压梯度的本质特性,设计的三种吸附式叶片扩散因子高达0.73;采用吸力面单独抽吸可有效消除叶片Blade-M和Blade-L (“伪激波”位于34.8%轴向弦长处)的尾缘分离,损失系数分别降低 66.7% 和 71.8%,但吸力面抽吸无法有效控制高负荷叶栅的角区分离;采用端壁/吸力面组合抽吸后,Blade-M叶栅通道内的尾缘分离和角区分离均被有效控制,在6.6%的抽吸系数下损失系数降低了87.3%;在大攻角条件下,基于曲率诱导“伪激波”的吸附式叶片依然可保持无分离的特性,显示了该种叶片对变工况抽吸的适应能力,为发展高稳定裕度、高负荷吸附式压气机提供了科学依据。 相似文献
212.
213.
压气机转子叶片表面附面层分离/再附、转捩机制较为复杂,数值模拟方法受到了极大的限制,因此需要新的试验技术测量旋转状态下转子叶片表面附面层的发展状态。本文采用表面热膜测试技术对某风扇叶片表面附面层分离/再附、转捩等流动现象进行了试验研究,获得了旋转状态下风扇叶片表面的准壁面剪切应力。试验结果表明,在上游尾迹周期性扫掠的作用下,叶片表面附面层转捩、再附点提前,分离泡范围减小。表面热膜测试技术可较为准确地捕捉旋转叶片表面附面层的转捩、再附点,为旋转状态下转子表面附面层的流动测量提供了一种解决途径。 相似文献
214.
一种对转压气机气动设计方法及其验证 总被引:1,自引:1,他引:1
结合附面层抽吸技术提出了一种高负荷对转压气机气动设计方法.在高负荷设计前提下,为避免在转动部件中进行附面层抽吸所带来的诸如强度等问题,利用基于动叶出口轴向速度提升的低反动度压气机气动设计原理,提升动叶出口轴向速度以确保动叶效率,附面层抽吸只在静叶中进行.利用该对转压气机气动设计方法,进行了一对转压气机气动设计验证.三维黏性数值模拟结果表明,在第一列转子与第二列转子叶尖切线速度分别为370m/s与350m/s的前提下,实现了总压比为5.85,效率为88%的两级对转压气机气动设计. 相似文献
215.
216.
吸附式低反动度轴流压气机气动设计原理 总被引:2,自引:2,他引:2
针对亚声速及超、跨声速轴流压气机,全面论述了吸附式低反动度轴流压气机气动设计思想,指出了该思想的具体实现形式、应用条件以及各参数之间的相互影响.指出针对亚声速轴流压气机,可利用动叶出口轴向速度提升或增加动叶入口正预旋以降低动叶中扩压因子从而确保动叶流动效率;而针对超、跨声速轴流压气机,可通过提升动叶入口激波后的轴向速度实现气流在动叶中大幅折转并保证动叶效率.其出口轴向速度选取,需兼顾动叶效率以及下游静叶栅入口马赫数以及气流角需求.最后总结了吸附式低反动度轴流压气机的研究进展. 相似文献
217.
为逆流矢量喷管几何构型选取提供理论依据,采用数值模拟方法研究了零攻角亚音速条件下抽吸角、横向高度及垂直段高度等外套管外形参数对逆流推力矢量喷管内部流动结构及矢量性能的影响,得到了推力矢量角、合成推力系数、二次流流量比等随外形参数的变化规律。研究结果表明:抽吸角及外套管垂直段高度对逆流矢量喷管的推力矢量角变化均无大的影响,且抽吸角及外套管垂直段高度分别变化时,两者的最大矢量角和最小矢量角的角度差均不超过0.35°,合成推力系数均随两者增大而减小,抽吸角变化时合成推力系数在0.778左右,其变化值不超过0.001,垂直段高度变化时合成推力系数范围为0.77~0.84,而流量比受抽吸角及垂直段高度变化的影响均微小;横向高度较小时,主流易发生附体,随其增大,推力矢量角增加,最大值达7°,而合成推力系数随之减小,范围为0.75~0.87,抽吸二次流流向由同向转变为逆向,流量增大,最大流量比为2%;推力矢量喷管的整体性能较无外流时明显下降。 相似文献
218.
低反动度高负荷超声速轴流压气机气动设计方法 总被引:1,自引:1,他引:1
对超声速轴流压气机的发展历程进行了总结,分析了两类传统超声速压气机内部流动特点及其所存在的流动问题,并对未来超声速压气机的发展提出了展望.针对超声速压气机内部流动特点,提出了一种新的低反动度高负荷超声速轴流压气机气动设计原理.该原理可有效避免在动叶中进行流动控制,同时降低动叶出口绝对马赫数,并结合附面层抽吸控制静叶栅内部流动,最终实现级的高负荷气动设计.利用该原理进行设计验证,三维黏性数值模拟结果表明:在叶尖切线速度为360m/s的前提下,实现了2.3的级压比,级效率为86.5%. 相似文献
219.
利用作者共同研发的In-house代码TRANS3D平台,在SA和SST两种常用湍流模型框架下构建了γ-(Reθt)转捩模型,并以二维低速S809层流翼型和三维小后掠跨音速F5层流机翼为对象,比较了两种不同湍流模型构架下γ-(Reθt)转捩模型预测的气动力特性和流场分布.结果表明:两种转捩模型均能预测航空转捩计算中常见的分离流转捩和自然转捩类型,明显改善了中低雷诺数流场下的预测精度,但由于选取基准湍流模型的不同,基于SA和SST的γ-(Reθt)转捩模型在流动细节上依然存在着一些差异. 相似文献
220.