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叶顶喷气对跨声转子近失速点流动的影响 总被引:2,自引:0,他引:2
利用数值模拟的方法研究了叶顶喷气对跨声转子性能及近失速点流动的影响.研究表明:在+65?的喷气角度下,喷气能保持效率不降低的同时使转子喘振裕度的绝对值提高4.48%.此外喷气还能改善转子叶片吸力面的流动,减弱叶尖泄漏涡的强度,同时使泄漏涡的轨迹更贴近叶片吸力面,这也是喘振裕度大幅提高的物理原因. 相似文献
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高性能燃气轮机的发展迫切要求对涡轮内部损失来源及其物理机制有更清楚的认识。采用带冠设计的涡轮中,气动损失的很大一部分来自叶冠的泄漏流动。为了深入分析叶冠泄漏损失对涡轮性能的影响,选取高负荷涡轮,采用带有掺混面模型的三维定常计算方法和熵增的分析方法来研究叶冠泄漏的损失来源和损失机理。计算中考虑了详细的叶冠几何结构,打破了经验公式在模拟叶冠泄漏流时的局限性。结果表明,带冠涡轮比不带冠涡轮的气动效率高出约0.9%。叶冠泄漏所带来的损失主要分为腔体损失、泄漏损失、掺混损失和攻角损失四个部分,这四种损失来源在不同间隙下所占比例并不相同。因此,考虑完整的叶冠几何结构对涡轮性能的预测和气动设计至关重要。 相似文献
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CCAR 25部《运输类飞机适航标准》对航空发动机的持续转动提出明确要求,即航空发动机的持续转动不会危及飞行安全。参考美国联邦航空局(FAA)第25-141号修正案,详细分析了FAR 25.362条款对发动机失效载荷的要求及其适用的符合性验证方法。通过对服役数据进行统计学分析研究了风车不平衡符合性验证条件。结果表明,不平衡量等于1.0与1 h备降时间组合、不平衡量等于1.0与最大不超过3 h备降时间组合可以满足安全性的要求,在此基础上从载荷、强度、耐久性、系统完整性以及人为因素5个方面开展符合性验证。采用完整的飞机模型和发动机模型进行符合性验证是可以接受的。机体结构模型要通过地面振动试验进行校验,发动机模型要通过风扇叶片脱落试验进行校验。 相似文献
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为了研究侧风条件下地面涡的涡量源和地面涡的气动特性,选取缩比进气道并对侧风条件下的流场进行了数值模拟。结果表明:90°侧风条件下,尾涡和环境涡量都是地面涡的重要来源,即使不存在环境涡量,尾涡仍然可以单独形成地面涡,尾涡-地面涡流动模型能够很好地解释这一现象。地面涡涡量随来流速度的增加先增大后减小,临界速度比随离地间隙的增大而增大。离地间隙增大一倍,临界速度比增大65%,地面涡涡量峰值减小30%。受到地面涡本身以及流动分离的影响,进气道的总压损失随着来流速度比的减小而增大。 相似文献
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为了研究轮毂封严出流与高负荷涡轮端区流动非定常作用的物理机制,对转/静叶片之间带有封严腔的高负荷单级涡轮的流场进行了三维非定常数值模拟。数值模拟结果表明,封严气流对上游导叶的影响表现为对端区流动的堵塞作用,这种堵塞作用减弱了吸力面的压力扰动和加速膨胀,减小了吸力面的分离损失。封严流量较小时,封严腔内存在尺度大、频率低的压力扰动,压力扰动的强度向主流传播的过程中不断减弱。这种沿周向分布不均匀的封严气流直接导致了转子叶片通道出口二次流分布的不均匀性。封严流量增大后,压力扰动的影响程度和二次流分布的不均程度均有所减弱。 相似文献
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中国民用航空规章CCAR 25 R4《运输类飞机适航标准》要求航空发动机的持续转动不会危及飞行安全。围绕25.903(c)款并对比33.74条和33.92条,从条款的内容、制定背景、修订原因以及技术内涵四个方面全面分析了适航审定对航空发动机持续转动的要求。从发动机合格审定和飞机合格审定两个角度分析了适航符合性验证的基本内容,为工业方理解适航条款提供参考,为局方开展型号合格审定工作提供支持。 相似文献
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为了研究不同射流环境对航空发动机涡轮叶片气动损失的影响,采用数值模拟的研究方法,分别考虑压力面与吸力面2
种气膜冷却打孔方案,总结在不同吹风比条件下叶栅通道内部流场环境特点,以及不同流场环境下叶栅损失的变化规律。结果表
明:叶栅通道内部气膜冷却射流环境分为低动能比射流环境(动能比小于1)与高动能比射流环境(动能比大于1),这2种射流环境
的边界层、叶栅出口二次流损失、动能亏损情况以及叶栅出口的总压损失系数有不同的变化特点:在低动能比环境下,冷气射流会
贴附壁面流动,进而影响边界层;在高动能比环境下,冷气射流直接与主流掺混。吸力面的冷气射流对叶栅气动损失有较大影响,
当射流动能较大时,使叶栅总压损失变化50%以上;而压力面的冷气射流对叶栅气动损失影响很小,经过计算,压力面的冷气射流
仅使叶栅总压损失系数最大变化0.64%。 相似文献
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