本文關(guān)鍵詞：跨聲速壓氣機(jī)葉柵葉尖間隙流動(dòng)研究

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【摘要】：通過提高壓氣機(jī)效率以提升航空發(fā)動(dòng)機(jī)整體性能一直都是眾多學(xué)者們研究的方向，其中壓氣機(jī)葉頂間隙流動(dòng)一直是國內(nèi)外學(xué)者們?cè)跉鈩?dòng)熱力學(xué)領(lǐng)域研究的熱點(diǎn)和難點(diǎn)。充分認(rèn)識(shí)間隙區(qū)域的流動(dòng)過程，將有利于改善壓氣機(jī)性能，提高壓氣機(jī)壓縮效率，，并能提升壓氣機(jī)的穩(wěn)定工作范圍。本文以某型航空發(fā)動(dòng)機(jī)壓氣機(jī)葉柵為原型，以計(jì)算流體力學(xué)商業(yè)軟件為載體，采用數(shù)值計(jì)算方法，著重探討不改變小翼長度和寬度時(shí)，在不同葉頂間隙下葉頂小翼對(duì)間隙流動(dòng)的影響。 本文采用可壓Navier-Stokes方程和Spalart-Allmars單方程湍流模型，對(duì)NASARotor37葉型進(jìn)行數(shù)值分析，并將數(shù)值計(jì)算的結(jié)果與實(shí)驗(yàn)結(jié)果相比較，對(duì)比結(jié)果十分吻合；再對(duì)葉片葉頂進(jìn)行改型處理，分別對(duì)未加裝葉頂小翼的常規(guī)葉片（CB）（原型）和加裝寬度為0.5倍葉型最大厚度小翼的改型葉片（WB）（改型），在馬赫數(shù)為0.7，1.1和葉頂間隙為葉高的1.2%，2.4%時(shí)進(jìn)行了數(shù)值模擬。 計(jì)算結(jié)果表明：隨著葉頂間隙的增大，葉柵端壁靜壓最小值增大，同時(shí)該最小靜壓值點(diǎn)向葉柵下游移動(dòng)；隨著葉頂間隙的增大，葉片壓力面和吸力面?zhèn)鹊膲翰钤龃�，間隙泄漏流動(dòng)增強(qiáng)；加裝吸力面小翼使得葉片吸力面?zhèn)鹊撵o壓系數(shù)明顯小于原型，而在壓力面?zhèn)茸兓淮�；加裝吸力面小翼延緩了葉頂泄漏渦的形成，葉片頂端壓差明顯降低，葉頂泄漏強(qiáng)度減弱。
【學(xué)位授予單位】：沈陽航空航天大學(xué)
【學(xué)位級(jí)別】：碩士
【學(xué)位授予年份】：2015
【分類號(hào)】：V233

【參考文獻(xiàn)】

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本文編號(hào)：1210235