本文關(guān)鍵詞：軸流壓氣機(jī)失速特性仿真　出處：《空軍工程大學(xué)學(xué)報(自然科學(xué)版)》2016年03期 　論文類型：期刊論文

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【摘要】：對某型低速軸流壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子和NASA Rotor 37跨聲速轉(zhuǎn)子進(jìn)行了全通道定常和非定常數(shù)值仿真研究,采用了噴管模型和節(jié)流閥模型作為出口邊界條件來取代常規(guī)的邊界條件設(shè)置方法,分別通過調(diào)節(jié)計(jì)算域出口面積和節(jié)流系數(shù)的方法改變轉(zhuǎn)子工作狀態(tài)。計(jì)算結(jié)果顯示:與出口邊界采用固定背壓值的方法相比,采用噴管模型和節(jié)流閥模型能夠準(zhǔn)確計(jì)算轉(zhuǎn)子失速前后各個工況點(diǎn)的流動狀態(tài)。采用節(jié)流閥模型時,通過調(diào)節(jié)節(jié)流系數(shù)能夠準(zhǔn)確地判定轉(zhuǎn)子失速臨界點(diǎn),在繼續(xù)節(jié)流的過程中能夠計(jì)算出失速時轉(zhuǎn)子通道內(nèi)失速區(qū)的形成與發(fā)展情況。研究發(fā)現(xiàn),葉尖區(qū)域流動失穩(wěn)即葉尖局部回流區(qū)的出現(xiàn)和擴(kuò)展在這兩型壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子的失速過程中起重要作用。其中低速軸流壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子全通道非定常計(jì)算發(fā)現(xiàn),在失速時轉(zhuǎn)子葉尖部位首先出現(xiàn)兩處回流區(qū),且回流區(qū)范圍隨轉(zhuǎn)數(shù)增加而擴(kuò)大,最終形成相對明顯的失速團(tuán)結(jié)構(gòu)。
[Abstract]:In a low-speed axial compressor rotor and NASA Rotor 37 transonic rotor was full channel steady and unsteady numerical simulation using the nozzle model and throttle valve model as the outlet boundary conditions to replace the conventional boundary condition setting method, respectively, to change the working state of rotor method domain outlet area and throttle coefficient by adjusting the meter. The results showed that: compared with the exit boundary method with a fixed back pressure, the nozzle model and throttle valve model can accurately calculate the flow state of each operating point of the rotor stall before and after. The throttle valve model, accurately determine the rotor stall critical point by adjusting the throttle coefficient to the formation and development in continue to throttle process to calculate the stall in the rotor channel stall area. The study found that tip flow instability is the local circumfluence tip We extended and play an important role in the process of the two type stall of the compressor rotor. The low-speed axial compressor rotor passage unsteady calculation found at stall first appeared in two parts of the rotor tip and the recirculation zone, recirculation region and expand with the speed increase, and ultimately form a relatively obvious stall cell structure.

【作者單位】： 空軍工程大學(xué)航空航天工程學(xué)院等離子體動力學(xué)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室;
【基金】：國家自然科學(xué)基金(51336011)
【分類號】：V233
【正文快照】： 引用格式:宋國興,李軍,周游天,等.軸流壓氣機(jī)失速特性仿真[J].空軍工程大學(xué)學(xué)報:自然科學(xué)版,2016,17(3):11?17.SONG Guoxing,LIJun,ZHOU Youtian,et al.Research on the Compressor Stall Characteristics with Simulation[J].Journal of Air Force Engineering University:Na

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