本文關鍵詞： 凹坑面 減阻特性 粗糙度 葉片氣動性能 數(shù)值模擬 風洞實驗　出處：《大連理工大學》2016年碩士論文　論文類型：學位論文

【摘要】：隨著航空業(yè)的快速發(fā)展,現(xiàn)代飛機高速、高燃油率等對航空發(fā)動機性能提出了極高的要求。壓氣機葉片作為航空發(fā)動機核心組件之一,其氣動特性的優(yōu)劣直接決定著發(fā)動機性能的好壞。因此,研究葉片表面微形貌對其氣動特性的影響規(guī)律,及如何降低葉片總壓流動損失,提高葉片氣動性能,是當前主要任務。本文首先設計一種新的凹坑結(jié)構(gòu)并采用數(shù)值模擬的方法研究其在湍流流場中的流動特性,并考慮凹坑形狀、直徑、深度、間距和排布等對流動特性的影響規(guī)律,選出減阻性能最佳的組合方式；隨后通過分析凹坑面和光滑面的壁面切應力、靜壓、近壁區(qū)流場特征及流動參數(shù)沿高度方向的變化等研究凹坑面湍流流動特性及機理。然后將減阻性能最佳的凹坑結(jié)構(gòu)應用在葉片上,并分別布置在吸力面30%-60%和75%-95%倍軸向弦長處,研究凹坑對不同攻角下葉柵氣動特性的影響規(guī)律,并比較兩者的減阻性能；并對凹坑葉片表面靜壓系數(shù)、粘性阻力、尾跡損失、總壓流動損失等氣動參數(shù)的變化作深入的分析。數(shù)值研究結(jié)果表明：凹坑有效地降低了葉片流動損失；隨后對葉片表面凹坑的減阻特性進行風洞實驗驗證,證實了將凹坑應用于航空葉片表面的可行性。最后針對航空葉片加工精度問題,采用可實現(xiàn)化k-ε湍流模型和可展壁面函數(shù)法,研究葉片表面粗糙度大小和分布對不同攻角下葉片氣動性能的影響規(guī)律。選取七種粗糙度值(等效砂礫粗糙度Ks=4.96、9.92、19.84、39.06、77.5、155、2001μm),和三種粗糙度分布(將吸力面平均分成前(0-1/3c),中(1/3-2/3c),后(2/3-1c)三部分),并對葉片吸力面粘性阻力、尾跡損失、總壓流動損失、負載能力等氣動參數(shù)的變化作深入分析。研究結(jié)果表明,粗糙度存在一個閡值,小于該閾值時,對葉片總壓流動損失影響不大,超過閾值時,總壓流動損失將急劇增加；另外,葉片吸力面整體粗糙效應遠大于局部粗糙效應；葉片局部粗糙時,所有攻角下,葉片吸力面前、中部(0-2/3c)粗糙對葉片氣動性能影響較大,吸力面后部(2/3-lc)粗糙對葉片氣動性能的影響較小。最后進行平面葉柵風洞實驗,所得實驗結(jié)果與數(shù)值仿真結(jié)果趨勢基本一致。
[Abstract]:With the rapid development of the aviation industry, modern aircraft speed, high fuel rate put forward high requirements to the engine performance. The compressor blade as one of the core components of aero engine, its aerodynamic characteristics directly determines the performance of the engine. Therefore, the influence of blade surface topography on aerodynamic characteristics. And how to reduce the blade total pressure flow loss, improve the aerodynamic performance of the blade, is the main task. This paper designs a new pit structure and Research on dynamic characteristics of the turbulent flow in the flow by the method of numerical simulation, and consider the pit shape, diameter, depth, spacing and arrangement influences on flow characteristics the selected combination of the best performance of the drag reduction; followed by analysis of the pit surface and smooth surface of the wall shear stress, static pressure, near wall flow characteristics and flow parameters along the height direction Flow characteristics and mechanism of the change of surface pit turbulence. Then drag the best performance of the pit structure used in the leaves, and are arranged on the suction surface of the 30%-60% and 75%-95% double axial chord, influence of dynamic characteristics of cascade under different attack angle of pits, and compare the drag reduction performance; and the static pressure coefficient of the blade surface pits, viscous resistance, wake total pressure loss, change of flow loss and other aerodynamic parameters are deeply analyzed. The numerical results show that pits can effectively reduce the flow loss of leaves; then the drag reduction characteristics of concave surface of the blade by the wind tunnel experiment, confirmed the feasibility of application of pits on blade the surface. Finally, aiming at the problem of machining accuracy can be achieved by using air blade, k- turbulence model and wall function method can show, on the leaf surface roughness of different size and distribution Influence of blade angle of attack performance. Selecting seven kinds of roughness (equivalent sand roughness Ks=4.96,9.92,19.84,39.06,77.51552001 mu m), and three kinds of roughness distribution (the average suction surface is divided into (0-1/3c), in (1/3-2/3c), (2/3-1c) after the three part), and on the blade suction surface viscous resistance wake total pressure loss, flow loss, changes in load capacity and other aerodynamic parameters are analyzed. The results show that the roughness of the existence of a threshold value is less than the threshold value, has little effect on the blade total pressure flow loss exceeds the threshold, the total pressure loss of flow will increase dramatically; in addition, the blade suction surface integral roughness effect is far greater than the local roughness effect; blade local roughness, all angles of attack, the blade suction front, central (0-2/3c) rough blade on the aerodynamic performance of the large rear part of the suction surface (2/ 3-lc) rough effect on blade aerodynamic performance is In the end, a plane cascade wind tunnel experiment is carried out. The experimental results are in good agreement with the numerical simulation results.

【學位授予單位】：大連理工大學
【學位級別】：碩士
【學位授予年份】：2016
【分類號】：V231.3

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本文編號：1470727