本文關(guān)鍵詞： 壓氣機(jī) 超聲葉珊 激波 波系結(jié)構(gòu) 附面層 大攻角 試驗 數(shù)值仿真　出處：《燃?xì)鉁u輪試驗與研究》2016年02期 　論文類型：期刊論文

【摘要】：對超聲壓氣機(jī)葉柵的多攻角工況進(jìn)行試驗,利用紋影儀、油流試驗及葉片表面等熵馬赫數(shù)分布結(jié)果進(jìn)行對比分析,觀察到大攻角范圍下葉柵激波波系結(jié)構(gòu)發(fā)生了明顯變化。為揭示激波結(jié)構(gòu)變化原因,利用NUAA計算程序?qū)θ~柵進(jìn)行仿真。研究發(fā)現(xiàn),大攻角狀態(tài)下葉柵通道中斜激波產(chǎn)生的原因,為前通道激波誘發(fā)附面層分離再附后,氣流為沿葉片表面繼續(xù)流動,從而形成斜激波;由于斜激波的增壓降速,導(dǎo)致尾緣激波非常微弱甚至消失。
[Abstract]:The multi-angle of attack condition of ultrasonic compressor cascade was tested, and the results were compared and analyzed by using the schlieren, the oil flow test and the Isentropic Mach number distribution on the blade surface. It is observed that the structure of the cascade shock wave system has changed obviously in the range of large angle of attack. In order to reveal the reason of the shock wave structure change, the cascade is simulated by NUAA program. Under the condition of high angle of attack, the causes of oblique shock wave in cascade channel are that the front channel shock wave induces the boundary layer separation and attachment, and the air flow continues to flow along the blade surface, thus forming the oblique shock wave. Because of the supercharge and deceleration of oblique shock wave, the tail edge shock wave is very weak or even disappear.
【作者單位】： 中國燃?xì)鉁u輪研究院;南京航空航天大學(xué)能源與動力學(xué)院;
【分類號】：V233
【正文快照】： 1引言隨著現(xiàn)代戰(zhàn)機(jī)戰(zhàn)術(shù)技術(shù)指標(biāo)的不斷提高,促使航空發(fā)動機(jī)向著高效率、高推重比的方向發(fā)展。作為發(fā)動機(jī)核心部件之一的壓氣機(jī),需向更高級壓比、更低損失、更寬穩(wěn)定工作范圍發(fā)展[1-2]。當(dāng)前壓氣機(jī)設(shè)計中增加級壓比的主要方法之一,是提高發(fā)動機(jī)進(jìn)口馬赫數(shù),利用激波增壓。但高的

【參考文獻(xiàn)】

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本文編號：1470801