本文關(guān)鍵詞： 低速軸流壓氣機(jī) 全通道模擬 附面層分離 速度波動(dòng) 旋轉(zhuǎn)失速　出處：《航空動(dòng)力學(xué)報(bào)》2016年05期 　論文類(lèi)型：期刊論文

【摘要】：為研究軸流壓氣機(jī)失速起始的動(dòng)態(tài)過(guò)程,對(duì)某兩級(jí)低速軸流壓氣機(jī)的第1級(jí)進(jìn)行整環(huán)全通道模擬.結(jié)果表明:在近失速點(diǎn)流場(chǎng)中存在周向大尺度的速度波動(dòng),該波動(dòng)與靜子葉排首先出現(xiàn)的周向不均勻分布的葉背附面層分離密切相關(guān),并且隨著壓氣機(jī)進(jìn)一步節(jié)流,波動(dòng)幅值逐漸增大,最終誘發(fā)轉(zhuǎn)子若干通道出現(xiàn)嚴(yán)重附面層分離,堵塞流道,壓氣機(jī)進(jìn)入旋轉(zhuǎn)失速.失速團(tuán)完全發(fā)展后的轉(zhuǎn)動(dòng)頻率與試驗(yàn)結(jié)果吻合較好.
[Abstract]:The dynamic process of axial flow compressor stall inception, the first level of a two stage low speed axial compressor of the whole domain channel simulation. The results show that the velocity fluctuation exists Xiangda scale at near stall point in the flow field, the fluctuation and the stator of the first circumferential uneven blade back boundary layer separation the uniform distribution is closely related with the compressor and further throttle, the fluctuation amplitude increases gradually, finally some serious rotor induced channel boundary layer separation, plug flow, compressor stall. The rotation frequency and test stall fully developed after the results were in good agreement.

【作者單位】： 南京航空航天大學(xué)能源與動(dòng)力學(xué)院江蘇省航空動(dòng)力系統(tǒng)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室;中國(guó)航空工業(yè)集團(tuán)公司哈爾濱飛機(jī)工業(yè)集團(tuán)有限責(zé)任公司飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所;先進(jìn)航空發(fā)動(dòng)機(jī)協(xié)同創(chuàng)新中心;
【基金】：教育部博士點(diǎn)基金(20113218120006) 南京航空航天大學(xué)青年科技創(chuàng)新基金(NS2014021)
【分類(lèi)號(hào)】：V231

【參考文獻(xiàn)】

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【共引文獻(xiàn)】

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【二級(jí)參考文獻(xiàn)】

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本文編號(hào)：1542699