本文選題：壓氣機 + 跨聲速��； 參考：《推進技術(shù)》2016年04期

【摘要】：為研究對渦旋流影響跨聲速軸流壓氣機性能和穩(wěn)定性的機理,設(shè)計了一種葉片式旋流發(fā)生器,并對旋流發(fā)生器和跨聲速單轉(zhuǎn)子進行了聯(lián)合數(shù)值模擬研究。計算結(jié)果表明旋流發(fā)生器葉片數(shù)越少,對渦強度越低;對渦旋流導(dǎo)致壓氣機總壓比、峰值效率、穩(wěn)定工作范圍和堵塞邊界流量減小,失速邊界流量增大,對渦強度等于60°時峰值效率和堵塞邊界流量分別降低1.11%和2.12%,失速邊界流量增加4.17%;對渦中的同向渦導(dǎo)致葉尖進口攻角增加,進口相對馬赫數(shù)減小;反向渦使葉尖進口攻角降低,進口相對馬赫數(shù)增大;對渦前緣的軸向速度偏低,造成葉尖進口攻角大幅增加,葉尖泄漏流堵塞嚴(yán)重;由于葉尖泄漏流在葉片前緣溢流導(dǎo)致失穩(wěn)。
[Abstract]:In order to study the mechanism of vortex flow affecting the performance and stability of transonic axial compressor, a vane swirl generator was designed, and the combined numerical simulation of vortex generator and transonic single rotor was carried out. The results show that the smaller the number of swirl generator blades, the lower the vortex intensity, the smaller the total pressure ratio, the peak efficiency, the stable working range and the blockage boundary flow rate, and the larger the stall boundary flow. When the vortex intensity is equal to 60 擄, the peak efficiency and blocking boundary flow are reduced by 1.11% and 2.12 respectively, the stall boundary flow increases by 4.17%, the angle of attack increases and the relative Mach number of inlet decreases due to the coaxial vortex, and the inlet angle of attack decreases by reverse vortex. The inlet relative Mach number increases, and the axial velocity of the front edge of the vortex is low, which results in the sharp increase of the inlet angle of attack of the tip and the serious clogging of the tip leakage flow, which leads to the instability of the tip leakage flow at the front edge of the blade.
【作者單位】： 南京航空航天大學(xué)能源與動力學(xué)院江蘇省航空動力系統(tǒng)重點實驗室;先進航空發(fā)動機協(xié)同創(chuàng)新中心;
【基金】：南京航空航天大學(xué)青年科技創(chuàng)新基金(NS2014021)
【分類號】：V233

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本文編號：2029780