現(xiàn)代航空發(fā)動機單級壓比不斷提升,使得壓氣機內(nèi)部流動的強三維、強非定常特性愈發(fā)突出。壓氣機單級負(fù)荷的提升會引起動葉端區(qū)泄漏流和靜葉通道內(nèi)部分離流動加劇,進(jìn)而導(dǎo)致氣動性能衰減。本文針對壓氣機靜葉通道內(nèi)部分離流動現(xiàn)象進(jìn)行了詳細(xì)的數(shù)值模擬,并在此基礎(chǔ)上針對分離流動開展了相應(yīng)的流動控制方法研究。具體工作主要分為以下幾個方面:本文第一部分對壓氣機靜葉通道內(nèi)部流動分離的研究現(xiàn)狀進(jìn)行了分析與總結(jié),主要包括流動損失分析的模型研究和針對不同附面層分離流動控制方法的研究。研究發(fā)現(xiàn),面對復(fù)雜多樣的流動控制方法,在選取時缺乏有效的指導(dǎo)依據(jù),通過分析流場中的損失分布進(jìn)行流動控制方法的選取將是一種行之有效的流動控制選型方法。本文第二部分以折轉(zhuǎn)角為65°的Zierke&Deutsch雙圓弧葉型葉柵和折轉(zhuǎn)角為43°的1.5級軸流壓氣機靜葉為研究對象,對比分析了葉片負(fù)荷對靜葉通道內(nèi)部分離流動及損失特性的影響。研究表明,靜葉通道內(nèi)部分離結(jié)構(gòu)及損失分布與葉片負(fù)荷密切相關(guān)。對于大折轉(zhuǎn)角、高負(fù)荷的Zierke&Deutsch葉柵,隨著攻角的增大,葉片吸力面不斷加劇的回流會抑制角區(qū)分離結(jié)構(gòu),使得葉柵不會發(fā)生角區(qū)分離... 

【文章來源】：中國科學(xué)院大學(xué)(中國科學(xué)院工程熱物理研究所)北京市

【文章頁數(shù)】：80 頁

【學(xué)位級別】：碩士

【部分圖文】：

圖１．３動葉尾跡下靜葉的入口三角形??

葉片吸力面尾緣附近的三維角區(qū)分離結(jié)構(gòu)明顯增大，在攻角增大到一定程度時（ｉ＞??８°?）角區(qū)分離與吸力面分離匯合，形成覆蓋整個葉片吸力面弦向的開式大分離，??吸力面葉型損失急劇增加，如圖１．２所示。??１＾?ｒ??｜?’?■一????（ａ）?ｉ＝－ｌ（Ｔ?＜ｂ）?ｉ＝－４°?＜ｃ）?ｉ＝（ｒ?（ｄｅｓｉｇｎ）??ｎｒ＂?：?ｖ??（ｄ）?ｉ＝＋８°?（ｃ）?ｉ＝＋１２°?（Ｏ?ｉ＝＋１４ｕ??圖１．２不同進(jìn)氣攻角下１５％葉展處ＳＩ流面上等熵馬赫數(shù)云圖??Ｆｉｇｕｒｅ?１．２?Ｉｓｅｎｔｒｏｐｉｃ?Ｍａｃｈ?ｎｕｍｂｅｒ?ｃｏｎｔｏｕｒｓ?ｏｎ?ＳＩ?ａｔ?１５％?ｓｐａｎ?ａｔ?ｄｉｆｆｅｒｅｎｔ?ａｔｔａｃｋ?ａｎｇｌｅｓ???Ｆｌｏｗ?Ｖｅｌｏｃｉｔｙ＾＾．??……Ｗａｋｅ?Ｖｅｌｏｃｉｔｙ???Ｓｌｉｐ?Ｖｅｌｏｃｉｔｙ?＇??秦?Ｉ｝－??圖１．３動葉尾跡下靜葉的入口三角形??Ｆｉｇｕｒｅ?１．３?Ｖｅｌｏｃｉｔｙ?ｔｒｉａｎｇｌｅ?ｆｏｒ?ｃｏｍｐｒｅｓｓｏｒ?ｒｏｔｏｒ?ｗａｋｅｓ??在壓氣機的真實工作環(huán)境中，靜葉入口來流中含有上游動葉的尾跡。Ｓｃｈｕｌｚ％］??等在某環(huán)形葉柵實驗臺進(jìn)口前加裝旋轉(zhuǎn)的金屬條，制造類似于動葉尾跡的進(jìn)口條??件，研究尾跡對葉柵角區(qū)分離的影響。實驗結(jié)果顯示，由于尾跡的引入，增加了??葉柵進(jìn)口的來流湍流度

?葉流動的影響，他指出，動葉尾跡中的相對速度與理想流動相比有一定的虧損，??在絕對坐標(biāo)系下會引起靜葉入口氣流角的增大，從圖１．３可以看出，滑移速度的??存在使得動葉尾跡在通過靜葉流道時會向靜葉的壓力面?zhèn)冗w移。這使得靜葉來流??攻角增大，從而對角區(qū)分離有一定的抑制作用。??壓氣機動葉端壁與靜葉端壁之間存在相對運動，這導(dǎo)致靜葉入口附面層速度??分布扭曲，即來流附面層傾斜。李相君通過數(shù)值模擬研究來流附面層傾斜對靜??葉角區(qū)分離的影響，發(fā)現(xiàn)傾斜的來流附面層給靜葉端區(qū)的流動帶來與橫向二次流??方向相反的橫向速度分量，能在一定程度上減少端區(qū)的橫向壓力梯度，從而抑制??角區(qū)分離。如圖１．４所示，在來流附面層傾斜作用下（ｂ），原始的角區(qū)分離（ａ）??起始點向下游移動，且分離結(jié)構(gòu)在展向和弦向占據(jù)的范圍都有所減小。??圖１．４吸力面與端壁極限流線??Ｆｉｇｕｒｅ?１．４?Ｌｉｍｉｔｉｎｇ?ｓｔｒｅａｍｌｉｎｅｓ?ｏｎ?ｓｕｃｔｉｏｎ?ｓｕｒｆａｃｅ?ａｎｄ?ｈｕｂ?ｅｎｄ?ｗａｌｌ?ｓｕｒｆａｃｅ??不同的靜葉結(jié)構(gòu)會改變端區(qū)的流動狀況


本文編號：3346678