突擴(kuò)擴(kuò)壓器廣泛應(yīng)用于航空發(fā)動機(jī)燃燒室中。為降低突擴(kuò)擴(kuò)壓器總壓損失,提高前置擴(kuò)壓器靜壓恢復(fù)系數(shù),本文基于附面層控制的基本原理,采用CFD模擬、PIV流場測量、壓力測量等方法研究了渦流發(fā)生器對擴(kuò)壓器流動分離,靜壓恢復(fù)和總壓損失的影響。本文首先設(shè)計了突擴(kuò)擴(kuò)壓器模型的基本方案,確定了擴(kuò)壓器進(jìn)口氣動參數(shù)和內(nèi)外環(huán)道及火焰筒的流量分配。為保證在前置擴(kuò)壓器內(nèi)流動發(fā)生分離,將前置擴(kuò)壓器內(nèi)環(huán)壁面張角設(shè)計為14°,外環(huán)壁面張角設(shè)計為6°。以此突擴(kuò)擴(kuò)壓器模型為基礎(chǔ),設(shè)計了不同結(jié)構(gòu)參數(shù)的渦流發(fā)生器,包括渦流發(fā)生器的造型、攻角、長度和尾緣間距。在數(shù)值模擬研究中,本文選擇了SST k-ω模型以對流動分離進(jìn)行更好地預(yù)測,驗證了網(wǎng)格獨立性以及計算方法的準(zhǔn)確性。研究結(jié)果表明渦流發(fā)生器確實能夠抑制前置擴(kuò)壓器內(nèi)的流動分離,改善擴(kuò)壓器性能,三角形渦流發(fā)生器優(yōu)于矩形渦流發(fā)生器。渦流發(fā)生器的攻角對其性能影響較大,攻角的最佳值為13°。渦流發(fā)生器性能對長度和尾緣間距不是很敏感,但本文依舊給出了長度和尾緣間距的最佳值分別為1.5和3.0。在數(shù)值模擬研究的基礎(chǔ)上,本文對渦流發(fā)生器控制的擴(kuò)壓器進(jìn)行了試驗研究,主要包括使用PIV拍攝有無渦流...

【文章頁數(shù)】：84 頁

【學(xué)位級別】：碩士

【部分圖文】：

圖1.1早期航空發(fā)動機(jī)燃燒室結(jié)構(gòu)簡氣動擴(kuò)壓器的優(yōu)點是內(nèi)外環(huán)道內(nèi)氣流的總壓損失小，但其以下幾個缺陷使得氣動擴(kuò)壓器不

基于附面層控制的擴(kuò)壓器流阻特性研究航空發(fā)動機(jī)壓氣機(jī)出口到燃燒室主燃孔處稱為燃燒室進(jìn)口，通常在燃燒室進(jìn)口氣流分別進(jìn)入內(nèi)外環(huán)道和火焰筒。早期的航空發(fā)動機(jī)燃燒室結(jié)構(gòu)簡圖如圖1.1所示。這類主要特點就是頭部帽罩較長，一直延伸到氣流上游。帽罩和燃燒室機(jī)匣共同形成擴(kuò)在壓氣機(jī)出口氣流進(jìn)行一....

圖1.2環(huán)形突擴(kuò)擴(kuò)壓器在前置擴(kuò)壓器內(nèi)氣流的邊界是固體壁面，所以氣流的損失較小

南京航空航天大學(xué)碩士學(xué)位論文環(huán)形突擴(kuò)擴(kuò)壓器的簡圖如圖1.2所示。在壓氣機(jī)的下游氣流在一段較小的前置擴(kuò)壓器內(nèi)減速擴(kuò)壓，然后進(jìn)入由火焰筒頭部匣共同圍成的空間中，稱為突擴(kuò)區(qū)。在突擴(kuò)區(qū)內(nèi)氣流分成三股，中間一股氣流通過入火焰筒，另外兩股分別進(jìn)入內(nèi)外環(huán)道。由于氣流在前置擴(kuò)壓器出口的突然膨....

圖1.3多燃燒區(qū)燃燒室

以通過貧油燃燒，或者更好的油氣混合來實現(xiàn)。然而貧油燃燒在啟動或者慢車過程中又會造成大量一氧化碳（CO）和未燃碳?xì)洌║HC）的產(chǎn)生，甚至達(dá)到貧油熄火邊界。解決這些問題的方法之一是設(shè)置多個燃燒區(qū)，如圖1.3a和圖1.3b所示。這類燃燒室的主要特點是有兩個獨立的燃燒區(qū)。在啟動、....

圖1.4渦控擴(kuò)壓器和組合式擴(kuò)壓器

南京航空航天大學(xué)碩士學(xué)位論文雖然渦控擴(kuò)壓器控制流動分離的機(jī)理尚未研究透徹，但是Adkins[4]還是嘗試對渦控擴(kuò)壓器的原理進(jìn)行了解釋，圖1.4a所示。對渦控室內(nèi)的抽吸使得其內(nèi)部靜壓要低于主流的靜壓。a股氣流加速流入渦控室，b股氣流流入渦控室外的高壓區(qū)，速度降低。因此兩股....

本文編號：3909009