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高压比旋转冲压叶轮研究 总被引:4,自引:0,他引:4
在喷气发动机的发展过程中,通过增大压气机的级负荷来减少压气机的级数,提高整个发动机的推重比(功重比)是一个重要的发展方向,而提高动叶周向速度是提高压气机级压比的重要发展途径.随着高负荷压气机的叶尖来流相对马赫数的进一步提高,利用复杂激波波系来实现增压效应的超音速压气机成为高性能压气机的研究趋势.本文在对比分析超音进气道、Rampressor和传统超音速压气机的基础上,将超音进气道的设计原理引入冲压叶栅的设计当中,提出了将冲压面布置于S1流面的旋转冲压压气机转子方案,并创造性地提出了内压式冲压叶栅的概念及相应的设计方法.采用此类冲压转子的压气机,具有大流量、高负荷、高效率的特点.数值模拟的结果表明,当叶尖速度达450m/s时,冲压叶轮的静压升可以超过4.5,总压升可达2.9,叶轮的效率则为83%左右. 相似文献
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针对一动叶采用缩放式叶型设计、以无导叶对转涡轮为应用背景的涡轮级,通过数值模拟进行研究发现,在设计换算转速下,该涡轮级效率特性呈现"双峰僧'的特点。随着落压比增大,首先动叶进气攻角由负变为零,效率升高并达到极大值;其后,动叶流道内形成正激波,其自身产生波阻并在吸力面引起边界层分离,效率下降;随后,该激波向下游移至叶片尾缘,尾迹损失明显增加,加上波阻、边界层分离的综合作用,效率达到极小值;然后,该激波演变为尾缘斜激波,自身波阻减小,而且它在吸力面引起的边界层分离消失,流道内总体损失下降,效率又会上升并在设计点附近达到极大值;其后,该激波波前马赫数不断增大,波阻损失随之增加,同时尾迹损失也持续增加,效率又会下降。结果显示,高负荷跨音工况下激波与边界层干扰引起的边界层分离损失以及动叶高出口马赫数时尾缘区域的损失(包括波阻损失和尾迹损失)占总体损失的至少1/2以上,在设计优化过程中应重点关注与之相关的动叶吸力面扩张段和叶片尾缘区域。 相似文献
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高速高负荷压气机叶栅损失特性实验研究 总被引:1,自引:0,他引:1
《工程热物理学报》2017,(8)
实验测量了某高速高负荷压气机叶栅两个马赫数(0.5884和0.5)下-8°、-6°、-4°、-1.69°、0°、2°、4°和8°共8个攻角的栅后流场,分析了其损失特性随着攻角的变化规律。结果表明:设计马赫数0.5884下,该叶栅低总压损失系数对应的攻角范围较小,随着攻角往两端偏离最优攻角,叶栅损失很快就急剧增加;从2°到4°攻角,流场结构发生了改变,近叶中区域也开始发生了较大的分离,而近端区的角区分离反而减小,使得总压损失未迅速增加,而是基本不变;随着攻角进一步增大到8°,发展成了全叶高的大尺度分离流动,尾迹速度亏损急剧增大,总压损失也急剧增大。 相似文献
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为探究进口附面层形式对轴流压气机叶栅端区流动特性的影响,本文以某高亚声速压气机叶栅为研究对象,基于数值方法对比分析常规和倾斜两种进口附面层形式对叶栅角区分离和叶尖泄漏流流动特性以及总体性能的影响。结果表明:进口倾斜附面层使端区来流的攻角和进口速度增加。在无叶尖间隙时,倾斜附面层能够缩小角区分离的轴向和周向范围,提高扩压能力,相比常规附面层工况,总压损失降低6.3%;1%叶高间隙下,倾斜附面层能够降低叶尖泄漏流相关损失并减少尾迹与主流的掺混损失,总压损失较常规附面层降低15.3%。 相似文献
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附面层吸除对压气机叶栅稠度特性影响 总被引:17,自引:3,他引:14
数值模拟了不同稠度下吸气量及位置对某大转角吸气式压气机叶栅气动性能影响。结果表明,附面层吸除(BLS)使得吸力面角区低能流体积聚减弱,气流折转能力加强;随稠度增加,叶栅总压损失最高降低分别为32.9%、27.7%和25.1%,出口气流角最大增加值为5.0°、4.2°和3.1°,即小稠度叶栅具有较佳气动性能;BLS导致的栅内扩压能力恢复和通道涡三维分离效应的改善应是确定最佳设计参数的判定原则。吸气式叶栅附面层承受逆压梯度能力强的特点为高负荷、小稠度压气机设计提供了极具潜力的技术途径。 相似文献
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《工程热物理学报》2017,(8)
已有的数值研究表明叶身/端壁融合设计能有效推迟、减弱或消除压气机角区分离,但实验数据缺乏。为了弥补这一不足,本文针对一42°折转角的NACA65扩压叶栅进行了吸力面叶身/端壁融合设计,并首次在低速平面叶栅风洞中进行了对比实验,证实了叶身/端壁融合扩压叶栅性能提升能力。基于实验结果,进一步校验了RNG-KE、SST等不同湍流模型的模拟精度,并基于SST模型结果揭示了叶身/端壁融合设计的作用机理。实验结果表明:叶身/端壁融合扩压叶栅能在设计攻角及正攻角下改进叶栅性能,提高总压损失系数7%~8%。数值结果表明:融合的加入重新组织了端区流场,避免了流体在叶栅后部吸力面角区内的过度堆积而发生的强三维分离,有效缓解了原型叶栅高损失流动。 相似文献
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平面叶栅栅前激波的改进模型 总被引:1,自引:0,他引:1
一、前言 跨超声速压气机的研制与发展,促进了对超声速来流叶栅的研究。当来流的轴向速度分量为亚声速时,存在着唯一进气角关系式β_∞=f(M_∞)。在准确计算这一数值关系时,就会碰到一个如何确定栅前激波形状和位置的问题。对于单翼或孤立钝体已有了若干近似方法,用来确定脱体激波的形状和位置。但对于叶栅,由于激波前的流场是不均匀的,与单翼的情况不同,至今还没有一个叶栅的激波模型。因此,世界各国的研究者 相似文献
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《工程热物理学报》2016,(5)
针对一新型翼型围带结构,通过数值计算验证其相对于全周小翼结构在改善涡轮叶栅气动性能的优势。在此基础上,结合实验与数值模拟分析了带此翼型围带涡轮叶栅的冲角适应能力。结果表明,翼型围带可在全周小翼基础上进一步削弱泄漏涡与通道涡强度,使涡轮叶栅下游流场更为均匀;冲角变化主要影响叶片表面前半部分的静压系数,冲角增加,中径与近叶顶区域的横向压差增大,导致通道涡强度增加;由于冲角变化对泄漏涡生成发展的通道后部区域的静压改变不大,所以泄漏涡对冲角的敏感性不强;基于负冲角可改善涡轮叶栅气动性能的结果,文章最后对多组大负冲角下的叶栅性能做了数值研究,发现冲角小于一定值时,压力面流体分离严重,导致-80°冲角的总压损失甚至高于+10°冲角。 相似文献