大攻角范围超声压气机叶栅激波波系研究

发布时间：2018-01-28 12:45

  本文关键词： 压气机 超声叶珊 激波 波系结构 附面层 大攻角 试验 数值仿真　出处：《燃气涡轮试验与研究》2016年02期 　论文类型：期刊论文

【摘要】：对超声压气机叶栅的多攻角工况进行试验,利用纹影仪、油流试验及叶片表面等熵马赫数分布结果进行对比分析,观察到大攻角范围下叶栅激波波系结构发生了明显变化。为揭示激波结构变化原因,利用NUAA计算程序对叶栅进行仿真。研究发现,大攻角状态下叶栅通道中斜激波产生的原因,为前通道激波诱发附面层分离再附后,气流为沿叶片表面继续流动,从而形成斜激波;由于斜激波的增压降速,导致尾缘激波非常微弱甚至消失。
[Abstract]:The multi-angle of attack condition of ultrasonic compressor cascade was tested, and the results were compared and analyzed by using the schlieren, the oil flow test and the Isentropic Mach number distribution on the blade surface. It is observed that the structure of the cascade shock wave system has changed obviously in the range of large angle of attack. In order to reveal the reason of the shock wave structure change, the cascade is simulated by NUAA program. Under the condition of high angle of attack, the causes of oblique shock wave in cascade channel are that the front channel shock wave induces the boundary layer separation and attachment, and the air flow continues to flow along the blade surface, thus forming the oblique shock wave. Because of the supercharge and deceleration of oblique shock wave, the tail edge shock wave is very weak or even disappear.
【作者单位】： 中国燃气涡轮研究院;南京航空航天大学能源与动力学院;
【分类号】：V233
【正文快照】： 1引言随着现代战机战术技术指标的不断提高,促使航空发动机向着高效率、高推重比的方向发展。作为发动机核心部件之一的压气机,需向更高级压比、更低损失、更宽稳定工作范围发展[1-2]。当前压气机设计中增加级压比的主要方法之一,是提高发动机进口马赫数,利用激波增压。但高的

【参考文献】

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【共引文献】

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【二级参考文献】

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本文编号：1470801