超音速低反动度压气机叶型设计方法及气动性能研究
发布时间：2021-07-31 02:46
压气机单级负荷的提升可以提高航空发动机的推重比,提升单级负荷一般通过增加扭速或提高叶尖轮缘速度,叶尖轮缘速度的提高将出现超音速压气机。超音速压气机流场中存在激波,激波一方面使得气流获得静压升提高压比,另一方面将直接带来激波损失,激波成为超音速压气机主要研究方向之一。本文以低反动度压气机首级动叶作为研究对象,提出叶型设计方法,并对其引入预压缩设计,探究预压缩对叶片气动性能和流场激波结构的影响。本文首先提出具有预压缩特征的大折转角叶型造型方法,其中叶型前半部分采用直接构造吸压力面造型方法方便引入预压缩设计,后半部分采用中弧线叠加厚度分布造型方法。然后,运用该造型方法完成100%叶高和75%叶高处叶型造型,进行薄层计算,在不同来流马赫下,探究预压缩长度对于叶型气动性能和流场激波结构的影响。结果表明:在较高来流马赫下,预压缩段的前部负曲率型线形成一系列微弱压缩波减弱激波强度,明显降低激波损失;预压缩段的后部正曲率型线抑制激波后附面层发展,可以有效减小叶型损失;随流量的降低,激波前移,预压缩减小激波损失的效益逐渐消失,且较短的预压缩长度,效益将提前消失。最后,本文进行三维叶片计算,探究100%叶...
【文章来源】：哈尔滨工业大学黑龙江省 211工程院校 985工程院校
【文章页数】：83 页
【学位级别】：硕士
【部分图文】：
传统超音速
图 1-2 超音串联叶栅文影图(Becker) 图 1-3 超音串联叶栅文影图(Simon)亚音速压气机与超音速压气机中间状态为跨音速压气机，由于跨音速压气机只是部分叶高超音速，以亚音速压气机的基础，其设计难度相对较低。根据来流马赫数大小可将跨音速压气机分为两种：第一种是在叶尖处来流为相对亚音速，后经过叶型吸力面后减压加速达到超音速，其激波强度弱，压比较低，一般运用超临界叶型（例如 CDA 叶型）；第二种是叶尖处来流直接为相对超音速，激波强度较强，一般运用双圆弧叶型和“S”型叶型等。1952 年 Lieblein[28]等人首次提出跨音速压气机理念，并设计得到第一台跨音速压气机，为减小激波损失，其叶尖马赫数只有 1.1，随后初步研究主要在 NASA进行，但叶尖来流马赫数依然只是徘徊于 1.1-1.2 之间，压比较低在 1.35 左右。上世纪 60~70 年代，美英两军事强国对跨音速压气机展开了细致及深入的研究。美国主要由 GE 和 PW 两航空公司承包跨音速压气机研发工作，使跨音速压气机技术不断走向成熟。其中 GE 的 Seyler[29]和 Gostelow[30,31]等人研究设计得到多个压比在1.6-1.7，叶尖来流马赫数达到 1.2，设计工况下等熵效率 88.5%以上的跨音速压气机转子，并完成相应的测试；PW 公司同样取得丰硕成果设计得到多个跨音速压气
图 1-2 超音串联叶栅文影图(Becker) 图 1-3 超音串联叶栅文影图(Simon)亚音速压气机与超音速压气机中间状态为跨音速压气机，由于跨音速压气机只是部分叶高超音速，以亚音速压气机的基础，其设计难度相对较低。根据来流马赫数大小可将跨音速压气机分为两种：第一种是在叶尖处来流为相对亚音速，后经过叶型吸力面后减压加速达到超音速，其激波强度弱，压比较低，一般运用超临界叶型（例如 CDA 叶型）；第二种是叶尖处来流直接为相对超音速，激波强度较强，一般运用双圆弧叶型和“S”型叶型等。1952 年 Lieblein[28]等人首次提出跨音速压气机理念，并设计得到第一台跨音速压气机，为减小激波损失，其叶尖马赫数只有 1.1，随后初步研究主要在 NASA进行，但叶尖来流马赫数依然只是徘徊于 1.1-1.2 之间，压比较低在 1.35 左右。上世纪 60~70 年代，美英两军事强国对跨音速压气机展开了细致及深入的研究。美国主要由 GE 和 PW 两航空公司承包跨音速压气机研发工作，使跨音速压气机技术不断走向成熟。其中 GE 的 Seyler[29]和 Gostelow[30,31]等人研究设计得到多个压比在1.6-1.7，叶尖来流马赫数达到 1.2，设计工况下等熵效率 88.5%以上的跨音速压气机转子，并完成相应的测试；PW 公司同样取得丰硕成果设计得到多个跨音速压气
本文编号：3312615
【文章来源】：哈尔滨工业大学黑龙江省 211工程院校 985工程院校
【文章页数】：83 页
【学位级别】：硕士
【部分图文】：
传统超音速
图 1-2 超音串联叶栅文影图(Becker) 图 1-3 超音串联叶栅文影图(Simon)亚音速压气机与超音速压气机中间状态为跨音速压气机，由于跨音速压气机只是部分叶高超音速，以亚音速压气机的基础，其设计难度相对较低。根据来流马赫数大小可将跨音速压气机分为两种：第一种是在叶尖处来流为相对亚音速，后经过叶型吸力面后减压加速达到超音速，其激波强度弱，压比较低，一般运用超临界叶型（例如 CDA 叶型）；第二种是叶尖处来流直接为相对超音速，激波强度较强，一般运用双圆弧叶型和“S”型叶型等。1952 年 Lieblein[28]等人首次提出跨音速压气机理念，并设计得到第一台跨音速压气机，为减小激波损失，其叶尖马赫数只有 1.1，随后初步研究主要在 NASA进行，但叶尖来流马赫数依然只是徘徊于 1.1-1.2 之间，压比较低在 1.35 左右。上世纪 60~70 年代，美英两军事强国对跨音速压气机展开了细致及深入的研究。美国主要由 GE 和 PW 两航空公司承包跨音速压气机研发工作，使跨音速压气机技术不断走向成熟。其中 GE 的 Seyler[29]和 Gostelow[30,31]等人研究设计得到多个压比在1.6-1.7，叶尖来流马赫数达到 1.2，设计工况下等熵效率 88.5%以上的跨音速压气机转子，并完成相应的测试；PW 公司同样取得丰硕成果设计得到多个跨音速压气
图 1-2 超音串联叶栅文影图(Becker) 图 1-3 超音串联叶栅文影图(Simon)亚音速压气机与超音速压气机中间状态为跨音速压气机，由于跨音速压气机只是部分叶高超音速，以亚音速压气机的基础，其设计难度相对较低。根据来流马赫数大小可将跨音速压气机分为两种：第一种是在叶尖处来流为相对亚音速，后经过叶型吸力面后减压加速达到超音速，其激波强度弱，压比较低，一般运用超临界叶型（例如 CDA 叶型）；第二种是叶尖处来流直接为相对超音速，激波强度较强，一般运用双圆弧叶型和“S”型叶型等。1952 年 Lieblein[28]等人首次提出跨音速压气机理念，并设计得到第一台跨音速压气机，为减小激波损失，其叶尖马赫数只有 1.1，随后初步研究主要在 NASA进行，但叶尖来流马赫数依然只是徘徊于 1.1-1.2 之间，压比较低在 1.35 左右。上世纪 60~70 年代，美英两军事强国对跨音速压气机展开了细致及深入的研究。美国主要由 GE 和 PW 两航空公司承包跨音速压气机研发工作，使跨音速压气机技术不断走向成熟。其中 GE 的 Seyler[29]和 Gostelow[30,31]等人研究设计得到多个压比在1.6-1.7，叶尖来流马赫数达到 1.2，设计工况下等熵效率 88.5%以上的跨音速压气机转子，并完成相应的测试；PW 公司同样取得丰硕成果设计得到多个跨音速压气
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