轴流压气机静叶分离损失分析和控制方法研究

发布时间：2021-08-17 00:21

　　现代航空发动机单级压比不断提升,使得压气机内部流动的强三维、强非定常特性愈发突出。压气机单级负荷的提升会引起动叶端区泄漏流和静叶通道内部分离流动加剧,进而导致气动性能衰减。本文针对压气机静叶通道内部分离流动现象进行了详细的数值模拟,并在此基础上针对分离流动开展了相应的流动控制方法研究。具体工作主要分为以下几个方面:本文第一部分对压气机静叶通道内部流动分离的研究现状进行了分析与总结,主要包括流动损失分析的模型研究和针对不同附面层分离流动控制方法的研究。研究发现,面对复杂多样的流动控制方法,在选取时缺乏有效的指导依据,通过分析流场中的损失分布进行流动控制方法的选取将是一种行之有效的流动控制选型方法。本文第二部分以折转角为65°的Zierke&Deutsch双圆弧叶型叶栅和折转角为43°的1.5级轴流压气机静叶为研究对象,对比分析了叶片负荷对静叶通道内部分离流动及损失特性的影响。研究表明,静叶通道内部分离结构及损失分布与叶片负荷密切相关。对于大折转角、高负荷的Zierke&Deutsch叶栅,随着攻角的增大,叶片吸力面不断加剧的回流会抑制角区分离结构,使得叶栅不会发生角区分离... 

【文章来源】：中国科学院大学(中国科学院工程热物理研究所)北京市

【文章页数】：80 页

【学位级别】：硕士

【部分图文】：

图１．３动叶尾迹下静叶的入口三角形??

叶片吸力面尾缘附近的三维角区分离结构明显增大，在攻角增大到一定程度时（ｉ＞??８°?）角区分离与吸力面分离汇合，形成覆盖整个叶片吸力面弦向的开式大分离，??吸力面叶型损失急剧增加，如图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??图１．２不同进气攻角下１５％叶展处ＳＩ流面上等熵马赫数云图??Ｆｉｇｕｒｅ?１．２?Ｉｓｅｎｔｒｏｐｉｃ?Ｍａｃｈ?ｎｕｍｂｅｒ?ｃｏｎｔｏｕｒｓ?ｏｎ?ＳＩ?ａｔ?１５％?ｓｐａｎ?ａｔ?ｄｉｆｆｅｒｅｎｔ?ａｔｔａｃｋ?ａｎｇｌｅｓ???Ｆｌｏｗ?Ｖｅｌｏｃｉｔｙ＾＾．??……Ｗａｋｅ?Ｖｅｌｏｃｉｔｙ???Ｓｌｉｐ?Ｖｅｌｏｃｉｔｙ?＇??秦?Ｉ｝－??图１．３动叶尾迹下静叶的入口三角形??Ｆｉｇｕｒｅ?１．３?Ｖｅｌｏｃｉｔｙ?ｔｒｉａｎｇｌｅ?ｆｏｒ?ｃｏｍｐｒｅｓｓｏｒ?ｒｏｔｏｒ?ｗａｋｅｓ??在压气机的真实工作环境中，静叶入口来流中含有上游动叶的尾迹。Ｓｃｈｕｌｚ％］??等在某环形叶栅实验台进口前加装旋转的金属条，制造类似于动叶尾迹的进口条??件，研究尾迹对叶栅角区分离的影响。实验结果显示，由于尾迹的引入，增加了??叶栅进口的来流湍流度

?叶流动的影响，他指出，动叶尾迹中的相对速度与理想流动相比有一定的亏损，??在绝对坐标系下会引起静叶入口气流角的增大，从图１．３可以看出，滑移速度的??存在使得动叶尾迹在通过静叶流道时会向静叶的压力面侧迁移。这使得静叶来流??攻角增大，从而对角区分离有一定的抑制作用。??压气机动叶端壁与静叶端壁之间存在相对运动，这导致静叶入口附面层速度??分布扭曲，即来流附面层倾斜。李相君通过数值模拟研究来流附面层倾斜对静??叶角区分离的影响，发现倾斜的来流附面层给静叶端区的流动带来与横向二次流??方向相反的横向速度分量，能在一定程度上减少端区的横向压力梯度，从而抑制??角区分离。如图１．４所示，在来流附面层倾斜作用下（ｂ），原始的角区分离（ａ）??起始点向下游移动，且分离结构在展向和弦向占据的范围都有所减小。??图１．４吸力面与端壁极限流线??Ｆｉｇｕｒｅ?１．４?Ｌｉｍｉｔｉｎｇ?ｓｔｒｅａｍｌｉｎｅｓ?ｏｎ?ｓｕｃｔｉｏｎ?ｓｕｒｆａｃｅ?ａｎｄ?ｈｕｂ?ｅｎｄ?ｗａｌｌ?ｓｕｒｆａｃｅ??不同的静叶结构会改变端区的流动状况


本文编号：3346678