适用于跨音压气机的超音叶型设计

发布时间：2017-08-03 09:41

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【摘要】：为降低跨音压气机叶尖损失,开展超音叶栅流动机理及叶型设计研究。首先考虑栅前激波损失,并引入极限特征线上的等熵马赫数和总压恢复系数,得到更准确的唯一进气角计算方法;然后将此计算方法用于超音叶型设计,给出叶型前段形状;最后结合经验和理论分析,完成叶型后段设计。研究结果表明:此设计实现三道斜激波加一道正激波组合增压;在设计点,静压比为2.27,总压比为1.99,总压损失系数为0.091(对应效率0.902);在近失速点时,正激波移至喉道处,叶栅总压损失系数最小;正激波移至叶栅出口时,正激波最强,总压损失系数最大。
【作者单位】： 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所;南京航空航天大学能源与动力工程学院;
【关键词】： 跨音压气机叶栅 超音叶栅 预压缩叶型 唯一进气角 多激波增压
【基金】：国家自然科学基金(No.11572339)
【分类号】：V233
【正文快照】： 0引言 随着航空发动机的推重比不断增加,压气机/风扇的级压比越来越高。为实现高级压比,压气机/风扇的叶尖轮缘速度不断提高,这使得压气机部分或全部叶高的进口相对速度大于声速(称之为跨音压气机或超音压气机)。NASA,21、及GE^l于上个世纪五六十年代广泛开展跨音压气机研

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2 南向谊,刘波,王掩刚;考虑攻角、落后角的反方法叶型设计优化技术[J];机械设计与制造;2005年10期

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5 ;[J];;年期

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本文编号：613714