对转压气机尾迹涡迁移对叶顶泄漏流影响机制研究

发布时间：2025-04-11 05:39

　　高负荷对转轴流压气机叶尖区流动结构复杂,上游转子尾迹涡和泄漏涡与下游转子外伸激波、叶顶泄漏流相互作用,对下游转子叶尖区气动性能和稳定性有较大影响。建立设计阶段预估上游转子尾迹涡级间迁移轨迹的方法并基于此阐明尾迹涡级间迁移特性对下游转子叶顶泄漏流的影响机理,将有利于高负荷对转压气机设计参数的选取,进而提升其气动性能和稳定性,大幅度地缩短设计周期。为此,本文围绕上游转子尾迹涡对下游转子叶顶泄漏流影响开展研究,以期建立上游转子尾迹涡和泄漏涡级间迁移轨迹的无量纲准则关系式,并阐明上游尾迹涡对下游转子叶顶泄漏流损失及非定常波动的影响机制。本文针对设计阶段预估尾迹涡迁移路径的需求开展S1流面非定常数值模拟研究,探索了上游转子尾迹涡脱落机制,及其与下游转子外伸激波扫略上游转子尾缘频率之间的关系。明晰了上游转子尾迹涡级间迁移的影响因素,并基于此,建立了尾迹涡级间迁移轨迹的无量纲准则关系式。结合一维预估、通流计算和激波模型,探寻了设计阶段预估尾迹涡级间迁移轨迹的方法,预估值与数值模拟值偏差为3.5%,可为设计阶段轴向间隙的选取提供理论依据。其次,针对上游转子尾迹涡在叶尖区迁移特性开展研究,阐明了下游转子外...

【文章页数】：169 页

【学位级别】：博士

【部分图文】：

图1-1航空发动机推重比的发展趋势[2]

推重比作为衡量航空发动机先进性的重要参数之一,对飞行器的飞行速度、载重均有重要的影响。从20世纪40年代末至21世纪初,以推重比为标准,航空发动机的发展历程大致划分为4个阶段:最初,为推重比3～4的涡喷发动机;经过技术提升,第二代推重比提高为5～6的加力涡喷/涡扇发动机;第三代推....

图1-2钝尾缘轴向间隙较远时75%叶高瞬时静压云图[28]

尾迹脱落涡诱发机制是开展尾迹涡迁移路径研究的重要前提,针对这一方面的研究,开展了大量的实验和数值模拟工作,并取得了重要的研究成果。通过采用高速流场显示技术[11-14]、热线测量仪测量信号的频谱分析方法[15]、纹影测量技术[16]均捕获到跨音速叶栅中尾迹涡脱落现象。然而,Hob....

图1-3钝尾缘轴向间隙较近时75%叶高瞬时静压云图[28]

图1-2钝尾缘轴向间隙较远时75%叶高瞬时静压云图[28]图1-4尖尾缘轴向间隙较远时75%叶高瞬时静压云图[28]

图1-4尖尾缘轴向间隙较远时75%叶高瞬时静压云图[28]

图1-3钝尾缘轴向间隙较近时75%叶高瞬时静压云图[28]图1-5尖尾缘轴向间隙较近时75%叶高瞬时静压云图[28]

本文编号：4039592