高压压气机平面叶栅实验与数值计算研究

作     者：于兰兰 

作者单位：南京航空航天大学 

学位级别：硕士

导师姓名：胡骏

授予年度：2009年

学科分类：082502[工学-航空宇航推进理论与工程] 08[工学] 0825[工学-航空宇航科学与技术] 

主      题：高压压气机 控制扩散叶型 双圆弧叶型 临界马赫数 数值模拟 

摘      要：压气机是飞机发动机的重要组成部分,它的性能好坏直接关系到发动机整体性能的优劣。为了设计出性能优越的压气机,对某些性能优良的旧型号压气机整体气动性能的摸底工作具有重要意义。本文为某九级高压压气机摸底工作的一部分,包括该压气机第四、六、八级静子,第二、三、四、九级转子平面叶栅实验部分和第八级静子叶型、第二级转子叶型平面叶栅CFD数值模拟部分,目的在于得到及验证其叶型的设计思想、设计特点。 为了全面测试叶栅的气动性能,进行实验是最直观可靠的手段。本文首先七套叶栅进行了风洞吹风实验,得到了叶栅的总压损失系数、动压损失系数、转折角、落后角等气动参数。文本亦对其中一套转子及一套静子叶栅运用NUMRECA软件进行了数值模拟计算,得到了该两套叶栅全面的流场分布情况,并将实验结果与模拟计算结果进行了对照。 本文对进行数值模拟的叶栅进行了全面的叶型分析,结果表明:第二级转子叶型为了满足大流量、跨音速的流动特点,采用双圆弧叶型的设计方法,并通过减小叶型前缘附近曲率,有效控制槽道激波强度。当来流马赫数很高时,槽道激波前的当地最高马赫数控制在1.25左右,有效的降低了叶栅的损失,并且有着较高的叶栅临界马赫数。第八级静子叶型的气动设计十分满足控制扩散叶型的设计特点及要求。为了满足该级较高的静压升及级间匹配,该叶型采用了较大的叶型弯角,这使得该叶型具有很好的负攻角特性。 本文还对不同的判定叶栅临界马赫数方法做了比较,结果表明:随着叶栅的来流攻角不断远离最佳攻角,各种方法所确定临界马赫数误差均逐渐增大;总体而言,根据损失系数随进口马赫数变化曲线上某一点的导数等于某预定值这种临界马赫数确定方法较为准确。经验公式估算得到结果对于估算时所采用气动参数不敏感,结果几乎为定值,当攻角处于最佳攻角范围内时较为可靠,但气流攻角远离最佳攻角时,公式估算得到的临界马赫数将严重失准。