叶尖小翼结合复合弯掠对跨声速压气机性能的影响研究

作     者：孙龙 

作者单位：大连海事大学 

学位级别：硕士

导师姓名：韩少冰

授予年度：2023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：压气机 叶片弯掠 叶尖小翼 叶顶泄漏涡 激波 失速裕度 

摘      要：随着现代航空工业的发展,航空发动机的设计方向逐渐以实现更高的效率和更高的推重比为基本理念,压气机作为其核心部件也被要求能以更少的级数达到更高的增压比并具有更大的稳定工作裕度。然而由于叶顶间隙的存在,叶顶泄漏流使压气机内部流动产生了大量的损失,因此为了使航空发动机在工作稳定程度与气动性能等方面得到改善,如何有效控制叶顶泄漏流动便成了必须考虑的问题。一方面,叶片弯掠技术凭借其对端区二次流与激波的有效控制已经在压气机中得到应用;另一方面,叶尖小翼技术对抑制压气机叶顶泄漏损失以及提高失速裕度也具有明显效果,因此本文将二者结合研究其共同作用下对压气机的影响效果及机理,主要工作如下:首先,对跨声速压气机转子NASA Rotor 67进行了参数化弯掠造型,对前掠与正弯两种弯掠形式各设计了五种方案进行数值模拟以研究弯/掠高、弯/掠角几个参数对压气机性能的影响,对数值结果分析后发现:前掠使压气机的峰值效率与失速裕度减小但增大了总压比,随着掠高或掠角的减小压气机的峰值效率与失速裕度下降的程度降低;正弯能在压气机峰值效率下降不大的前提下增大压气机失速裕度,虽然压气机失速裕度随着弯高或弯角的增大而增加但其峰值效率也下降越多,且弯角大小的影响尤其明显。其次,分别在选定的前掠与正弯转子上加装四种不同宽度的压力面叶尖小翼进行数值研究,结果表明叶尖小翼结合正弯或前掠均能在峰值效率下降不大的前提下使压气机的失速裕度明显增加,且随着小翼宽度增加裕度提升越多而效率下降越明显。跨声速压气机叶顶泄漏涡与激波的相互干涉是流动失稳的关键原因,而压力面叶尖小翼对叶顶泄漏涡的强度能起到明显削弱效果,泄漏涡向下游移动与激波作用后产生的低速区范围因此而减少,这不仅使转子叶顶区域通流能力提高,也增加了压气机的工作稳定范围。最后,针对叶尖小翼与弯掠组合转子在变转速下(80%设计转速)的气动性能变化进行数值分析。结果发现,与在100%设计转速下不同,在80%设计转速下的转子叶顶泄漏涡发生了破碎,这也使得泄漏涡与激波干涉后产生的低能流体区域范围明显大于在100%设计转速时的情况。同时发现,在100%设计转速和80%设计转速下,压气机失速裕度明显提升的原因均是由于压力面叶尖小翼对叶顶泄漏涡的削弱作用。