本文關(guān)鍵詞：跨聲壓氣機近失速流動特征的數(shù)值模擬研究　出處：《推進(jìn)技術(shù)》2016年06期 　論文類型：期刊論文

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【摘要】：為了研究跨聲軸流壓氣機突尖型失速先兆的表現(xiàn)形式與演化規(guī)律,探索較為可行的先兆探測方法,對NASA Rotor 37轉(zhuǎn)子近失速工況下的流場進(jìn)行了三維全環(huán)非定常的數(shù)值模擬。數(shù)值模擬結(jié)果表明,在失速團產(chǎn)生之前的約2轉(zhuǎn)時間內(nèi),存在一個失速擾動相對緩慢增長的階段。更早時刻發(fā)生的流量持續(xù)下降是導(dǎo)致失速團最終形成前緣溢流出現(xiàn)的原因。使用不同的方法對前緣附近機匣處的靜壓數(shù)值探針信號進(jìn)行處理,探索了各種方法的優(yōu)缺點,并且發(fā)展了一種互相關(guān)分析方法,能夠取得較好的擾動識別效果。
[Abstract]:In order to study the manifestation and evolution law of sudden tip stall precursor of transonic axial flow compressor, a more feasible method of detecting precursor is explored. The flow field of the NASA Rotor 37 rotor is simulated under the condition of near stall. The numerical simulation results show that the flow field of the NASA Rotor 37 rotor is about 2 revolutions before the stalling mass is produced. There is a phase of relatively slow growth of stall disturbance. The steady drop of flow occurred earlier is the cause of leading overflow. The hydrostatic pressure at the casing near the front edge is determined by different methods. The value probe signal is processed. The advantages and disadvantages of various methods are explored, and a cross-correlation analysis method is developed.
【作者單位】： 北京航空航天大學(xué)能源與動力工程學(xué)院航空發(fā)動機氣動熱力國家級重點實驗室;先進(jìn)航空發(fā)動機協(xié)同創(chuàng)新中心;
【分類號】：V231.3
【正文快照】： 1引言壓縮部件的氣動穩(wěn)定性是航空發(fā)動機性能和結(jié)構(gòu)完整性的關(guān)鍵問題。為了避免風(fēng)扇/壓氣機出現(xiàn)氣動失穩(wěn),需要為工作點留出足夠的穩(wěn)定裕度,而這往往會犧牲工作點的性能,這在當(dāng)前的高負(fù)荷設(shè)計中尤為突出。為了解決此問題,一方面希望得到兼顧效率與穩(wěn)定工作范圍的氣動設(shè)計方案,

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本文編號：1381356