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軸流壓氣機近失速及旋轉(zhuǎn)失速全通道數(shù)值模擬

發(fā)布時間:2018-02-27 12:37

  本文關(guān)鍵詞: 低速軸流壓氣機 全通道模擬 附面層分離 速度波動 旋轉(zhuǎn)失速 出處:《航空動力學(xué)報》2016年05期  論文類型:期刊論文


【摘要】:為研究軸流壓氣機失速起始的動態(tài)過程,對某兩級低速軸流壓氣機的第1級進行整環(huán)全通道模擬.結(jié)果表明:在近失速點流場中存在周向大尺度的速度波動,該波動與靜子葉排首先出現(xiàn)的周向不均勻分布的葉背附面層分離密切相關(guān),并且隨著壓氣機進一步節(jié)流,波動幅值逐漸增大,最終誘發(fā)轉(zhuǎn)子若干通道出現(xiàn)嚴重附面層分離,堵塞流道,壓氣機進入旋轉(zhuǎn)失速.失速團完全發(fā)展后的轉(zhuǎn)動頻率與試驗結(jié)果吻合較好.
[Abstract]:The dynamic process of axial flow compressor stall inception, the first level of a two stage low speed axial compressor of the whole domain channel simulation. The results show that the velocity fluctuation exists Xiangda scale at near stall point in the flow field, the fluctuation and the stator of the first circumferential uneven blade back boundary layer separation the uniform distribution is closely related with the compressor and further throttle, the fluctuation amplitude increases gradually, finally some serious rotor induced channel boundary layer separation, plug flow, compressor stall. The rotation frequency and test stall fully developed after the results were in good agreement.

【作者單位】: 南京航空航天大學(xué)能源與動力學(xué)院江蘇省航空動力系統(tǒng)重點實驗室;中國航空工業(yè)集團公司哈爾濱飛機工業(yè)集團有限責(zé)任公司飛機設(shè)計研究所;先進航空發(fā)動機協(xié)同創(chuàng)新中心;
【基金】:教育部博士點基金(20113218120006) 南京航空航天大學(xué)青年科技創(chuàng)新基金(NS2014021)
【分類號】:V231

【參考文獻】

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【共引文獻】

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【二級參考文獻】

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