壓氣機單級負荷的提升可以提高航空發(fā)動機的推重比,提升單級負荷一般通過增加扭速或提高葉尖輪緣速度,葉尖輪緣速度的提高將出現超音速壓氣機。超音速壓氣機流場中存在激波,激波一方面使得氣流獲得靜壓升提高壓比,另一方面將直接帶來激波損失,激波成為超音速壓氣機主要研究方向之一。本文以低反動度壓氣機首級動葉作為研究對象,提出葉型設計方法,并對其引入預壓縮設計,探究預壓縮對葉片氣動性能和流場激波結構的影響。本文首先提出具有預壓縮特征的大折轉角葉型造型方法,其中葉型前半部分采用直接構造吸壓力面造型方法方便引入預壓縮設計,后半部分采用中弧線疊加厚度分布造型方法。然后,運用該造型方法完成100%葉高和75%葉高處葉型造型,進行薄層計算,在不同來流馬赫下,探究預壓縮長度對于葉型氣動性能和流場激波結構的影響。結果表明:在較高來流馬赫下,預壓縮段的前部負曲率型線形成一系列微弱壓縮波減弱激波強度,明顯降低激波損失;預壓縮段的后部正曲率型線抑制激波后附面層發(fā)展,可以有效減小葉型損失;隨流量的降低,激波前移,預壓縮減小激波損失的效益逐漸消失,且較短的預壓縮長度,效益將提前消失。最后,本文進行三維葉片計算,探究100%葉... 

【文章來源】：哈爾濱工業(yè)大學黑龍江省 211工程院校 985工程院校

【文章頁數】：83 頁

【學位級別】：碩士

【部分圖文】：

傳統(tǒng)超音速

圖 1-2 超音串聯葉柵文影圖(Becker) 圖 1-3 超音串聯葉柵文影圖(Simon)亞音速壓氣機與超音速壓氣機中間狀態(tài)為跨音速壓氣機，由于跨音速壓氣機只是部分葉高超音速，以亞音速壓氣機的基礎，其設計難度相對較低。根據來流馬赫數大小可將跨音速壓氣機分為兩種：第一種是在葉尖處來流為相對亞音速，后經過葉型吸力面后減壓加速達到超音速，其激波強度弱，壓比較低，一般運用超臨界葉型（例如 CDA 葉型）；第二種是葉尖處來流直接為相對超音速，激波強度較強，一般運用雙圓弧葉型和“S”型葉型等。1952 年 Lieblein[28]等人首次提出跨音速壓氣機理念，并設計得到第一臺跨音速壓氣機，為減小激波損失，其葉尖馬赫數只有 1.1，隨后初步研究主要在 NASA進行，但葉尖來流馬赫數依然只是徘徊于 1.1-1.2 之間，壓比較低在 1.35 左右。上世紀 60~70 年代，美英兩軍事強國對跨音速壓氣機展開了細致及深入的研究。美國主要由 GE 和 PW 兩航空公司承包跨音速壓氣機研發(fā)工作，使跨音速壓氣機技術不斷走向成熟。其中 GE 的 Seyler[29]和 Gostelow[30,31]等人研究設計得到多個壓比在1.6-1.7，葉尖來流馬赫數達到 1.2，設計工況下等熵效率 88.5%以上的跨音速壓氣機轉子，并完成相應的測試；PW 公司同樣取得豐碩成果設計得到多個跨音速壓氣

圖 1-2 超音串聯葉柵文影圖(Becker) 圖 1-3 超音串聯葉柵文影圖(Simon)亞音速壓氣機與超音速壓氣機中間狀態(tài)為跨音速壓氣機，由于跨音速壓氣機只是部分葉高超音速，以亞音速壓氣機的基礎，其設計難度相對較低。根據來流馬赫數大小可將跨音速壓氣機分為兩種：第一種是在葉尖處來流為相對亞音速，后經過葉型吸力面后減壓加速達到超音速，其激波強度弱，壓比較低，一般運用超臨界葉型（例如 CDA 葉型）；第二種是葉尖處來流直接為相對超音速，激波強度較強，一般運用雙圓弧葉型和“S”型葉型等。1952 年 Lieblein[28]等人首次提出跨音速壓氣機理念，并設計得到第一臺跨音速壓氣機，為減小激波損失，其葉尖馬赫數只有 1.1，隨后初步研究主要在 NASA進行，但葉尖來流馬赫數依然只是徘徊于 1.1-1.2 之間，壓比較低在 1.35 左右。上世紀 60~70 年代，美英兩軍事強國對跨音速壓氣機展開了細致及深入的研究。美國主要由 GE 和 PW 兩航空公司承包跨音速壓氣機研發(fā)工作，使跨音速壓氣機技術不斷走向成熟。其中 GE 的 Seyler[29]和 Gostelow[30,31]等人研究設計得到多個壓比在1.6-1.7，葉尖來流馬赫數達到 1.2，設計工況下等熵效率 88.5%以上的跨音速壓氣機轉子，并完成相應的測試；PW 公司同樣取得豐碩成果設計得到多個跨音速壓氣


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