超音來流條件下壓氣機非定常流場特性與流動控制研究
發(fā)布時間:2021-02-09 11:43
新一代高性能壓氣機正朝著更高級壓比、更低損失、更寬穩(wěn)定工作范圍這一方向推進,所以對超音來流條件下具有較高級壓比的壓氣機進行深入探索、研究是很有意義的。在超音速條件下,在壓氣機的流道會產(chǎn)生激波,激波有著較好的增壓效果,但激波強度過大、激波與邊界層干擾(SWBLI)這些因素都會給流場帶來很大的流動損失,并且有著高度的非定常特征。為了更深入地認(rèn)識壓氣機的非定常流場特性,得到流動控制的內(nèi)在機理,需要更進一步研究葉片通道內(nèi)的非定常流動特征,并且找到可行的流動控制方案。本文首先使用非定常方法來計算超音來流后臺階模型,并且驗證了該數(shù)值方法的準(zhǔn)確性,再使用該方法計算壓氣機二維葉柵。分析發(fā)現(xiàn)葉片吸力面不僅是高損失區(qū)域還有著較強的非定常特性,頻譜分析結(jié)果表明SWBLI的分離區(qū)測點在低頻f=6784Hz占有主導(dǎo)地位,葉柵下游測點主導(dǎo)頻率大都在9000Hz以下;通過POD方式得到f=6634Hz為流場的非定常現(xiàn)象(二、三階模態(tài))的主導(dǎo)頻率。本文通過定常計算得到不同的射流流動控制方案,從而確定有效的射流控制方案,并發(fā)現(xiàn)在射流寬度為3.5mm,射流位置于x/c(28)0.65和射流角度64°時為較優(yōu)的流動控制位置...
【文章來源】:哈爾濱工業(yè)大學(xué)黑龍江省 211工程院校 985工程院校
【文章頁數(shù)】:86 頁
【學(xué)位級別】:碩士
【部分圖文】:
三種超音速壓氣機[1-4]
哈爾濱工業(yè)大學(xué)工學(xué)碩士學(xué)位論文Gostelow[7]對沖壓式和內(nèi)激波式超音壓氣機轉(zhuǎn)子內(nèi)的激波都進行了研究,也分別建立了相應(yīng)的激波模型,更深入地研究了這兩種轉(zhuǎn)子中激波的分布規(guī)律。Kurosaka[8]發(fā)現(xiàn)在超音葉柵中存在非定常壓力,他認(rèn)為在葉柵流場中是存在激波反射現(xiàn)象,并得到了如圖 1-2 所示的超音葉柵的激波模型。
a) 多次反射葉柵 b) 單次反射葉柵圖 1-2 超音葉柵激波結(jié)構(gòu)[8]Denton[9]的超音葉柵激波模型如圖 1-3 所示,這與文獻(xiàn)[8]的觀點是不同的,從圖中可以看出四種不同的工作狀態(tài)對應(yīng)流場不同的激波結(jié)構(gòu),隨著出口的背壓不斷變大,葉片通道內(nèi)的正激波會向著葉片前緣移動;當(dāng)這道激波與前緣的激波相交時(形成 λ 波)對應(yīng)的是壓氣機最大效率的狀態(tài);當(dāng)背壓過大時,只剩下一道激波,位于葉片前緣位置,此時壓氣機處于失速的狀態(tài)?缫羲俚娜~尖部分符合Denton 激波模型的假設(shè),因此這一模型也被應(yīng)用到了跨聲速壓氣機的設(shè)計中去。
【參考文獻(xiàn)】:
期刊論文
[1]射流渦發(fā)生器對激波邊界層作用誘導(dǎo)的流體分離控制大渦模擬研究[J]. 薛大文,陳志華,孫曉暉,張煥好. 推進技術(shù). 2016(01)
[2]變馬赫數(shù)條件下進氣道邊界層吹除法數(shù)值模擬[J]. 丁晨,劉猛,張繼華,王浚. 推進技術(shù). 2013(10)
[3]總壓畸變對超聲速壓氣機動葉端區(qū)流場結(jié)構(gòu)的影響[J]. 孫鵬,高海洋,鐘兢軍. 推進技術(shù). 2013(06)
[4]基于本征正交分解方法的多段翼型流動分析[J]. 范晨麟,李孝偉. 上海大學(xué)學(xué)報(自然科學(xué)版). 2012(01)
[5]吹除法對斜激波/邊界層干擾控制數(shù)值模擬[J]. 孫潤鵬,朱衛(wèi)兵,黃舜,陳宏. 哈爾濱工程大學(xué)學(xué)報. 2012(02)
[6]附面層吹吸氣對跨音速葉柵氣動性能影響的數(shù)值研究[J]. 高杰,高麗敏,韓偉,李曉軍. 西北工業(yè)大學(xué)學(xué)報. 2011(01)
[7]壓氣機葉柵中的激波附面層相互作用[J]. 余申. 航空學(xué)報. 1982(01)
博士論文
[1]高級壓比軸流壓氣機轉(zhuǎn)子通道內(nèi)激波組織研究[D]. 邱名.南京航空航天大學(xué) 2014
[2]脈沖射流抑制大擴壓度壓氣機流動分離的機理及方法研究[D]. 朱劍鋒.南京航空航天大學(xué) 2013
[3]高超聲速進氣道內(nèi)激波/邊界層干擾及射流式渦流發(fā)生器的流動控制方法研究[D]. 陳逖.國防科學(xué)技術(shù)大學(xué) 2012
碩士論文
[1]低反力度超音速壓氣機靜子葉型及流動控制研究[D]. 崔文琦.哈爾濱工業(yè)大學(xué) 2016
[2]超音流動中非對稱斜坡型渦流發(fā)生器結(jié)構(gòu)參數(shù)化分析[D]. 王凱.中國科學(xué)院研究生院(工程熱物理研究所) 2016
[3]火花型合成射流對二元雙喉道矢量噴管的流體主動控制研究[D]. 呂元偉.南京航空航天大學(xué) 2016
[4]針對一種無源雙脈沖射流的機理研究[D]. 李秋鋒.南京航空航天大學(xué) 2016
[5]可壓縮性對脈沖射流控制流動分離的影響及其分析[D]. 付勇.南京航空航天大學(xué) 2014
本文編號:3025576
【文章來源】:哈爾濱工業(yè)大學(xué)黑龍江省 211工程院校 985工程院校
【文章頁數(shù)】:86 頁
【學(xué)位級別】:碩士
【部分圖文】:
三種超音速壓氣機[1-4]
哈爾濱工業(yè)大學(xué)工學(xué)碩士學(xué)位論文Gostelow[7]對沖壓式和內(nèi)激波式超音壓氣機轉(zhuǎn)子內(nèi)的激波都進行了研究,也分別建立了相應(yīng)的激波模型,更深入地研究了這兩種轉(zhuǎn)子中激波的分布規(guī)律。Kurosaka[8]發(fā)現(xiàn)在超音葉柵中存在非定常壓力,他認(rèn)為在葉柵流場中是存在激波反射現(xiàn)象,并得到了如圖 1-2 所示的超音葉柵的激波模型。
a) 多次反射葉柵 b) 單次反射葉柵圖 1-2 超音葉柵激波結(jié)構(gòu)[8]Denton[9]的超音葉柵激波模型如圖 1-3 所示,這與文獻(xiàn)[8]的觀點是不同的,從圖中可以看出四種不同的工作狀態(tài)對應(yīng)流場不同的激波結(jié)構(gòu),隨著出口的背壓不斷變大,葉片通道內(nèi)的正激波會向著葉片前緣移動;當(dāng)這道激波與前緣的激波相交時(形成 λ 波)對應(yīng)的是壓氣機最大效率的狀態(tài);當(dāng)背壓過大時,只剩下一道激波,位于葉片前緣位置,此時壓氣機處于失速的狀態(tài)?缫羲俚娜~尖部分符合Denton 激波模型的假設(shè),因此這一模型也被應(yīng)用到了跨聲速壓氣機的設(shè)計中去。
【參考文獻(xiàn)】:
期刊論文
[1]射流渦發(fā)生器對激波邊界層作用誘導(dǎo)的流體分離控制大渦模擬研究[J]. 薛大文,陳志華,孫曉暉,張煥好. 推進技術(shù). 2016(01)
[2]變馬赫數(shù)條件下進氣道邊界層吹除法數(shù)值模擬[J]. 丁晨,劉猛,張繼華,王浚. 推進技術(shù). 2013(10)
[3]總壓畸變對超聲速壓氣機動葉端區(qū)流場結(jié)構(gòu)的影響[J]. 孫鵬,高海洋,鐘兢軍. 推進技術(shù). 2013(06)
[4]基于本征正交分解方法的多段翼型流動分析[J]. 范晨麟,李孝偉. 上海大學(xué)學(xué)報(自然科學(xué)版). 2012(01)
[5]吹除法對斜激波/邊界層干擾控制數(shù)值模擬[J]. 孫潤鵬,朱衛(wèi)兵,黃舜,陳宏. 哈爾濱工程大學(xué)學(xué)報. 2012(02)
[6]附面層吹吸氣對跨音速葉柵氣動性能影響的數(shù)值研究[J]. 高杰,高麗敏,韓偉,李曉軍. 西北工業(yè)大學(xué)學(xué)報. 2011(01)
[7]壓氣機葉柵中的激波附面層相互作用[J]. 余申. 航空學(xué)報. 1982(01)
博士論文
[1]高級壓比軸流壓氣機轉(zhuǎn)子通道內(nèi)激波組織研究[D]. 邱名.南京航空航天大學(xué) 2014
[2]脈沖射流抑制大擴壓度壓氣機流動分離的機理及方法研究[D]. 朱劍鋒.南京航空航天大學(xué) 2013
[3]高超聲速進氣道內(nèi)激波/邊界層干擾及射流式渦流發(fā)生器的流動控制方法研究[D]. 陳逖.國防科學(xué)技術(shù)大學(xué) 2012
碩士論文
[1]低反力度超音速壓氣機靜子葉型及流動控制研究[D]. 崔文琦.哈爾濱工業(yè)大學(xué) 2016
[2]超音流動中非對稱斜坡型渦流發(fā)生器結(jié)構(gòu)參數(shù)化分析[D]. 王凱.中國科學(xué)院研究生院(工程熱物理研究所) 2016
[3]火花型合成射流對二元雙喉道矢量噴管的流體主動控制研究[D]. 呂元偉.南京航空航天大學(xué) 2016
[4]針對一種無源雙脈沖射流的機理研究[D]. 李秋鋒.南京航空航天大學(xué) 2016
[5]可壓縮性對脈沖射流控制流動分離的影響及其分析[D]. 付勇.南京航空航天大學(xué) 2014
本文編號:3025576
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