论文摘要
航空发动机的发展水平已经成为衡量一个国家的军事水平和综合国力的重要的指标之一。现代航空发动机朝着高推重比的方向发展,要求压气机具有高负荷、高效率、高稳定性的特点。提高压气机的气动性能的一个主要途径是寻找气动性能优良的压气机叶型。本文以扩压叶栅内附面层的流动特性为主要研究内容。首先研究了叶型参数的变化对平面叶栅损失的影响,并给出了一种描述叶型损失的新方法,采用附面层内的熵产来描述叶型损失;然后从三维分离流动的基本理论出发研究了矩形叶栅的吸力面的角区分离形式对叶栅气动性能的影响;最后研究了叶型参数对吸力面角区分离形式的影响。在亚音速流动中,叶型损失主要包括叶片表面的附面层内的损失和尾迹掺混损失。本文研究了四种叶型,结果表明:叶片表面的附面层内的损失主要集中在叶片的前部,叶片30%弦长以前的附面层内的熵产占叶片表面的附面层内总熵产量的50%以上;叶片的吸力面的附面层熵产高于压力面,大约占总熵产量的75%;相同的流向位置,叶型的曲率越大,叶片表面附面层内的当地熵产率越大;尾迹内的熵产也是主要集中在叶片尾缘附近,80%以上的熵产量是在叶片尾缘后20%弦长范围内产生的,叶片尾缘后50%弦长以后的尾迹内的熵产很小。本文研究了NACA叶型和CDA叶型的矩形叶栅,在弦长、安装角、节距、进出口几何角相同的条件下,不同的叶型会产生不同的角区分离形式,研究结果表明CDA叶型在吸力面角区形成开式分离,NACA叶型就形成闭式分离。在分离区内闭式分离的扩压能力明显低于开式分离,而且闭式分离的损失高于开式分离。叶型参数的变化会对叶片的角区分离产生较大的影响,不仅影响分离区的范围,而且会改变分离的形式。本文研究结果表明随着叶型厚度的增加、最大厚度位置后移、中弧线挠度增加都会导致叶片吸力面的最低压力点之后的逆压力梯度增加,不仅会使角区分离范围增大,而且分离形式由开式分离变为闭式分离。
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摘要ABSTRACT第1章 绪论1.1 引言1.2 课题来源及研究的目的和意义1.3 轴流压气机的发展概述1.4 NACA65 系列叶型与CDA 叶型简介1.4.1 NACA65 系列叶型1.4.2 CDA 叶型1.5 分离流的基本理论1.5.1 分离的判据及三维分离模式1.5.2 摩擦应力场的奇点1.5.3 表面分离流态1.6 角区分离流动研究现状1.7 本文研究的主要内容第2章 平面叶栅损失机理研究2.1 引言2.2 数值模拟方案2.2.1 研究方案2.2.2 网格及离散方法2.3 叶型性能分析2.3.1 总体性能分析2.3.2 叶片表面压力分布2.4 熵与压气机损失的预测2.4.1 不可逆过程与熵2.4.2 粘性流体流动中的熵产2.4.3 附面层内的熵产2.5 叶片表面附面层损失2.5.1 附面层内的速度分布2.5.2 附面层内的熵产率的分布2.5.3 附面层的发展2.6 尾迹损失2.6.1 尾迹内的速度分布2.6.2 尾迹内的熵产率分布2.6.3 尾迹的发展2.6.4 尾迹损失与叶片表面的附面层损失对比2.7 附面层的熵产描述的损失与总压损失对比2.8 本章小结第3章 扩压叶栅角区分离形式及其对气动性能的影响3.1 引言3.2 数值模拟方案3.2.1 研究对象的几何方案3.2.2 叶栅网格3.2.3 边界条件3.3 角区分离的不同形式3.3.1 叶型对比3.3.2 下端壁的极限流线3.3.3 压力面的极限流线3.3.4 吸力面的极限流线3.3.5 角区分离对叶栅总参数的影响3.4 角区分离对叶片表面静压分布的影响3.4.1 展向压力分布3.4.2 流向的压力分布3.4.3 叶片静压比沿展向的分布3.5 角区分离对损失的影响3.5.1 展向损失3.5.2 轴向损失3.6 本章小结第4章 叶型参数对角区分离形式的影响4.1 引言4.2 叶型厚度的影响4.2.1 叶型几何4.2.2 分离形态4.2.3 叶栅损失4.2.4 叶片表面的压力分布4.3 最大厚度位置的影响4.3.1 叶型几何4.3.2 分离形态4.3.3 叶栅损失4.3.4 叶片表面的压力分布4.4 叶型中弧线挠度影响4.4.1 叶型几何4.4.2 分离形态4.4.3 叶栅损失4.4.4 叶片表面的压力分布4.5 叶型参数对角区分离形式的影响规律4.6 本章小结结论参考文献攻读硕士学位期间发表的论文及其它成果致谢个人简历
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