壓氣機是航空發(fā)動機主要組成部件之一,其設計水平對航空發(fā)動機整體性能有重要影響。航空壓氣機不僅要求在設計點具有高性能,同時還要具有較高的非設計點性能。對于多級壓氣機而言,目前主要面臨單級壓比高、穩(wěn)定工作范圍窄、級間匹配困難等問題。若能提高每一級喘振裕度,則可提高各級匹配性能。本文兼顧設計點性能和喘振裕度,提出采用優(yōu)化方法以設計點性能為目標進行葉片設計,再通過轉(zhuǎn)/靜子葉片幾何手動修改探索提高壓氣機喘振裕度的方法,從而設計出高性能、寬裕度的兩級高壓壓氣機。為了提高流場計算精度,進行網(wǎng)格分布規(guī)律研究。使用商用NUMECA軟件針對低壓比跨聲速風扇轉(zhuǎn)子NASA Rotor67和高壓比超聲速壓氣機轉(zhuǎn)子NASA Rotor37分別研究第一層網(wǎng)格到壁面距離、切向和徑向節(jié)點分布以及網(wǎng)格總量大小對CFD計算結(jié)果的影響,將數(shù)值計算結(jié)果與試驗數(shù)據(jù)比較,確定合適的網(wǎng)格量及節(jié)點分布。計算采用S-A湍流模型、y+≈1、50萬左右的網(wǎng)格,基本保證設計點壓比、等熵效率以及喘振裕度計算結(jié)果的可靠性。采用優(yōu)化方法以設計點性能為目標進行葉片設計。根據(jù)通流設計結(jié)果設計得到二維回轉(zhuǎn)面葉型(其中轉(zhuǎn)子葉型利用根據(jù)唯一進氣角原理的超聲速葉...

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【學位級別】：碩士

【部分圖文】：

圖1.1不掠、后掠、前掠轉(zhuǎn)子吸力面上馬赫數(shù)分布

許多研究都表明使用掠型設計可以提高跨聲壓氣機的氣動轉(zhuǎn)/靜子設計中常用的方法。Hah等[13]通過實驗和仿真計算發(fā)現(xiàn)，前掠轉(zhuǎn)更高的效率且喘振裕度提高30%，后掠轉(zhuǎn)子的效率變化不大但喘振裕度振裕度差異的原因：葉尖激波總是與機匣垂直，前掠使葉尖激波向下游道；后掠與之相反，如圖1.....

圖1.2前掠對葉片表面壓力分布的影響

圖1.1不掠、后掠、前掠轉(zhuǎn)子吸力面上馬赫數(shù)分布-15]觀察到掠對跨聲速風扇效率和壓比并不顯著，但前尖前緣載荷，如圖1.2，有利于降低對攻角變化的敏感

圖2.1失速傳播過程

南京航空航天大學碩士學位論文**1100%soosmSMm=計點和近失速點的總壓比，om和sm表

圖2.2壓氣機設計流程

圖2.1失速傳播過程機設計流程設計流程如圖2.2，分為初始設計、通流設計、二維葉型設計以及三維葉片

本文編號：4056332