航空学报
航空學報
항공학보
ACTA AERONAUTICA ET ASTRONAUTICA SINICA
2010年
3期
459-465
,共7页
过渡段%S形%风扇/压气机%压力梯度%气动设计
過渡段%S形%風扇/壓氣機%壓力梯度%氣動設計
과도단%S형%풍선/압기궤%압력제도%기동설계
建立了S形过渡段流道几何的参数化描述方式,并提出了半程落差比的概念,将过渡段流道几何归结为内壁半程落差比及控制点面积比的函数;探讨了通过半程落差比及控制点面积比控制壁面压力梯度的方法;将该方法应用于过渡段的设计,探索其设计规律.研究结果表明:适当增大半程落差比可使过渡段内壁扩压前移,减小后半程的逆压梯度,从而抑制过渡段内壁出口附近低能附面层的分离,减小损失;同时,控制点面积比也将显著改变壁面压力分布,构造先扩张后收缩的面积变化可减小过渡段内壁进口的吸力峰值,并且进一步减小后半程的逆压梯度;对于所研究的进出口面积相等的压气机S形过渡段,当半程落差比存0.55～0.65之间,控制点面积比在1.1附近时,过渡段的总压损失最小.
建立瞭S形過渡段流道幾何的參數化描述方式,併提齣瞭半程落差比的概唸,將過渡段流道幾何歸結為內壁半程落差比及控製點麵積比的函數;探討瞭通過半程落差比及控製點麵積比控製壁麵壓力梯度的方法;將該方法應用于過渡段的設計,探索其設計規律.研究結果錶明:適噹增大半程落差比可使過渡段內壁擴壓前移,減小後半程的逆壓梯度,從而抑製過渡段內壁齣口附近低能附麵層的分離,減小損失;同時,控製點麵積比也將顯著改變壁麵壓力分佈,構造先擴張後收縮的麵積變化可減小過渡段內壁進口的吸力峰值,併且進一步減小後半程的逆壓梯度;對于所研究的進齣口麵積相等的壓氣機S形過渡段,噹半程落差比存0.55～0.65之間,控製點麵積比在1.1附近時,過渡段的總壓損失最小.
건립료S형과도단류도궤하적삼수화묘술방식,병제출료반정락차비적개념,장과도단류도궤하귀결위내벽반정락차비급공제점면적비적함수;탐토료통과반정락차비급공제점면적비공제벽면압력제도적방법;장해방법응용우과도단적설계,탐색기설계규률.연구결과표명:괄당증대반정락차비가사과도단내벽확압전이,감소후반정적역압제도,종이억제과도단내벽출구부근저능부면층적분리,감소손실;동시,공제점면적비야장현저개변벽면압력분포,구조선확장후수축적면적변화가감소과도단내벽진구적흡력봉치,병차진일보감소후반정적역압제도;대우소연구적진출구면적상등적압기궤S형과도단,당반정락차비존0.55～0.65지간,공제점면적비재1.1부근시,과도단적총압손실최소.
