航空发动机
航空髮動機
항공발동궤
AERO ENGINE
2014年
3期
34-39
,共6页
通流特性%端区黏性%径向掺混%流线曲率%压气机%航空发动机
通流特性%耑區黏性%徑嚮摻混%流線麯率%壓氣機%航空髮動機
통류특성%단구점성%경향참혼%류선곡솔%압기궤%항공발동궤
through flow calculation%tip region viscosity%radial mixing%streamline curvature%compressor%aeroengine
高负荷多级压气机的技术难点之一在于如何快速、完整、准确地获得全工况下叶片前尾缘气动参数分布和整机特性结果,而通流计算凭借速度快、指向性明确的优点,一直是多级压气机设计的核心技术.为了提高通流代码的适用范围和预测精度,推导了统一适用于轴流、斜流、离心压气机的流线曲率方程,引入端区黏性和径向掺混模型,应用Fortran语言针对轴流压气机全新开发了其通流特性计算程序,对NASA Rotor37、Rotor67转叶和GY1-2J压气机进行了计算,计算结果表明:新模型的加入提高了程序的计算精度,初步验证了程序的有效性.并提出提高程序的通用性是今后通流计算的发展方向.
高負荷多級壓氣機的技術難點之一在于如何快速、完整、準確地穫得全工況下葉片前尾緣氣動參數分佈和整機特性結果,而通流計算憑藉速度快、指嚮性明確的優點,一直是多級壓氣機設計的覈心技術.為瞭提高通流代碼的適用範圍和預測精度,推導瞭統一適用于軸流、斜流、離心壓氣機的流線麯率方程,引入耑區黏性和徑嚮摻混模型,應用Fortran語言針對軸流壓氣機全新開髮瞭其通流特性計算程序,對NASA Rotor37、Rotor67轉葉和GY1-2J壓氣機進行瞭計算,計算結果錶明:新模型的加入提高瞭程序的計算精度,初步驗證瞭程序的有效性.併提齣提高程序的通用性是今後通流計算的髮展方嚮.
고부하다급압기궤적기술난점지일재우여하쾌속、완정、준학지획득전공황하협편전미연기동삼수분포화정궤특성결과,이통류계산빙차속도쾌、지향성명학적우점,일직시다급압기궤설계적핵심기술.위료제고통류대마적괄용범위화예측정도,추도료통일괄용우축류、사류、리심압기궤적류선곡솔방정,인입단구점성화경향참혼모형,응용Fortran어언침대축류압기궤전신개발료기통류특성계산정서,대NASA Rotor37、Rotor67전협화GY1-2J압기궤진행료계산,계산결과표명:신모형적가입제고료정서적계산정도,초보험증료정서적유효성.병제출제고정서적통용성시금후통류계산적발전방향.
