季路成
,
陈江
,
项林
,
徐建中
工程热物理学报
本文在小函道比涡轮风扇发动机范围内,由高、低压轴功率匹配及先前研究结果确定了可行的1+1/2对转涡轮设计目标,进一步对模型试验件展开了气动设计和叶片造型.尽管设计未在实现目标方面进一步努力,但结合先前工作,建立了实用1+1/2对转涡轮设计的理论和技术基础,揭示出设计中存在的困难,指明了解决问题的方向和未来用于继续提升1+1/2对转涡轮的关键技术.
关键词:
无导叶对转涡轮
,
涡轮设计
,
超音出口涡轮叶栅
,
等效收扩叶型
,
三维造型
季路成
工程热物理学报
为理清1+1/2对转涡轮及1+3/2对转涡轮使用范围和效能,从而帮助设计决策,本文采用Stewart方法,从速度三角形基本分析入手,以速功比为主要变量,考察、对比1+3/2和1+1/2对转涡轮性能特点.研究表明:各转速比下,1+3/2对转涡轮高效率范围都比1+1/2对转涡轮窄,但其高效区发生在更小的总速功比区域;随转速比绝对值增加,两种涡轮高效率区都增加,高效率区位置都偏向大的总速功比区域;相比于1+1/2对转涡轮,1+3/2对转涡轮具有较低出功比,且偏向于低速功比区域;随转速比绝对值增加,两种对转涡轮出功比范围均拓展.这些结果为未来先进航空发动机涡轮选型提供了重要借鉴.
关键词:
航空发动机
,
对转涡轮
,
无导叶对转涡轮
,
效率
,
出功比
徐晓
,
赵巍
,
雒伟伟
工程热物理学报
针对一动叶采用缩放式叶型设计、以无导叶对转涡轮为应用背景的涡轮级,通过数值模拟进行研究发现,在设计换算转速下,该涡轮级效率特性呈现“双峰值”的特点.随着落压比增大,首先动叶进气攻角由负变为零,效率升高并达到极大值;其后,动叶流道内形成正激波,其自身产生波阻并在吸力面引起边界层分离,效率下降;随后,该激波向下游移至叶片尾缘,尾迹损失明显增加,加上波阻、边界层分离的综合作用,效率达到极小值;然后,该激波演变为尾缘斜激波,自身波阻减小,而且它在吸力面引起的边界层分离消失,流道内总体损失下降,效率又会上升并在设计点附近达到极大值;其后,该激波波前马赫数不断增大,波阻损失随之增加,同时尾迹损失也持续增加,效率又会下降.结果显示,高负荷跨音工况下激波与边界层干扰引起的边界层分离损失以及动叶高出口马赫数时尾缘区域的损失(包括波阻损失和尾迹损失)占总体损失的至少1/2以上,在设计优化过程中应重点关注与之相关的动叶吸力面扩张段和叶片尾缘区域.
关键词:
缩放型叶栅流道
,
无导叶对转涡轮
,
效率特性
,
数值模拟
季路成
,
陈江
,
黄海波
,
徐建中
工程热物理学报
本文对1+1/2对转涡轮应用的关键技术问题进行了探讨.分析表明,出功比SWR是衡量1+1/2对转涡轮技术难度的特征参数.增加高压转叶出口气流角和马赫数是降低出功比的两条现实途径.关于高压转叶与低压转叶非定常作用的分析和理解将是1+1/2对转涡轮成功的关键.
关键词:
无导叶对转涡轮
,
涡轮设计
,
跨声速涡轮
季路成
,
黄海波
,
陈江
,
于海力
,
徐建中
工程热物理学报
本文以1+1/2对转涡轮为背景,开展出口马赫数1.5、气流角为70°高出口马赫数涡轮叶栅设计与试验研究.研究与分析表明,尾缘厚度及尾缘附近叶表速度分布是决定上述高出口马赫数叶栅性能的关键;尾缘后约一倍叶栅出口宽度范围内,损失剧烈增加,此距离之后,总压降低趋于平缓.初步试验结果说明高出口马赫数涡轮叶栅是可行的.
关键词:
超音出口涡轮叶栅
,
无导叶对转涡轮
,
激波管风洞
