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1、尾缘厚度对跨声速叶栅流动影响的 数值研究院 系航空航天工程学院专 业飞行器动力工程班 级94040402学 号2009040404042姓 名何浩源指导教师徐志晖负责教师徐志晖沈阳航空航天大学2013 年 6 月I摘摘 要要本课题以某型压气机的跨声速叶栅作为研究对象，加厚尾缘厚度，以观察尾缘厚度对跨声速叶栅流动的影响，运用数值模拟的方法，从叶栅的速度特性和攻角特性两方面入手，首先对比传统叶栅尾缘，研究了不同的尾缘厚度的叶栅尾缘附近的流动情况以及对跨音速叶栅整体气动性能的影响。研究其尾缘厚度的变化对跨音速叶栅通道内激波的位置、激波的强度、激波附面层之间的干扰、以及激波后附面层的发展与分离的影响，
2、研究静压增压比、损失系数、气流转折角、总压恢复系数的变化规律，概括阐述了气动性能产生变化的机理。通过计算，对比原型叶栅相应工况下的气动参数可以发现，增厚尾缘厚度减少了流通面积，减弱了叶栅通道的流通能力；增厚尾缘厚度的叶栅明显降低了叶型尾缘附近的静压，静压增压比也明显下降，不利于压气机对气体的增压做功；而且尾缘厚度的增加明显把激波位置向前推出，容易影响前一级叶栅的气流流动，而且叶背上的气体分离的位置因为激波的向前推出而明显前移，加重的附面层的分离损失，对整个叶型附面层的发展变化有消极的影响，降低了叶栅整体气动性能；但是尾缘厚度增加到一定的程度以后，激波被完全推出叶栅通道，激波-附面层干扰减弱，损
3、失系数有所下降，但是从总体上来分析，尾缘厚度的增加给叶栅带来的做功能力的削减更为厉害。关键词：跨声速叶栅；激波；损失系数；尾缘厚度；总压恢复系数；数值模拟； 尾缘厚度对跨声速压气机叶栅流动影响数值模拟II沈阳航空航天大学毕业设计（论文）III符符 号号 表表1进气角损失系数-2出气角pc比热容J/(molK)k1几何进口角b弦长mmk2几何出口角f挠度mm气流转折角i攻角叶型弯角k动能J落后角r半径mm1叶型前缘角t栅距mm2叶型后缘角u、v、 w速度m/s总压恢复系数-E能量J粘性应力PaF力N动力粘度PasMa马赫数-叶型安装角P静压Pa密度kg/m3*P总压Pak增压比-R气体常数J/(
4、molK)I内能JT温度K尾缘厚度对跨声速压气机叶栅流动影响数值模拟IV目目 录录1 绪论.11.1 压气机叶型发展与分类.11.1.1 叶型的设计方法概况.21.1.2 叶栅研究旨在航空发动机研究中的地位.21.2 通用研究方法方法 .41.2.1 什么是计算流体动力学.41.2.2 计算流体动力学的工作步骤.51.2.3 计算流体力学的特点.61.2.4 计算流体动力学的应用领域.71.2.5 计算流体动力学的分支.81.3 国内外研究现状 .81.4 损失机理的研究 .111.5 本文的工作 .122 二维平面叶栅的理论知识.202.1 叶型的主要几何参数.202.2 平面叶栅的几何和气
5、动参数 .212.3 低速气流绕叶型流动的气动力特性 .222.4 跨声速叶型的气动特性.232.4.1 局部激波的产生与发展.232.4.2 气流经过平面叶栅的基本流动.253 相关控制方程与求解模型.273.1 流体动力学控制方程.273.1.1 连续性方程.273.1.2 动量守恒方程.273.1.3 能量守恒方程.283.2 湍流模型Spalart-Allmaras 模型.284 模型的建立和计算.30沈阳航空航天大学毕业设计（论文）V4.1 计算模型的建立 .304.2 叶型改型方法 .314.3 数值计算方法 .314.3.1 计算区域网格划分.314.3.2 计算参数设置.354.3.3 计算过程监视参数.375 计算结果与分析.385.1 来流马赫数及攻角对平面叶栅增压比和损失系数的影响 .385.1.1 衡量改型效果优劣的标准.415.2 叶型尾缘变厚对叶栅气动性能的影响 .41
