导读:本文包含了压气机叶型论文开题报告文献综述及选题提纲参考文献，主要关键词:超音速,低反动度,压气机,叶型设计
压气机叶型论文文献综述
叶伟达[1]（2019）在《超音速低反动度压气机叶型设计方法及气动性能研究》一文中研究指出压气机单级负荷的提升可以提高航空发动机的推重比,提升单级负荷一般通过增加扭速或提高叶尖轮缘速度,叶尖轮缘速度的提高将出现超音速压气机。超音速压气机流场中存在激波,激波一方面使得气流获得静压升提高压比,另一方面将直接带来激波损失,激波成为超音速压气机主要研究方向之一。本文以低反动度压气机首级动叶作为研究对象,提出叶型设计方法,并对其引入预压缩设计,探究预压缩对叶片气动性能和流场激波结构的影响。本文首先提出具有预压缩特征的大折转角叶型造型方法,其中叶型前半部分采用直接构造吸压力面造型方法方便引入预压缩设计,后半部分采用中弧线迭加厚度分布造型方法。然后,运用该造型方法完成100%叶高和75%叶高处叶型造型,进行薄层计算,在不同来流马赫下,探究预压缩长度对于叶型气动性能和流场激波结构的影响。结果表明:在较高来流马赫下,预压缩段的前部负曲率型线形成一系列微弱压缩波减弱激波强度,明显降低激波损失;预压缩段的后部正曲率型线抑制激波后附面层发展,可以有效减小叶型损失;随流量的降低,激波前移,预压缩减小激波损失的效益逐渐消失,且较短的预压缩长度,效益将提前消失。最后,本文进行叁维叶片计算,探究100%叶高和75%叶高处的预压缩长度及深度对叁维叶片气动性能及流场中激波结构的影响。结果表明:引入预压缩可以有效减弱激波强度,使激波打在叶片吸力面的位置后移,降低激波损失;存在一个较优预压缩长度,使得动叶压比基本保持不变,峰值效率提高同时拥有更宽的工作裕度;随着预压缩深度的增加,叶片的效率和压比基本保持不变,工作裕度不断增大。(本文来源于《哈尔滨工业大学》期刊2019-06-01）
姜戴宇,王宏光,韩铁鹰[2]（2019）在《基于Krain离心压气机叶轮的叶型优化》一文中研究指出本文以设计压比为4.7的Krain离心叶轮为研究对象,以设计工况下多变效率为优化目标,对压气机叶型进行优化。采用CFX软件对其进行数值模拟,通过对内部流场分析发现叶轮入口存在较强的激波;基于ANSYS Design Exploration平台,采用Bezier曲线对该离心叶轮的叶片中弧线进行参数化,通过改变Bezier曲线控制点得出一系列设计叶型;对设计叶型进行数值模拟,筛选得出最优结果。优化后,设计工况下,叶轮多变效率提高0.84%,叶轮入口激波强度有所降低;同时也证明了使用ANSYS Design Exploration平台进行离心压气机优化的可行性。(本文来源于《节能技术》期刊2019年02期）
田志涛,郑群,姜斌,段昱[3]（2019）在《高负荷氦气压气机叶型研究（英文）》一文中研究指出经过多年的发展,空气工质压气机已经开发了一系列的适用于从低速到高速的叶型。氦气具有很高的音速,并且经过高负荷设计后的氦气压气机叶栅通道与空气压气机明显不同,因此开发一套适用于高负荷氦气压气机的低损失叶型就显得十分必要了。本文研究了一种适用于高负荷氦气压气机的叶型,并采用数值模拟的方法将其与CDA叶型进行了比较。研究结果表明:高负荷氦气压气机叶型的总压损失系数较CDA叶型降低了3%,而喘振裕度提高了3%。(本文来源于《风机技术》期刊2019年01期）
王琦,王廷,朱晓明,万新超[4]（2019）在《定制叶型在多级压气机中的应用研究》一文中研究指出为验证某定制叶型在多级轴流压气机中的实际应用效果,采用该叶型对一台两级轴流压气机进行了叶片优化设计。叁维数值模拟结果表明:采用此种定制叶型后,压气机的设计效率提高1.15%,设计点流量增加1.08 kg/s;同时,对优化后的压气机进行了性能试验,并采用激光多普勒相位测速(PDA)技术对第一级动叶前后的相对气流角沿径分布进行了测量,试验结果证明,优化后的压气机能够达到设计性能指标,并且沿径气流分布与设计情况吻合较好。(本文来源于《热能动力工程》期刊2019年01期）
刘宝杰,张传海,于贤君[5]（2019）在《压气机静子叶型低速模拟方法研究》一文中研究指出针对静子基元叶型低速模拟问题,分析了高低速转换过程的设计准则,提出对于静子叶型低速模拟需要保持出口气流角不变。根据设计准则,利用一维等熵假设,推导出基于低速叶型喉道宽度的约束模型,分析了关键设计参数的计算方法。利用分析结果,进行了一组高速静子CDA叶型的低速模拟,数值计算结果显示,低速模拟叶型的损失特性,落后角特性与高速原型趋势较为一致。分析发现喉道约束模型计算的喉道宽度与低速叶型实际值相对误差较小。在低速模拟过程中,喉道约束模型可以指导低速叶型最大厚度等参数的调整,从而减少设计迭代次数。(本文来源于《工程热物理学报》期刊2019年01期）
宁方飞,李一鸣[6]（2019）在《一种压气机叶型的可控环量尾缘造型方法》一文中研究指出为了提高压气机叶型负荷,提出了一种可控环量尾缘造型方法,该方法对叶型尾缘处弦长2%的区域进行特殊造型,通过改变流动后驻点位置从而提高叶型环量,增加叶型气流转角。在不同马赫数及雷诺数下进行数值模拟得到了一致的结论。数值模拟结果显示:以设计进气角D因子为0.52的叶型为基准叶型,采用可控环量尾缘造型后叶型气流转角可提高21%,同时总压损失基本无变化,部分叶型甚至在气流转角提高的同时总压损失有所降低。而当气流折转角相同时,可控环量尾缘可以比传统尾缘的总压损失更小。(本文来源于《航空动力学报》期刊2019年01期）
曹传军,邱毅,李斌[7]（2018）在《亚声叶型前缘形状对压气机气动性能的影响》一文中研究指出数值研究了四种亚声叶型前缘(平钝前缘,尖锐前缘,偏压力面前缘和偏吸力面前缘)形状偏差对压气机气动性能的影响。结果表明:四种偏差叶型的最小损失系数与原型相近,平钝前缘在叶根处的低损失攻角范围最小(降低了21.02%);偏压力面和偏吸力面前缘的角度范围与原型接近,但偏压力面前缘的负攻角范围减小,偏吸力面前缘的正攻角范围减小;尖锐前缘低损失攻角范围与原型相近。前缘形状偏差影响堵塞流量,偏压力面前缘堵塞流量降低最多(降低了0.80%);尖锐前缘和偏压力面前缘喘点压比与原型相近,平钝前缘和偏吸力面前缘喘点压比略低,各方案最高效率值相近;平钝前缘偏差对前缘马赫数分布影响最大,前缘形状偏差对进、出口相对气流角和叶片D因子影响不大。试验中应避免使用平钝前缘偏差叶型,或同一排叶片安装偏压力面与偏吸力面前缘偏差叶片。(本文来源于《燃气涡轮试验与研究》期刊2018年06期）
高丽敏,蔡明[8]（2018）在《压气机叶型的风洞试验研究》一文中研究指出基于高亚音速叶栅风洞,本文对具有不同吸力面型线的两种压气机叶型B1和B2进行了平面叶栅试验,详细测量了叶栅出口尾迹和叶片表面等熵马赫数,结合叶型吸力面型线的曲率分布对试验结果进行了分析,获得了两种叶型的气动特性。试验结果分析表明:基于吸力面型线曲率分布预估叶片表面等熵马赫数峰值位置是合理且可靠地;较B1叶栅,B2叶栅的低总压损失保持更宽的攻角范围;当进口马赫数较小时(Ma<0.7),在0～2.5°攻角范围内,两种叶栅的低总压损失系数基本一致,此时攻角较小,气流还未从叶片表面分离,气流流动状况较好;在其它攻角范围内,B2叶栅表现出较好的负攻角特性,而B1叶栅表现出较好的正攻角特性;当进口马赫数较高时(Ma=0.7),B1叶栅损失急剧增大,特别是流动发生较大分离的负攻角工况。(本文来源于《风机技术》期刊2018年04期）
石超[9]（2018）在《超音速压气机预压缩叶型设计方法及研究》一文中研究指出压气机单级压比的提高能有效提高推重比。提高单级压比一般从提高扭速和提高叶尖轮缘速度两方面着手,叶尖轮缘速度提高导致超音速压气机出现。气流静压升高主要通过激波实现,同时激波会带来流动损失,激波成为超音速压气机研究核心之一,而叶型对于激波的产生影响很大。因而本文针对超音速叶型设计,提出两种叶型参数化方法,深入研究预压缩设计及叶型几何参数改变对叶栅流道激波结构和气动参数的影响。本文首先以超音速平面叶栅DLR-PAV-1.5为模型,进行数值方法和网格无关性验证,计算结果与实验吻合很好,证明数值方法的准确性。基于Levine唯一进气角原理,建立气流参数与吸力面型线的几何关系,提出吸力面迭加厚度分布的设计方法,研究了拱形和预压缩两种小折转角超音速叶型,保证进口马赫数与进口气流角等于给定值。基于该叶型设计方法,研究了叶型最大厚度、最大挠度及前缘半径等几何参数改变对叶栅流道激波结构和气动参数的影响。结果表明:在高进口马赫数下,超音速叶型不宜为拱形,预压缩设计可以减小前缘激波波前马赫数;最大厚度位置处于叶型中后部有利于组织激波分布,压比随挠度减小而增大,前缘半径越小,叶型的气动性能越好。针对大折转角超音速叶型,提出直接构造吸、压力面的叶型设计方法,并进行吸力面进口段预压缩设计和压力面改型研究。结果表明:吸力面进口段合理的预压缩设计可以减小波前马赫数和吸力面后半段分离区,并在吸力面30%弦长处产生压力缓冲区,损失最大减少2.32%,但预压缩程度过大时,前缘激波由一道强激波变为一正一斜两道激波;在考虑合理预压缩设计后,进口段长度改变也对流场激波结构影响很大,且进口段不宜过短,当进口段长度由30%弦长增加到45%时,前缘激波脱体,并由一道强激波增压转化为多道弱激波组合增压,波前马赫数由1.3减小到1.2,损失最大减小3.34%;压力面改型不会改变流场激波结构,并会使叶型整体气动性能下降。(本文来源于《哈尔滨工业大学》期刊2018-06-01）
李艺雯[10]（2018）在《康达喷气叶型设计方法及其在高负荷压气机中的应用研究》一文中研究指出本文以未来高性能航空发动机压气机提高负荷、减轻重量的需求为牵引,采用数值模拟与实验测量相结合的方式,以高负荷叶栅和压气机为研究对象,开展了康达喷气流动控制方法的研究。本文主要有以下四个核心研究内容:(1)明确了康达喷气叶型的关键造型参数及造型方法,编写了适用于任意叶型的康达喷气叶型造型程序;(2)以双圆弧高负荷压气机叶型为研究对象,通过试验设计方法分析了康达喷气各影响参数对其作用效果的影响大小,并通过流场分析明确了其影响机理;(3)通过低速压气机平面叶栅实验,验证了采用康达喷气减少流动损失的有效性;(4)以1.5级高负荷压气机为研究对象,通过减小静子叶片数量来提高推重比,验证了康达喷气技术在叁维高负荷压气机静叶中抑制分离、提高效率的有效性。本文第一部分对叶片表面流动分离控制技术的发展进程和现状进行了回顾和总结,同时对康达喷气与常规附面层喷气技术进行了比较分析。本文第二部分首先进行了康达喷气叶型造型方法的研究,明确了康达喷气叶型的主要造型参数,并提出了康达喷气叶型造型方法。为保证叶片改型前后进口攻角保持不变,本文采用的康达喷气造型方法仅对叶片吸力面最大厚度之后的局部叶型进行修改,构造曲率一定的康达表面以保证喷气附着在吸力面表面流动。康达喷气叶型的主要造型参数有叁个.:康达表面半径(R),尾缘与康达表面相切点位置(以角度θ值表示)、重构吸力面与康达表面相切点位置(以角度a值表示)。以Zierke&Detusch双圆弧大折转角叶型为研究对象,采用全因子试验设计方法研究了康达喷气叶型主要造型参数(R、α、θ)及喷气量对康达喷气作用效果的影响。全因子试验设计分析结果表明,θ、以及喷气量是对总压损失系数、静压升系数影响最大的三个因素。θ和R均通过影响叶型厚度及开缝位置来影响喷气对流场的改善效果。θ越小,R越大时,叶型越厚,开缝位置越靠前,对流动分离的抑制效果越好。喷气量通过影响附面层流体轴向动量的大小来影响其对流动分离的控制效果。在此基础上,本文以流动损失最小为优化目标,采用基于遗传算法的神经网络算法(GA-BP)进行了近似替代模型的构建,并对康达喷气叶型进行了寻优。优化结果表明:最优康达喷气叶型可以在1%喷气量时,使流场的总压损失系数减小19.6%,静压升系数增加5.9%。本文第叁部分以Zierke&Detusch叶栅为研究对象,通过在低速压气机平面叶栅实验台上测量康达喷气叶栅在-3。、0°、3°、5。四个来流攻角下气流折转角及总压损失系数沿周向的分布,验证了采用康达喷气减小流场损失的有效性。通过测量结果表明,在正攻角来流工况下,采用康达喷气可以有效减小叶栅通道的流动损失。在5°来流攻角下,采用1%喷气量的康达喷气,可以使中部叶高截面的总压损失系数减少32%。本文第四部分探索了使用康达喷气流动控制方法改善由于静叶叶片数减少造成的流动分离加剧和流动损失增大的问题。本文将某1.5级高负荷压气机静叶叶片数量由31个减为20个,来实现推重比的进一步增加,研究了采用不同喷气量(0.5%,1%和1.5%)的康达喷气方法对压气机流动稳定性及气动性能参数的影响。在研究的叁个喷气量中,综合考虑总压损失的减小、级效率的提高与喷气自身的效率,建议采用1%喷气量。采用1%喷气量时,与叶片数量减少前、后的原型流场相比,无论是在最高效率工况点还是近失速工况点,均可以有效抑制流动分离、降低静子流道总压损失系数、提高压气机效率,但静压升系数仅与20个原型叶片流场的近失速工况点相比有所提高。在近失速工况,50%叶高的熵产率分析结果表明,喷气对流场损失的改善效果,取决于喷气加入引起的附面层低能流体与主流的掺混损失、喷气与附面层流体的掺混损失、尾迹掺混损失的改变量的相对大小。采用康达喷气后,会在喷气缝后形成“二次扩压段”,且随着喷气量的增加,二次扩压的能力越强,因此静压升系数随喷气量的增加而增加。综上所述,本文通过数值与实验研究验证了康达喷气控制方法在抑制流动分离方面的有效性。研究结果表明,康达喷气叶型的两个几何参数θ和R以及喷气量是影响康达喷气控制效果的关键因素。无论是二维双圆弧叶型还是叁维高负荷压气机静叶叶片,在不可压缩和可压缩来流条件下,在大正攻角来流工况下,康达喷气控制方法均能有效抑制分离,减小流动损失,提高静压升系数。随着喷气量的增加,考虑喷气输入能量的总压损失系数均呈先减小后增加的趋势,静压升系数随喷气量的增加而增大。在所研究的叁个喷气量中,总压损失系数均在1%喷气量时取得最小值,静压升系数均在1.5%喷气量时取得最大值。(本文来源于《中国科学院大学(中国科学院工程热物理研究所)》期刊2018-06-01）
压气机叶型论文开题报告
（1）论文研究背景及目的
此处内容要求：
首先简单简介论文所研究问题的基本概念和背景，再而简单明了地指出论文所要研究解决的具体问题，并提出你的论文准备的观点或解决方法。
写法范例：
本文以设计压比为4.7的Krain离心叶轮为研究对象,以设计工况下多变效率为优化目标,对压气机叶型进行优化。采用CFX软件对其进行数值模拟,通过对内部流场分析发现叶轮入口存在较强的激波;基于ANSYS Design Exploration平台,采用Bezier曲线对该离心叶轮的叶片中弧线进行参数化,通过改变Bezier曲线控制点得出一系列设计叶型;对设计叶型进行数值模拟,筛选得出最优结果。优化后,设计工况下,叶轮多变效率提高0.84%,叶轮入口激波强度有所降低;同时也证明了使用ANSYS Design Exploration平台进行离心压气机优化的可行性。
（2）本文研究方法
调查法：该方法是有目的、有系统的搜集有关研究对象的具体信息。
观察法：用自己的感官和辅助工具直接观察研究对象从而得到有关信息。
实验法：通过主支变革、控制研究对象来发现与确认事物间的因果关系。
文献研究法：通过调查文献来获得资料，从而全面的、正确的了解掌握研究方法。
实证研究法：依据现有的科学理论和实践的需要提出设计。
定性分析法：对研究对象进行“质”的方面的研究，这个方法需要计算的数据较少。
定量分析法：通过具体的数字，使人们对研究对象的认识进一步精确化。
跨学科研究法：运用多学科的理论、方法和成果从整体上对某一课题进行研究。
功能分析法：这是社会科学用来分析社会现象的一种方法，从某一功能出发研究多个方面的影响。
模拟法：通过创设一个与原型相似的模型来间接研究原型某种特性的一种形容方法。
压气机叶型论文参考文献
[1].叶伟达.超音速低反动度压气机叶型设计方法及气动性能研究[D].哈尔滨工业大学.2019
[2].姜戴宇,王宏光,韩铁鹰.基于Krain离心压气机叶轮的叶型优化[J].节能技术.2019
[3].田志涛,郑群,姜斌,段昱.高负荷氦气压气机叶型研究（英文）[J].风机技术.2019
[4].王琦,王廷,朱晓明,万新超.定制叶型在多级压气机中的应用研究[J].热能动力工程.2019
[5].刘宝杰,张传海,于贤君.压气机静子叶型低速模拟方法研究[J].工程热物理学报.2019
[6].宁方飞,李一鸣.一种压气机叶型的可控环量尾缘造型方法[J].航空动力学报.2019
[7].曹传军,邱毅,李斌.亚声叶型前缘形状对压气机气动性能的影响[J].燃气涡轮试验与研究.2018
[8].高丽敏,蔡明.压气机叶型的风洞试验研究[J].风机技术.2018
[9].石超.超音速压气机预压缩叶型设计方法及研究[D].哈尔滨工业大学.2018
[10].李艺雯.康达喷气叶型设计方法及其在高负荷压气机中的应用研究[D].中国科学院大学(中国科学院工程热物理研究所).2018