气动优化设计的超音速和高压压缩机转子比例

文摘

超音速压缩机轮高速度和作战能力,促进高阶段压力比。然而,强劲的冲击波在通过超音速转子和冲击波和边界层之间的干扰会导致流损耗大、效率低。此外,现有的高负载超音速压气机的设计有问题的小摊位。在这项研究中,一个自动优化方法包括2 d剖面优化和3 d叶片优化提出了实现高效的设计点超音速压缩机转子的前提下达到所需的质量流率和总压比。根据分析流超音速失速点附近的压缩机转子,转子的物理机制提示建立摊位,也就是说,流道内的空气动力学的喉咙出现,减少叶尖的能力能够承受压力,tip-leakage-vortex破损引起的低速区和边界层分离减少叶尖的流量。基于转子失速的原因,提出了三种方法来改善失速,其中包括增加出口半径上子午线,叶尖的扫描,并增加叶片的弦长小费。上述方法用于设计一个超音速转子总压力比2.8,展品的效率0.902摊位设计点和18.11%的保证金。

1。介绍

总是为了实现发动机高推力重量比和低燃料消耗。航空发动机,压缩机是沉重和有许多阶段。总压比不变时,增加单级压比可以减少压缩机阶段,有效地降低发动机的大小和重量。多年来,压缩机设计师继续追求的战略压力比增加阶段。显然,这将节省重量和零件如果压缩机可以开发相同的压力比在尽可能少的压缩机阶段1]。我们开发的新一代航空发动机项目IHPTET和VAATE推力重量比为15 - 202]。测试引擎的早期版本,指定XTE-65/1动力装置,导致thrust-to-weight(提高20%3];整个风扇减少到只包括1 - 2阶段,和核心压缩机只使用3 - 4阶段(4]。在过去的50年里,风扇/压气机的性能有明显改善,主要表现为单级压比的提高,总压比、失速利润率和效率,满足设计要求。这些进步的主要原因之一是连续的旋转速度增加,这可能会导致进口相对流发展成完全超音速流,和相应的压缩机叫做超音速压缩机。

超音速压缩机研究始于20世纪中期。1945年,•坎特罗威茨和唐纳森(5超音速压气机)进行初步调查;1946年,•坎特罗威茨(6]讨论了一些基本的单级超音速轴流式压缩机空气动力学。在早期研究超音速压气机,冲击流机制没有充分利用,和设计的超音速压缩机的效率低,由于大冲击损失。进一步,因为超音速压缩机需要使用氟利昂作为试验气体,研究中断是由于环境的限制。1990年代后,用计算流体动力学(CFD)技术的发展和先进的计算机系统,数值模拟的三维(3 d)粘性流场可以用来准确地模拟超音速流场的压缩机,它有效地提高了对这些压缩机的冲击流机制的理解。Kusters和以下两7)超音速叶栅的流场模拟,证明了数值模拟结果基本与实验结果一致。自那时以来,一些数值模拟方法已被用于设计超音速压缩机。

随着计算机技术的迅速发展,自动优化方法已逐渐应用于压缩机的气动设计。Benini [8)开发了一种跨声速压气机设计和多目标优化设计方法应用于重新设计美国宇航局转子37。丽安,Liou [9)开发了一个有效的方法来计算昂贵的多目标优化设计问题。在他们的方法中,实验的设计,响应面模型,遗传算法,计算流体动力学分析工具结合在一起来提供一个集成的优化系统。锅等。10)开发了一种多目标优化方法,基于克里格模型,物理编程方法,改进的粒子群优化算法,用于实现多目标优化超声串列螺旋桨。这些方法结合数值优化流场的数值计算。它取代人类工作和数学运算,控制叶片设计的修改方向,显著地降低了人员经验的依赖,缩短了设计周期。因为超音速流叶片形状的变化特别敏感,自动优化方法适用于二维(2 d)超音速的设计概要和3 d叶片。例如,Venturelli和Benini11)优化二维超音速压气机级联使用多目标优化方法,并优化概要文件的总压损失系数为25%低于原来的配置文件。

摊位利润率是一个重要的性能参数nondesign点的压缩机。流场数值计算的压缩机,失速点是由手动出口压力逐渐增加。很难确定失速点使用一个自动优化过程流场的计算是自动的。

在这项研究中,提出了一个自动优化方法设计的2 d概要文件和3 d叶片构造一个超音速压缩机转子的涡轮轴发动机旨在实现在设计点效率高。随后,优化超声波转子的失速起始原因进行了分析。此外,叶尖的影响扫描,叶尖的弦长,子午流路径检查摊位上的保证金。大幅提高超音速转子的失速保证金是通过修改以上参数。

2。气动设计的超音速压缩机转子

超音速压缩机转子的气动设计过程的基础上,提出优化方法如下:(1)根据给定子午流路径,转速,和总压比、通流设计的S2流面采用流线曲率法执行。进口和出口的分布参数沿叶高是获得并用作设计的边界条件的二维剖面S1表面(旋转表面)(2)最初的2 d概要文件用于下一个2 d剖面的优化设计(3)最初的2 d优化概要文件通过使用一个2 d剖面优化方法(4)优化的二维资料堆积在径向方向上形成最初的3 d叶片(5)原来的3 d叶片优化使用3 d叶片优化方法

2.1。优化设计方法的2 d概要文件和3 d叶片

优化设计的2 d概要文件和3 d叶片是基于自主研发的自动优化设计软件12,13]。优化设计软件主要包括数值优化模块,一个模块流场的数值计算,对2 d和3 d叶片参数化模块,和一个目标函数设置模块。图1显示了2 d的自动优化设计程序概要文件和3 d叶片。

2.2。数值优化方法

在这项研究中,遗传算法(14)是用于数值优化模块的自动优化设计软件。这种优化方法具有全局优化的能力,但全球最佳的程度主要取决于搜索空间的大小和人群中个体的数量。较小的搜索空间和个体数量越大,找到全局最优的概率就越大。对于一个给定的搜索空间,个人的数量越高,找到全局最优的概率就越大。优化的2 d和3 d叶片,目标函数的值必须获得流场计算的结果。因此,个体数量越大,所需的时间越长时间的优化。2 d叶片轮廓优化相比,三维叶片优化包括更多的变量,所以优化空间更大,人群中个体的数量也必须大。此外,三维流场的计算比较耗时。因此,它需要更长的时间来优化3 d叶片比2 d优化概要文件。

减少所需的时间为3 d叶片优化遗传算法,利用遗传算法固有的并行特征实现并行优化基于网络通信协议。这种方法的基本原理如下。使用多台计算机组成的局域网或网络计算机集群,每个分组的一代遗传算法根据网络中计算机的数量,和所有团体的个人分配到相应的计算机流场计算。然后,相应的计算机返回计算空气动力学性能参数(总压比,质量流率、效率等)。因为在优化过程中要传输的数据量很小,数据传输所花费的时间是非常短的相对于流场计算,优化所需的时间大约是成反比的计算机数量参与优化的过程。图2显示了一个框图的遗传算法优化过程中并行通信。

2.3。2 d和3 d叶片参数化方法

3 d压缩机叶片是由几个二维资料堆在径向方向根据某种叠加规则。因此,3 d叶片的参数化本质上是基于2 d的概要,包括堆叠线的参数化和子午流路径。二维剖面和子午流路径由二维曲线,而堆积的叶片具有3 d曲线。然而,叠加线可以分解为两个二维参数化曲线,即精益和扫描。因此,3 d叶片参数化本质上是一个结合了二维曲线参数化。

二维剖面可分为吸力面和压力面线的前导和尾随边缘点。这里,这个概要文件的参数化方法的基础上,采用修改金额,即,the modification amount is superimposed on the original profile line, where the modification amount is described by the Bezier curve, and the local thickness of the profile is considered to be dimensionless. As shown in Figure3(一个),修改位置代表无量纲弦线的方向、间隔,前缘、后缘和[0,1],0和1。当地的形状的厚度 ,厚度的修改是 ,和无因次修改 。在图3(一个),修改量的分布 - - - - - -轴是由贝塞尔曲线表示,这是确定的修改位置和相应的无量纲修改值。修改后的配置文件是通过叠加改造的分布在原始剖面(图3 (b))。这里,修改位置指定的参数,修改相应的无量纲值设计变量。的参数化方法叠加线扫描3 d叶片和子午流路径是一样的,对于二维剖面线。

2.4。设置目标函数

2 d概要文件,优化设计的目标函数根据方程(构造1),优化过程的目的是为了获得最大的价值 。 在哪里 , ,和权重系数;和目标总压比和静态二维旋转表面的压力比级联设计点,分别。这个设置的目标函数是用来最大化效率的前提下实现给定的总压比和静压比设计点。的客观价值总额和静态压力比是由通流设计决定的。事实上,静态压力比被认为是设计目标,以确保级联的进口马赫数达到给定值。权重系数是经验。一般来说,更容易达到预期的总比率和静态压力,但是很难提高效率。因此,的价值应该大于的值和 。可以设置为初始值 , ,和 。随后,它是确定权重系数必须根据优化结果调整,然后再执行优化。例如,如果总压比是完全不同于目标价值,然后的价值可以增加而重新优化。虽然重新优化,前面优化概要文件可以作为原始档案。

三维叶片的优化设计,构造目标函数如下: 在哪里 , ,和权重系数;和目标质量流率和总压力比转子的设计点,分别。目标函数将效率最大化的前提下达到给定的质量流率和总压力比在设计点。因此,可以设置为初始值 , ,和 。然后,它是确定权重系数是否应该根据优化的结果,调整和优化重复。

而设定的目标函数优化设计的2 d和3 d叶片概要信息,只有在设计点性能被认为,在不考虑nondesign一点。通过这种方式,有必要计算流场只是在设计点并不是在nondesign点,大大减少了时间消耗在优化过程中,特别是对于三维叶片的优化设计。优化后的三维叶片转子的性能在nondesign点(即失速保证金)是人为地提高。

2.5。流场的数值计算

两个二维流场的数值计算旋转表面瀑布和转子的三维流场是基于脚本文件,称为网格生成模块AUTOGRID和数值计算模块的罚款软件Numeca商业,和优化质量流率等参数,效率,和总压力比得到的数值计算结果。数值求解navier - stokes方程,Spalart-Allmaras (SA)湍流模型,和二阶中心差分是用于空间离散化。

验证CFD方法,NASA转子流场的37 (15)计算,计算和实验结果进行了比较。O4H采用的网格类型和网格节点的总数被选为流场计算。图4显示网格独立性时可以实现网格规模近500000人。因此,该网格被用来计算超音速转子的三维流场的优化过程。

3所示。气动设计的超音速压缩机转子

上述优化方法应用气动设计的第一阶段超音速轴流式压缩机的转子涡轮轴发动机。进口流被认为是轴向;等于循环采用分布规律,即。,the total pressure ratio along the blade height was constant. Table1显示了转子的主要参数, , ,总压比、效率和质量流率。

3.1。优化设计的2 d刀片配置文件

因为基于修改数量的参数化方法,有必要最初构造初始二维资料。在图5据超音速流的简单波关系和质量流率远上游部分最后马赫波入口,入口马赫数和级联是由气流角点的位置和斜率在吸力面,独特的超音速叶栅进口气流角(14,16]。点的位置和切角在吸力面确定根据进口马赫数和气流角。点超音速的吸力面剖面分为两个部分:和部分。贝塞尔曲线是用来确保导数的连续性点。然后,压力面由叠加在吸力面厚度分布。

根据超声波转子的通流设计结果,上述设计方法用于设计超音速概要文件为10%,50%,和90%的跨越。此外,这些概要文件作为初始二维剖面优化概要文件。在优化过程中,弦长、安装角,吸力面线,和压力表面的二维剖面被认为是设计参数。变量的值范围和位置的两个表面二维剖面如表所示2。的范围的弦长初始概要[-0.1,0.1],和安装角的范围(5°,5°)。总共有14个设计变量的优化,和个人的数量在112年人口将遗传算法。在一个计算机集群中,8节点每个节点CPU(7)参与优化。每个优化每个节点发送14个人,30代的优化是在近10 h完成。

图6显示了初始比较和优化概要文件。 , ,和在表3代表了总压比、静态压力比和效率上的级联旋转表面的设计点。很明显从表3初始配置文件的入口马赫数与目标值的协议(S2通流设计值),并输入流的差异角度略大。优化后,进口马赫数,进气道流角度,和总和静压比率变得更接近目标值,并且效率也明显高于初始值。

初始配置文件堆积沿径向方向形成一个刀片称为原始叶片(对应于原始转子)。优化概要文件堆放沿径向方向形成一个刀片叫做2 d-opt刀片(对应于2 d-opt转子)。2 d-opt叶片与原始叶片用于随后的3 d优化,和3 d优化叶片被称为3 d-opt刀片(对应3 d-opt转子)。为了清晰,在完成三维优化,比较了三种类型的叶片。

3.2。优化设计的3 d叶片

3 d叶片的优化设计,五个概要文件为0%,30%,60%,80%,和100%横跨选择优化的三维流场。5修改位置均匀分布在中央弧的概要文件(厚度分布不修改)。变量的值范围和位置如表所示4。总共有35个设计变量,其中包括五个概要文件安装角度和五弦长度修改变量。遗传算法中个体的数量的人口被设置为448。在计算机集群,8节点每个节点的cpu(7)参与优化。每个优化流程发送56个人每个节点,完成和优化24代近100 h。

叶片形状优化前后的图所示7,2 d-opt叶片被认为是最初的叶片优化和3 d-opt叶片优化的叶片。很明显的图与初始叶片相比,和弦的根的长度优化叶片的弦长增加和减少。表5显示了一个比较三转子的空气动力学性能。从表中可以看出,2 d-opt转子的效率(由2 d-opt叶片)2 d优化后得到显著改善。3 d-opt转子的效率(由3 d-opt叶片)3 d优化后得到进一步改善,达到0.910。在优化过程中,摊位保证金不是作为优化目标,优化转子的失速保证金显著低于最初的转子(初始叶片组成的)。摊位缘表示如下:

它可以从人物的特性曲线8(一个)和8 (b)2 d-opt转子和3 d-opt转子没有质量流率(即。,the mass flow rate does not change with changes in operating conditions), and the stall point is very close to the design point. However, the original rotor has a mass flow rate margin. Therefore, the stall margins of the 2D-opt rotor and 3D-opt rotor are smaller than that of the original rotor, as shown in Table5。超音速转子,进口相对马赫数是沿着刀锋跨超音速,通常没有质量流率的优势。在以下部分的方法改善失速,它解释了为什么最初的转子质量流率的优势。可以看出特性曲线的压力比与效率(图8 (c)),3 d-opt转子的效率比2 d-opt转子,而2 d-opt转子的效率比原来的大转子在整个工作范围内。

图9显示了平均出口切向的径向分布参数在设计点。在图9(一个),总压强的分布比率的2 d-opt转子和3 d-opt转子沿跨度更均匀,符合设计目标。图9 (b)表明,相比原来的转子,2 d-opt转子的效率显著提高叶片的跨度在70%以上。进一步,2 d-opt转子相比,3 d-opt转子的效率提高整个跨度范围。

图10显示了三个转子的马赫数轮廓为10%,50%,90%,和99%的跨越。很明显,冲击结构的三个转子为10%,50%和90%跨越是完全相同的。最后正常的冲击强度为10%,50%,和90%跨越减少根据原来的转子,2 d-opt转子,3 d-opt转子(数字10 ()- - - - - -10 (c))。因此,压力面附近的低速区下游结束正常的冲击也降低((图10 (c))。环形壁附近的低速区叶片跨度(99%)也相应的减少(图10 (d))。

4所示。提高超音速转子的失速保证金

转子的失速保证金不考虑在2 d和3 d优化,所以超音速转子在设计点的效率优化获得的高,但是摊位利润很小。为了提高转子的失速保证金,超音速流动特性的转子近失速点进行了分析。然后,摊位利润率提高通过修改叶尖扫,子午流路径和叶尖弦长在不影响性能的设计尽可能多。

4.1。流动特性3 d-opt转子的失速点附近

图11显示了马赫数轮廓3 d-opt转子的失速点。很明显,结束正常冲击中间的通道,而不是在叶片通道入口。如果转子的出口压力稍微增加,如10 Pa,然后计算流场发散。开发过程的流场摊位图所示12。与迭代计算步骤的数目的增加,结束正常冲击与上游段上游和合并休克,,就接近转子入口处当迭代计算达到4600级台阶。在5000步,合并休克在叶尖的通道,和流的大分离,那块流道,转子是停滞不前。然而,中间的冲击尚未分离,和流场根是正常的。因此,超音速转子的失速是超然的提示下冲击引起的出口压力高,这也是大多数超音速失速的原因和跨声速转子。下面的小节关注的叶片的失速改善失速。

4.2。增加出口半径上子午线

的进口相对马赫数超音速转子是超音速的,和出口相对马赫数亚音速。流在的转子叶片通道类似于流动收敛和扩大超音速喷嘴(拉伐尔喷嘴)。正常的冲击产生的扩张部分下游的喉咙将超音速流转换为亚音速流。这个正常的冲击相当于结束正常冲击叶片通道。越远的正常的冲击是喉咙,承受出口压力的能力越强,越难退出入口。能够承受拉伐尔喷嘴的出口压力喷嘴的形状密切相关。因此,通过不同的形状上子午线,当地的收敛和扩大流道的形状在叶尖附近可以修改改善失速。

图13显示原始的半径上子午线上沿水流方向逐渐减少中间段(叶片之间通道主要和后缘),和前后段水平线。的半径上子午线的后缘叶片是增加了1,2,3,4毫米套管出口半径对应111,112,113,和114毫米。前面部分的半径不变,而中间部分的半径几乎线性变化,形成4个新穴位,和相应的转子被称为裹尸布+ 1毫米,裹尸布+ 2毫米,裹尸布+ 3毫米,裹尸布+ 4毫米。

表6列出了五个转子气动性能:3 d-opt转子,转子裹尸布+ 1毫米,裹尸布+ 2毫米转子,转子裹尸布+ 3毫米,裹尸布+ 4毫米转子。很明显,上部子午线的变化有一个微不足道的影响在设计点,质量流率和它保持不变稳定运行的总压比范围内。图14显示了总压比和效率之间的关系。从图可以看出14和表6与子午线上的扩张,转子效率降低,而最大的总压比和失速利润增加。

因为上子午线的变化只影响尖端附近的流场,90%的马赫数轮廓跨度在设计点了,如图15。很明显,与子午线上的扩张,前面的马赫数结束正常冲击增加,冲击强度增加,导致增加在低速区下游的冲击,导致效率下降。

图16显示90%跨叶片表面的压力分布在设计点和近失速点。从图可以看出(16日)随着子午线上的扩张和结束正常冲击下游设计点的变化。根据图16 (b)失速点附近与子午线上的扩张,静态压力的吸力面和压力面增加,并且能够承受出口压力增加。随着子午线上的扩展,摊位保证金增加由于运动结束正常冲击下游在设计点附近的出口压力和阻力的提高失速点,如表所示6。

收敛和扩大流道的超音速进气道流和亚音速流出口,正常激波产生的膨胀节,随着出口压力的增加,冲击向上游移动。正常冲击到达空气动力学的喉咙时,出口压力进一步增加,冲击从喉咙到上游的通道入口形成一个超然震惊和无法呆在收敛的部分。流对应的超音速转子通道,失速点附近的位置结束正常冲击的喉咙。图17显示了五个转子的马赫数轮廓跨度近失速点90%。很明显,3 d-opt转子的喉咙和裹尸布+ 1毫米,裹尸布+ 2毫米,裹尸布+ 3毫米转子位于叶片通道。裹尸布+ 4毫米的转子,由于喉部面积的增加,上游渠道结束正常的冲击和冲击并入一个正常的冲击,稳定的通道入口。因此,前面的马赫数冲击达到1.7,和喉咙的流量仍然可以满足上游流量的要求。因此,裹尸布+ 4毫米转子的失速保证金是最大的(表6),而降低效率也是最大的,如表所示6和图14。

4.3。向前的叶尖

哈et al。17)建议向前席卷叶尖的几何特征导致了结束正常冲击流道叶尖附近下游移动,确保摊位保证金的增加。丹顿和徐18,19]表明,提出的叶尖上的负载降低前线叶片的一部分,削弱了冲击强度,并提高了稳定裕度。McNulty et al。20.)发现,向前扫描造成的重新分配向前席卷转子径向流,即。向叶尖,知识流的重新分配。Xingmin et al。21,22]研究叶尖扫描的影响在跨音速进气道流转子,发现远期的小费增加轴向速度和减少圆周速度。早期的研究正向扫描的叶尖主要集中在亚音速和跨音速压气机转子。然而,进口相对马赫数的超音速转子沿着叶片跨超音速,和叶尖扫描的影响流失速特性需要进行分析,以确定它们的相似与不同之处。

这里,远期的影响的建议是超音速3 d-opt转子检查。叠加线扫描的定义是和弦扫描,扫描量是叶片的相对价值高度。向前扫在叶尖的数量是0.1,0.2,0.3和0.4。正向扫描的终点是跨越50%,和扫描量沿叶片高度的变化是分布在二次的方式。此外,扫描量的导数对叶片高度跨度为0 50%。图18显示上面堆积的四个向前席卷叶片(倾斜+ 0.1,倾斜+ 0.2,倾斜+ 0.3,和倾斜+ 0.4)和nonswept叶片(3 d-opt刀片)。图19显示相应的叶片的三维形状。

表7显示的向前扫描提示增加,转子的失速利润增加和效率略有降低。当向前扫的小费增加到超过0.3(倾斜倾斜+ 0.3 + 0.4),摊位保证金大幅增加。从图可以看出20.失速的突然增加保证金是由于附近的质量流率显著下降失速点,即,两超音速转子质量流率的利润率。此外,对于倾斜+ 0.3和倾斜+ 0.4转子,质量流率保持不变在最初阶段增加出口压力。然而,出口压力达到一定值后,质量流率减少突然与出口压力的增加,和总压比和效率相应降低(从工作角度在图1 - 220.),和工作之间的流场不稳定点1和2。

首先,远期的影响扫描的叶尖结束正常震惊和摊位的位置优势进行了分析。图21显示的向前扫描提示增加,结束正常冲击在90%的位置跨度变化下游(如图21 (c)10%和50%),但是在跨越不受影响(如图(21日)和21 (b))。图22显示了静压压力表面轮廓的五个转子叶片在设计点。很明显,结束的绝对位置正常的冲击与正向扫描的变化保持不变,即,叶根的相对位置保持不变,并结束正常的冲击是垂直的上下端壁。具体来说,远期的小费有轻微影响其空间位置(23]。因此,随着向前扫的小费的增加,如果结束正常冲击远离空气动力的喉咙,提示流的能力能够承受出口压力增加,所以转子的失速保证金的增加,增加的主要原因是扫描失速的小费。有一个扩张通道从喉咙到结束正常的冲击,导致马赫数的增加。差距越小结束正常冲击和后缘,马赫数越高的冲击,冲击强度越强(如图23),效率越低(对效率的影响很小,如表所示7)。

其次,负责转发的影响机制的流边缘上的提示和工作点的原因不能分1和2之间的稳定进行了分析。图24显示了跨越90%的马赫数轮廓工作点在图119。这里,结束正常冲击的位置代表的位置上的空气动力的喉咙叶尖区域。如果出口压力不断增加,结束正常冲击进步从喉咙上游通道入口。图25显示了倾斜,+ 0.3和倾斜+ 0.4转子,在失速点附近,结束正常冲击与上游段合并休克和排挤出通道,他们可以稳定在通道入口(图25 (c))。3 d-opt,倾斜+ 0.1,倾斜+ 0.2转子,结束正常冲击位于空气动力的喉咙。如果出口压力进一步增加,他们退出通道和转子停滞。值得注意的是,两个转子大向前扫描(倾斜倾斜+ 0.3 + 0.4),限制这些稳定的冲击通道入口处,中间的超然冲击跨度稳定前的通道入口,导致溢出。质量流率在失速点减少,导致超音速转子质量流量边界。因此,倾斜的摊位利润+ 0.3和倾斜+ 0.4转子大得多比3 d-opt倾斜+ 0.1,倾斜+ 0.2转子。

4.4。增加叶片的弦长小费

当叶片的数量是确定的,叶片体积越大,时间越长叶片的弦长,和有效的时间越长流道的级联。流道的长度对冲击是至关重要的组织,这减少了激波损失和增加了摊位。然而,叶片弦的时间越长,比例越大表面层次的叶片表面,这可能影响效率和停滞。因此,叶片可靠性有一个最优值。

因为倾斜+ 0.3转子有更好的整体性能,是选择的影响研究弦长叶梢的摊位。从跨越60%,提示的弦长是增加了0.05,0.10,0.15,0.20倍。叶片形状如图所示26。

表8表明,当叶片的弦长提示增加0.10倍,摊位利润率达到18.11%。如果弦长进一步增加,摊位利润率开始下降。此外,从表很明显8随着叶梢的弦长增加,在失速点质量流率( )最初增加然后减少,导致转子的失速保证金先增加,然后降低。图中可以看到27不同弦长度的叶尖,前面的马赫数的冲击仍然基本相同,和转子效率本质上是不变的(如表所示8)。图(28日)显示了叶片表面压力的分布在90%跨度的方向绝对弦长。很明显,随着叶梢的弦长增加,结束正常冲击90%跨度变得远离前缘,导致增加摊位。在图28 (b)不同的弦长度的叶尖,基本上跨叶片表面压力保持在90%不变的方向相对弦长,表明增加叶片的弦长提示可以保留恒定流场结构提示地区(图27),所以转子效率(表几乎不变8)。

5。结论

这些进步的主要原因之一是连续的旋转速度增加,这可能会导致进口相对流发展成完全超音速流,和相应的压缩机叫做超音速压缩机。在这项研究中,一个气动设计方法的基础上,结合自动优化和手动设计提出了设计超音速压气机转子高总压比。这种自动优化方法被用来实现在设计点效率高,和远期的叶尖,叶尖的弦长和子午流路径被修改来改善失速。超音速转子与总压比2.8设计使用上面的方法,表现出一种效率0.902设计点和一个摊位利润率为18.11%。主要研究结果总结如下:(1)根据超音速进气道流特征的瀑布,最初的超音速叶片轮廓设计达到所需的进口马赫数和气流角。此外,2 d剖面优化和3 d叶片优化利用大大提高了在设计点效率的前提下达到所需的质量流率和总压比。然而,拖延利润率很低,因为没有考虑性能在nondesign点在转子的优化设计过程(2)根据分析流超音速失速点附近的压缩机转子,转子的机制提示失速成立,和两个原因提示摊位被阐明。首先,在区域,端壁边界层的位置改变提示喉咙,导致叶尖附近的流道收敛,然后扩大,流道内的空气动力学的喉咙出现,减少叶尖回承受压力的能力。其次,低速区域tip-leakage-vortex造成的破损和边界层分离减少了叶尖的流量,造成尖流的不稳定性,提高了转子的失速(3)通过提出的叶尖上子午线和扩张,喉咙的通流面积会增加,改善了流量。随着出口压力的增加,结束正常冲击上游移动,与通过合并休克,并稳定在叶片通道的入口,这增加了摊位。限制这些稳定的冲击通道入口处,中间的超然冲击跨度稳定前的通道入口,导致溢出,减少了质量流率在失速点。这导致超音速转子产生质量流率,这进一步增加了摊位(4)叶尖的弦长度的变化可以用来改变在失速点质量流率和停滞。此外,它有一个小的影响流场结构,所以在设计点效率可忽视地改变(5)适量的几何修改(包括远期的叶尖,扩张上子午线和变异的弦长叶梢)可以大大改善失速保证金并保持设计点的气动性能几乎不变(6)超音速的结果表明,压缩机转子,叶尖间隙流,激波结构提示地区及其交互影响转子的空气动力性能的关键因素,也是一个值得关注的研究领域

符号

:	修改的位置
:	当地的叶片轮廓厚度
:	厚度修改
:	权重系数
:	载荷系数
:	马赫数
:	转速(rpm)
:	提示速度(米/秒)
:	进口气流角(度)
:	质量流率(公斤/ s)
:	效率
:	总压比
:	静态压力比
:	叶尖间隙。

下标

:	设计点
:	近失速点
obj:	客观价值
:	叶根
:	叶尖
1:	入口。

数据可用性

叶片数据用于支持本研究的结果中包括补充信息文件。

的利益冲突

作者宣称没有利益冲突。

确认

本研究支持了国家科技重大项目(编号2017 - 2 - 0001 - 0013)。

补充材料

最初的转子的网格文件,可以通过免疫球蛋白Numeca软件生成的网格。(补充材料)

引用

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