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题名S型收缩流道对涡轮通流能力影响的研究
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作者
蒋筑宇
范召林
邱名
赵姝帆
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机构
中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所
中国空气动力研究与发展中心
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出处
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2022年第9期176-187,共12页
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文摘
为进一步提高航空发动机涡轮通流能力,以小型跨声速涡轮为原型,研究了静子S型收缩流道对涡轮通流能力的影响。将S型流道直线段长度和收缩段内外圆半径比作为流道造型参数,分别针对原型涡轮静子内外端壁进行调整造型,得到一系列不同参数组合的S型内外端壁涡轮算例。保持膨胀比为设计值不变,利用CFD软件对原型和S型流道涡轮进行设计点模拟分析。结果表明,S型流道涡轮流量提升的原理在于增大的静子喉道面积。在相同造型参数下,S型外端壁涡轮的静子叶根损失被有效降低,流量提升明显,且流量高于S型内端壁涡轮1%左右,但由于最大外径增大使其质量通量提升效果减弱;与之相反,S型内端壁涡轮的质量通量提升明显,且高于S型外端壁涡轮3%左右。从提升涡轮质量通量并保证效率不低于原型的角度看,S型外端壁造型参数选取范围更广。
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关键词
跨声速涡轮
通流能力
静子
S型流道
内外端壁
效率
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Keywords
Transonic turbine
Through flow capability
Stator
S-shaped flow path
Hub and tip wall
Efficiency
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分类号
V231.1
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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