压气机/涡轮过渡流道和支板设计方法研究

摘要

压气机/涡轮过渡流道是涡扇发动机中的重要静止部件，随着航空发动机技术的发展，高低压部件之间长度缩短、径向偏移增大，对过渡流道的结构及性能提出了更高的要求。发展新的压气机/涡轮过渡流道设计方法以适应当前的压气机、涡轮部件成为了一项有应用价值的研究课题。本文针对带支板的压气机/涡轮过渡流道进行设计方法探究，旨在降低过渡流道的总压损失，并且使其内部支板适应短轴长的过渡流道。研究内容如下： 1、提出了压气机、涡轮过渡流道内外壁型线设计方法，该方法的主要特征是构造以直线为主的流道扩张面型线。采用该方法对GP7000航空发动机压气机过渡流道及E3航空发动机涡轮过渡流道的内外壁型线进行了设计，同时对流道的进出口转接半径进行了参数化研究。将设计前后的压气机/涡轮过渡流道进行气动性能对比。结果表明：设计前后流道的进出口气动参数与原型匹配良好；设计后的压气机过渡流道总压损失系数较原型降低了17%，设计前后的涡轮过渡流道总压损失系数相近。 2、对E3航空发动机涡轮过渡流道进行了验算，将计算所得的进出口马赫数、气流角与实验值对比；鉴于内外壁面静压的变化反映了流道的逆压梯度状态，故也对内外壁静压的计算值与实验值进行了对比，观察二者的变化趋势是否一致。结果表明：利用本文的三维CFD数值模拟方法得出的计算值与实验值吻合良好。 3、发展了流道内部整流支板的集成设计方法，用集成设计支板代替原整流支板与导向叶片，使用一排叶片实现原来两排叶片实现的功能。对E3航空发动机涡轮过渡流道内部整流支板和下游涡轮导向叶片进行了集成支板设计，同时对集成支板的前尾缘倾角、前缘半径进行了参数化研究。将集成设计支板与原型在不同工况下的气动性能进行了对比。结果表明：在设计点工况下，集成设计支板的出口速度分布与原型基本一致，其总压损失系数较原型下降了7.5%；在非设计点工况下，集成设计支板较原型有更大的工作范围且总压损失系数总体较小。 通过对压气机/涡轮过渡流道算例的设计，验证了本文提出的压气机/涡轮过渡流道设计方法具有可行性，可以为实际工程设计提供参考，且对提高过渡流道及航空发动机性能具有重要的意义。

目录

声明

1 绪论

1.1 论文研究背景

1.2 压气机/涡轮过渡流道型线研究现状

1.2.1 压气机过渡流道研究现状

1.2.2 涡轮过渡流道研究现状

1.3 过渡流道内部支板研究现状

1.4 研究课题的主要内容

2 三维CFD数值模拟方法

2.1 网格划分

2.2 控制方程

2.3 湍流模型

2.4 求解过程

2.5 气动分析

3 压气机/涡轮过渡流道型线设计方法

3.1 压气机/涡轮过渡流道型线几何构造方法

3.1.1 流道扩张面构造方法

3.1.2 流道收缩面构造方法

3.2 模型验算

3.2.1 验算模型的数值模拟

3.2.2 验算模型的气动分析

3.3 压气机/涡轮过渡流道初始设计与数值模拟

3.3.1 对设计原型的几何重构

3.3.2 设计方案及原型的数值模拟

3.4 转接半径对压气机/涡轮过渡流道性能影响

3.4.1 转接半径对压气机流道的影响

3.4.2 转接半径对涡轮流道的影响

3.5 考虑支板堵塞的压气机/涡轮设计流道

3.5.1 考虑支板堵塞的压气机流道

3.5.2 考虑支板堵塞的涡轮流道

3.6 本章小结

4 集成支板设计方法

4.1 集成支板叶型设计方法

4.2 初始集成支板设计

4.3 集成支板的数值模拟

4.4 集成支板的参数化研究

4.4.1 前尾缘倾角对集成支板的影响

4.4.2 前缘半径对集成支板的影响

4.5 最终设计方案与原型的对比

4.5.1 设计点工况下的性能对比

4.5.2 非设计点工况下的性能对比

4.6 本章小结

结论与展望

参考文献

致谢

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