摘要：回顾了跨声速风扇/压气机转子气动负荷的研究历程,并对基准风扇转子和两个方案转子进行了三维流场分析。通过对195个研究方案的对比研究,目前阶段数值模拟的结果中风扇转子气动负荷系数达到0.65。在来流条件相同的情况下:合理组织激波结构可以大幅提高叶尖气动负荷;叶根大转角设计是提高根区气动负荷的可行途径;静子跨声速来流是高气动负荷跨声速风扇/压气机的必然结果。

摘要：对一单级跨声压气机设计工况下采用三种弯、掠动叶后的非定常流场分别进行了数值模拟,分析了动叶弯、掠对叶片气动负荷的非定常影响。研究结果表明:与原型动叶相比,三种弯、掠动叶由于改变了动叶气动负荷的分布苇心,其气动力矩的时均值都发生了明显的改变;动叶弯、掠使动叶和静叶气动负荷参数随时间的波动幅值明显降低,有益于动、静叶的强度保证;四种压气机模型动叶和静叶的气动负荷参数随时间的波动曲线的相位都发生了变化。

摘要：以某型航空发动机压气机四、五、六级动叶为研究对象,在缺乏叶片扭向设计参数的情况下,根据发动机在地面标准大气条件、设计转速下计算所得的气流参数———压力、温度和速度,应用压气机增压过程中的能量转换关系及级压缩功的表达式,并考虑到动叶受力远大于静叶受力、动叶故障率远大于静叶故障率的事实,近似计算了发动机设计转速下四、五、六级动叶的气动负荷随叶高的变化,从而找到了一种叶片气动负荷的近似计算方法,并为叶片强度校核及振动分析打下了基础。

摘要：研究叶轮机叶片的弯扭及掠形等因素对叶片气动负荷分布的影响。给出了一个针对叶轮机内部流动的一般的掠角定义。基于线化的小扰动理论，用解析方法对叶片三维造型各因素的位势影响进行了分析，并用三维粘性数值模拟进行了验证和分析。分析结果表明，叶轮机叶片的弯扭和前缘掠形对叶片的负荷分布有重要的调节作用。合理利用三维造型的负荷调整功能可有效地调整负荷沿展向和弦向的分布，为叶型设计提供新的自由度。

摘要：针对脉冲爆震发动机涡轮部件对剧烈时变来流条件和爆震波的非定常响应问题,对脉冲爆震发动机典型工况下某单级涡轮开展了3维非定常数值仿真,详细讨论了脉冲爆震环境对涡轮流通能力、作功能力、流动损失、温度分布及受力等关键气热特征的影响。结果表明:爆震波在导叶上游的传播和反射会显著影响涡轮的瞬态流通特征,导致涡轮进口流动在正向和逆向间反复变化;爆震波压缩作功使进口温度大幅升高,而导叶反射波则会使流体温度进一步升高,甚至超过来流温度的峰值;转静子叶片轴向间隙内呈现复杂的爆震波干涉与反射结构,在此影响下所研究的涡轮转子来流攻角变化范围超过100°,从而引起涡轮流通能力、流动结构及损失的剧烈时序变化;在爆震波的冲击下,涡轮导叶排瞬态轴向力超过涡轮稳态设计点的120倍,周向负荷超过稳态设计点的40倍,涡轮动叶轴向力和周向负荷则可达到稳态设计点的6~7倍,给涡轮结构强度造成极大的影响;爆震波和反射波对工质的压缩作功可使导叶表面流体的最高瞬态温度达到导叶表面流体周期平均温度的3.5倍以上,动叶的也可达到2.8倍以上,使叶片冷却的难度增大,且可能引发严重的烧蚀问题。

摘要：认为低反力度是提高跨声速风扇/压气机进口级气动负荷的必然结果.通过气动负荷系数和反力度的定义,得到了反力度随气动负荷系数的变化规律,并给出了气动负荷系数的两个临界值.以成功设计并实验验证的某单级高负荷风扇为基准,通过数值模拟对4组跨声速风扇转子方案进行比较研究.发现随着气动负荷系数的提高,转子轮毂区的气动参数分布发生了显著地变化.认为静子的展向跨声速来流是高气动负荷跨声速风扇进口级设计面临的一个问题.通过讨论,认为静子跨声速来流问题可能通过已有的设计手段解决.从研究方案中选取了一个最优的单级风扇方案,其气动负荷系数达到0.53,并分析了其三维粘性流场.

摘要：针对跨声速风扇/压气机级中静子的设计来流速度都为亚声速的现状,通过数值模拟比较了不同气动负荷的4组单级风扇,认为静子来流的跨声速现象是提高跨声速风扇/压气机级气动负荷的必然结果.模拟结果还表明,当来流马赫数不超过1.33时,不采用附面层主动控制而通过已有的设计手段可以有效地控制分离区,将跨声速来流造成的静子损失控制在适当的范围.进而对跨声速静子作出了明确定义,提出了完全跨声速风扇/压气机级的概念,认为完全跨声速风扇/压气机级的设计准则与经典设计准则至少有2点不同:静子轮毂区来流马赫数可以大于1.0;静子轮毂区的扩散因子上限为0.53.

摘要：为了合理利用叶片周向弯提升紧凑S形过渡段内静子的气动性能,以某压缩系统过渡段内的静子为研究对象,利用3维计算软件对S形过渡段内采用不同周向弯的静子在设计Ma可用攻角范围内的性能进行数值计算。结果表明:气动负荷是控制静子叶片损失的主要因素,叶片周向弯改变了负荷的径向分布,叶片根部正弯使根部气动负荷减小,根部性能明显改善;低能流体径向迁移也是影响叶片损失的重要因素。相对于直叶片,L形叶片最小损失减小48.5%,且低损失攻角范围较宽,可以增大压缩系统的喘振裕度,提升航空发动机性能水平。