多级压气机中可控扩散叶型研究的进_省略_部分可控扩散叶型的实验与数值模拟_王会社
收稿日期:2000-12-21;修订日期:2001-03-16
基金项目:国家自然科学基金资助项目(50076009);973项目(G1999022307);
国家教育部全国优秀博士学位论文作者专项基金资助项目(199932)
作者简介:王会社(1974-),男,哈尔滨工业大学能源学院博士生.
第17卷 第1期2002年1月
航空动力学报
Journal of Aerospace Power
Vol.17No.1
Jan. 2002
文章编号:1000-8055(2002)01-016-07
多级压气机中可控扩散叶型研究的进展与展望第二部分可控扩散叶型的实验与数值模拟
王会社,钟兢军,王仲奇
(哈尔滨工业大学能源学院,黑龙江哈尔滨150001)
摘要:目前,大量的可控扩散叶型(CDA )已设计应用于多级轴流压气机中。通过亚音、跨音叶栅实验,证明了在可比的气动设计条件下,CD A 叶栅可以达到更高的临界马赫数、更大的冲角范围和更高的负荷。通过单级或多级测试,CDA 提供了更高的效率、更高的负荷、且易于进行级间匹配,并最终减少研发费用,提高喘振裕度;由于CD A 叶型具有增厚的前缘和尾缘,这为压气机寿命的提高提供了保证。关 键 词:压气机;可控扩散叶型;叶栅实验中图分类号:V 23 文献标识码:A
Development of Controlled Diffusion Airfoils
for Multistage Compressor Application Part 2 Test and Numerical Simulation
of Controlled Diffusion Airfoils
WAN G Hui -she ,ZHON G Jing -jun ,WANG Zhong -qi
(H ar bin Institute of T echno logy ,Harbin 150001,China )
Abstract :A series of Controlled Diffusion A irfoils (CDA )has been developed for multistage compressor application.T hese airfoils are designed analy tically to be shock-free at transonic M ach numbers and to avo id the separation of the suctio n surface boundar y layer for a range o f inlet conditio ns necessar y for stable compressor o peratio n.From the results in the cascade testing,it has been demonstrated that CDA has higher critical Mach num ber,hig her incidence r ange,and hig her loading capability than standard series airfoils designed for equivalent aero dynamic requirements .By using these air foils in single and m ultistag e rig testing ,the high efficiency ,the hig h lo ading capability and goo d stage matching can be obtained,the costs can be r educed and the surg e mar gin can be im pro ved.The CDA pr ofile shapes tend to have thicker leading and trailing edges than the conv entional standar d series pr ofiles ,w hich lead to the im pro vem ent o f com pressor durability .
Key words :com pr essor s;Co ntro lled Diffusion Airfoils;cascade testing
1 引 言
CDA 是专门针对亚音、跨音叶栅设计和优化
的,通过控制叶片吸力面扩压因子,在叶片的整个运行范围内可以避免附面层分离。对跨音速应用,从超音到亚音时,叶片表面速度可以平滑过渡而
不产生激波。
通过对大量CDA 叶栅的实验研究,证明了CDA 的以下优点:在推荐马赫数下损失降低、冲角范围增加、负荷量增加、增厚叶片的前缘和尾缘,叶片性能不降低。这些优点可被用来实现高效率、更少的压气机级、更高的稳定性、耐用性和更少的研发费用。
2 CDA 亚音研究
Sang er [1]通过对双圆弧叶型(NASA DCA 4)进行优化设计CDA 。如图1[2]
给出了CDA,
NACA 65与DCA 叶型的对照图。
经过对该CDA 的初步研究,发现该叶型损失低于DCA ,且在大冲角下不分离。随后Sanger [3],Elazar [4],Ho [5],Shr eeve [6],Hobson [7～10],Sanz [11]
和
Br eugelmans [12]等人分别对该CDA 进行了实验
和数值研究。
2.1 不同冲角下的测量
为了研究吸力面的粘性流,Elazar 等人[4]用
LDV 在3组冲角(进气角为40°,43.4°,46°)下测量了Sanger [3]
的CDA 叶型,实验马赫数为0.25,
Re 为7×105。Hobson 等人[7]
在进口扰流的情况下,用LDV 测量了8°冲角(48°进气角)下粘性流在CDA 压气机平面叶栅中的发展。实验结果显示,随着冲角增加,吸力面上附面层在整个叶栅流道都为附着流,其厚度可达到整个叶栅通道的20%以上(46°和48°进气角),叶栅损失达到最小损失的3～4倍。当冲角增加时,吸力面上层流分离再附点向下游移动,压力面发生自然转捩,且这种转捩随着冲角的增加变化较小。与DCA 实验结果[13～16]对照,CDA
可使吸力面的分离消失。
图1 CDA ,NA CA 65和DCA 叶型
实验显示,CDA 吸力面前缘存在分离泡,且
该处垂直叶片表面的速度分量存在负值,这是由于吸力面前缘的分离泡有再附趋势造成的。如果
认为垂直端壁的负速度分量为0时为完全再附,
那么当进气角从40°到43.4°到46°再到48°时,则再附点的位置从位于15%到30%到40%再到46%弦长处。在再附点下游,垂直壁面的速度分量可以忽略。
图2 吸力面附面层生长过程
图3 压力面附面层生长过程
图2[4]
为吸力面附面层厚度D /c 和位移厚度D *
/c 的变化图。从分离泡再附点到尾缘,附面层厚度和位移厚度增长加快,且附面层厚度的增加
与冲角的增加大致成正比。在46°冲角下,尾缘处附面层厚度占到整个叶栅流道的20%以上。压力面附面层以层流开始,通过自然转捩成为湍流,与吸力面附面层相比,压力面附面层要薄的多,且随冲角的变化不明显(图3[4])。
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第 1 期王会社等:多级压气机中可控扩散叶型研究的进展与展望(第二部分)
48°进气角静压系数沿叶型的分布,与小冲角下相比(进气角40°,43.4°,46°),叶片负荷(压力面与吸力面压差)增高,并且前移。吸力面压力梯度在10～30%弦长范围内与小冲角下相比变大,吸力面压力在大部分区域稳定增加,在尾缘处,压力梯度接近于0,这是流动分离的前兆。压力面静压分布与小冲角区别不明显。2.2 出口流场测量 Koyuncu
[17]
,Dreon [18]
,Bay dar [19]
,Shr eeve 等
人[6]
用激光测速仪,热线风速仪和五孔探针测量了该CDA 叶栅的出口流场。结果发现,非设计工况下尾缘的分离完全可以避免。在设计尾缘非分离型叶片时,其几何尺寸应该考虑适应最大的压力恢复(由于尾迹掺混)和最小的损失。
实验显示3个进气角(40°,43.4°,46°)下的尾迹呈现出非轴对称性,距离尾缘越近,非对称性越强。在2.15d te (d te 尾缘直径)测量站测量了40°和43.4°进气角下的逆向流,40°时掺混较快。横向速度在大部分上游地区(2.15d te )接近出口速度的10%,在最下游站时基本恒定,该值大约是进口速度的1%。2.3 失速测量
Hobso n 等人[9]在基于弦长的Re 为7×105时测量了10°冲角下CDA 压气机叶栅中的失速。流场显示结果表明,失速的发生遍布整个叶栅流道,且是非定常的。LDV 测量显示,叶片整个吸力面都出现了连续的和间歇的逆向流动,最先测量到的连续的逆向流动位于叶片前缘分离泡处,间
歇逆向流动的测量结果与流场显示结果一致。
图4 升力系数随进口气流角的变化
图4[9]给出了对应于叶片表面压力分布的升力系数,进口气流角为40°和43°时由Dreon 测量[18],48°时由Armstrong 测量[20],50°时由Ganaim Rickel 和William s 测量
[21]
。由图可见,在
50°进气角时,升力下降,这说明流道中已经进入
失速状态。
在站3(5%弦长处)靠近吸力面处,由于流动的分离,对同一点多次测量,测量的速度既有正值,也有负值,对正负值分别平均,如图5[9]。在前20个点,出现了正负速度并存的结果,这说明此区域存在逆向流动,该区域大约占整个节距的10%。这种考虑方法更能反映出该处流动的特征,非定常过程发生的不是速度场的代数平均,而是流场中是否存在反向流动以及这种反向流动范围有多大。对数据的总和考虑丢失了所有非定常旋
转流动的信息。
图5 站3平均速度和分速度图
文中对站7(30%弦长处)和站19(120%弦长处)的测量结果显示,存在更大的逆向流动区域,几乎达到整个流道的50%(站7)和60%(站19)。这表明,随着流动发展,
分离区逐渐扩大。
图6 流道中吸力面的分离泡
图6[9]为逆向流动的点线图,表示出了间歇和连续逆向流动区域。图中给出了已经由流场可视化技术观察到的叶片前缘分离泡,这种状况在小冲角下是观测不到的,因为小冲角下流动的稳定性相对要高的多。流动显示证实了两个间歇逆向流动区域,如图:一个是前缘分离泡,一个是中
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弦处开始的湍流分离。图中还显示出了另外的连续的层流分离泡,位于前缘和中弦后湍流附面层间歇失速处。虽然间歇分离具有随机性,但是它也具有一定的重复性,可以通过一些湍流分离的知识来加以预测。
2.4 数值模拟
Ho等人[5]通过附面层近似和时间匹配N-S 两种方法来求解Elazar等人所测CDA叶栅。通过与实验数据进行对照表明,在叶片表面压力分布的计算上,两种方法都表现不错。附面层近似在设计点给出了较好的结果,但非设计工况的损失预测显得不够。时间匹配法除了极限正冲角下以外,在其它冲角下都能很好的预测损失。在正冲角下,叶片表面马赫数分布计算结果与实验结果除了尾缘处部分点,符合较好,但在负冲角下所有计算值都比实验值小大约4～5%,尤其是在小冲角下,该情况同样存在于Sanger等人[3]的计算中。在10%弦长内的前缘区,计算与实验的差异是由前缘分离泡的移位影响造成的,这种情况存在于NASA CDA的所有实验与计算中,目前还没有合适的修正模型。这种随冲角变化的移位影响说明在设计点处,前缘存在小的分离泡。由此可以推断,大的负冲角时,压力面存在长分离泡,大的正冲角时,吸力面存在长分离泡。
Sanz等人[11]选择5种湍流模型来研究分离泡的位置和大小,在不同冲角下,解薄层N-S方程,通过与Elazar等人所作实验数据的对照发现,5种湍流模型都不能准确预测再附点位置,但其结果有一定的合理性。Tselepidakis等人[22]通过数值模拟研究了叶栅流动中的前缘层流分离和转捩。对40°和46°进气角下吸力面流向速度分布、流线等值线、叶片表面压力分布的数值模拟得出,2方程涡粘湍流模型能够模拟非常简单的附面层流动中的前缘扰流和分离流转捩;经过修正的k-E模型可以模拟吸力面前缘层流分离,且分离泡随冲角的变化趋势与实验所得一致。但是在非设计工况下,模拟结果的准确性还有待提高。
综上可以看出,CDA叶栅在低亚音进气条件下,可以降低损失,增加可用冲角范围。当冲角为正时,CDA吸力面附面层流动状况较差,前缘存在的分离泡随冲角增大而变长、变大。压力面附面层变化相对较小。当冲角增加到10°时,流道中普遍发生失速,通过对实验点多次测量,可以得出流
道中的分离细节。3 CDA跨音研究
3.1 CDA与DCA的实验对照
Stephens等人设计了一种CDA叶型,在DFVLR的跨音速风洞中进行了实验[23],并与相
图7 损失随进气角的变化关系
同实验条件下的DCA叶栅进行了对照。实验显示,直到进口马赫数达到0.7,两种叶栅损失接近,但CDA的低损失一致保持到0.78马赫。虽然CDA在马赫数方面获得的收益不是非常明显,但是CDA在冲角上的突破,甚至超过了在马赫数上所获得的益处(见图7[23])。
3.2 CDA与NACA65实验对照
Recther等人通过对多级压气机静叶采用CDA(SKG3.6)和NACA65叶型进行了实验对照[24]。图8[24]给出了NACA65与SKG3.6马赫
图8 叶型马赫数分布对照图
数分布对照图,在吸力面两种分布相似,在压力面几乎重合。但是在NACA65吸力面,大约40%弦长处有一转折点,从这点一直到尾缘,NACA65的马赫数高于SKG3.6。NACA65叶片上的马赫数从峰值急速的降到40%弦长处的值,只能被解
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释为有激波产生,这导致NACA 65的损失比SKG 3.6高。在对气流角的预测上,两种叶栅的完全不同,SKG3.6非常接近设计值39.9°,而NACA 65大约在45°左右,这是由于在设计中未
考虑角度偏差系数造成的。
图9 效率随转速的变化
图9所示为轴流压气机效率随转速的变化关系曲线,CDA 可较大幅度的提升效率,尤其是在
高速旋转时。在95%转速时,CDA 效率为84.4%,NACA 65为82.9%。这种差别可能是由于CDA 对转角预测准确,便于匹配,而NACA 65过偏转太大造成的。
3.3 CDA 在高亚音进口条件下的性能研究 Steinert 等人设计了一CDA ,并于1991[25],1992[26]和1994年[27]对之进行了实验研究,赵晓路等人对该叶栅进行了数值模拟[28]。通过对正负冲角下损失随马赫数的分布的测量[25]
,发现这些分布与以前所测得典型分布完全一致。在正冲角下,损失随冲角增加而增加,损失曲线上斜率急剧增加处的位置受进气角的影响不太明显。与正冲角相反,在负冲角下,由于叶栅中发生堵塞,损失曲线上斜率急剧增加处的位置受进气角的影响明显。可用最大马赫数范围在+2°冲角,也就是139°进气角时达到。
图10[25]为损失随进气角的变化,由图可见,在进口马赫数为0.62时,小损失运行范围仍然很宽,如果允许4%的损失,那么冲角范围为- 6.5°～+5.0°。随马赫数增加,冲角范围减小,这很大一部分是因为在叶栅中出现堵塞造成的,但是在大部分马赫数下,最低损失总与139°时的最小损
失相当。
为获得叶片表面的转捩和分离,Steinert 等
人[27]
在非设计工况下测量了该CDA ,对LC(液晶
涂层)测试结果与以前激光测试结果进行了对照。
图11[27],图12[27]给出了转捩和分离随冲角的发展过程。在吸力面(图11[27])当进气角为130°～141.5°时,附面层基本保持相同的运行状态,只是在负冲角下,层流分离泡轻微的向下游移动。大约在130°进气角下,当马赫数上升时,叶栅流道中发生堵塞。由于吸力面分离泡后产生分离,导致损失急剧上升(图10[25]
)。在正冲角下,大约在进气角为141.5°～142°之间,存在一个非固定区,在该区,转捩随机的向上游移动到大约22%弦长处,层流分离泡消失,非定常分离出现在大约60%弦长处。当进气角等于142°时,转捩固定在22%弦长处,分离发生在大约60%弦长处。当冲角再增加1°时,转捩移动到大约10%弦长处,分离位于50～55%弦长处。
图10 损失系数随进气角的变化
图11 吸力面转捩和分离随进气角变化
在压力面(图12[27]
),只在进气角为130°时大约3%弦长处观察到一个非常小的分离泡,这是由于前缘处高流动膨胀导致的激波产生的。当进气角在133°～143°时,转捩点基本固定在20～30%弦长处。吸力面分离和转捩行为随进口马赫数的变化关系如图13[27]所示,在低马赫数时,层
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航空动力学
报第 17 卷
流分离泡位于40～50%弦长处,当马赫数上升时,分离泡的位置向前缘移动。当马赫数为0.75时,由于激波附面层交互作用,分离泡进一步向上游扩展。
Dunker 等人[29]
对一个跨音速轴流压气机级的静叶进行了重新设计,并对该叶栅5个截面在DFVLR 的跨音风洞中进行了实验,实验与设计
符合良好。
图12
压力面转捩和分离随进气角变化
图13 吸力面转捩和分离随马赫数变化
综上可以看出,通过对CDA 叶栅在高亚音进气条件下性能的研究以及与DCA 和NACA 65叶型的实验对照,可知,CDA 可消除或减弱激波、降低损失,增加可用冲角范围。
除了NA SA 和DFVLR 对CDA 所进行的大量实验之外,Schm idt 等人[30]
通过修改早期的超临界翼型来提高性能,修型后其损失降低50%,气流转折角增加7%。Suder 等人[31,32]为了明了高速压气机中各种非定常现象的交互作用对效率、能量转换和其他设计状况的影响,测量了DCA 和CDA 两种叶型跨音速轴流风扇静叶中的非定常流,通过测量峰值处和近失速处,以评价叶片负荷、冲角、静叶稠度对静叶通道中的非定常流的影响。Pieper 等人[33]
通过研究亚音速压气机的前级来研究CDA 的设计方法和设计概念,其目标是研究流体流动的细节,尤其是流道中的3D 粘性
流动和非定常流。Go stelow [34]
等人通过促使波包(Wave Packet )发展成为湍流点(Turbulent spot )来研究附面层转捩,在逆压梯度下,研究CDA 中人工或者自然初始附面层的转捩过程。Li 等人[35]用3D N-S CFD 求解器设计了一个具有三级的跨音速压气机,通过用M CA(多圆弧叶型)和CDA 代替DCA ,使压气机的性能有了明显提高。
另外,许多学者对CDA 中采用大小叶片[36]、多级轴流压气机中采用CDA 的顶部泄漏[37],CDA 的环形叶栅[38]等也都进行了研究。
4 CDA 展望
设计和发展高速压气机在今天更需要技术的进步,它是一个多维问题,每一个叶片中都存在复杂的3D 流动。大量互相影响的叶栅需要达到的峰值性能也被加入所需的维数之中,需要更加精密和精细的方法去描述这个复杂的气动交互作用
问题。今后的研究也将更多的集中到CDA 全三维设计与数值模拟和整体性能的实验上。
叶片弯曲成型、修型和端弯技术是降低叶栅二次流损失重要的方法和途径[39]
,其主要目的与CDA 一致,并且这两种方法又具有互补性,CDA 叶型应用于弯曲、修型和端弯叶片中也将会成为今后的一个主要研究方向。
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(责任编辑 杨再荣)
22航空动力学报第 17 卷
压气机转子叶片的故障分析与维护
提高发动机操纵系统可靠性的维修 【摘要】 在现代技术进步与之密切相关的最迫切的问题当中，压气机叶片质量和维护问题占据着主导的地位，起着十分重要的作用。 论文以维护发动机压气机叶片为目的，以发动机压气机转子叶片的组成，安装技术，压气机叶片的故障分析和各种故障的维修方式，以及常用典型发动机压气机叶片的维护作为主要内容，全面的根据发动机压气机叶片的故障特点对发动机压气机叶片的修理进行论述。 关键词：压气机转子叶片喷丸强化维修 Abstract: In the modern technological progress is closely related with the most pressing problem, compressor blade quality and maintenance problems to occupy a dominant position, plays a very important role. On the maintenance of the engine compressor blade for the purpose, with the engine compressor rotor blade is composed of compressor blade, installation technology, fault analysis and fault repair, as well as the typical engine compressor blade maintenance as the main content, comprehensive according to engine compressor blade fault characteristics of engine compressor blade repair are discussed. Key word：Aeroengine control system reliability maintenance
航空发动机试验测试技术
航空发动机试验测试技术 航空发动机是当代最精密的机械产品之一，由于航空发动机涉及气动、热工、结构与 强度、控制、测试、计算机、制造技术和材料等多种学科，一台发动机内有十几个部件和 系统以及数以万计的零件，其应力、温度、转速、压力、振动、间隙等工作条件远比飞机 其它分系统复杂和苛刻，而且对性能、重量、适用性、可靠性、耐久性和环境特性又有很 高的要求，因此发动机的研制过程是一个设计、制造、试验、修改设计的多次迭代性过程。在有良好技术储备的基础上，研制一种新的发动机尚要做一万小时的整机试验和十万小时 的部件及系统试验，需要庞大而精密的试验设备。试验测试技术是发展先进航空发动机的 关键技术之一，试验测试结果既是验证和修改发动机设计的重要依据，也是评价发动机部 件和整机性能的重要判定条件。因此“航空发动机是试出来的”已成为行业共识。 从航空发动机各组成部分的试验来分类，可分为部件试验和全台发动机的整机试验， 一般也将全台发动机的试验称为试车。部件试验主要有：进气道试验、压气机试验、平面 叶栅试验、燃烧室试验、涡轮试验、加力燃烧室试验、尾喷管试验、附件试验以及零、组 件的强度、振动试验等。整机试验有：整机地面试验、高空模拟试验、环境试验和飞行试 验等。下面详细介绍几种试验。 1进气道试验 研究飞行器进气道性能的风洞试验。一般先进行小缩比尺寸模型的风洞试验，主 要是验证和修改初步设计的进气道静特性。然后还需在较大的风洞上进行l／6或l／5的 缩尺模型试验，以便验证进气道全部设计要求。进气道与发动机是共同工作的，在不同状 态下都要求进气道与发动机的流量匹配和流场匹配，相容性要好。实现相容目前主要依靠 进气道与发动机联合试验。 2，压气机试验 对压气机性能进行的试验。压气机性能试验主要是在不同的转速下，测取压气机特性 参数(空气流量、增压比、效率和喘振点等)，以便验证设计、计算是否正确、合理，找出 不足之处，便于修改、完善设计。压气机试验可分为： (1)压气机模型试验：用满足几何相似的缩小或放大的压气机模型件，在压气机试验台上按任务要求进行的试验。 (2)全尺寸压气机试验：用全尺寸的压气机试验件在压气机试验台上测取压气机特性，确定稳定工作边界，研究流动损失及检查压气机调节系统可靠性等所进行的试验。 (3)在发动机上进行的全尺寸压气机试验：在发动机上试验压气机，主要包括部件间的匹配和进行一些特种试验，如侧风试验、叶片应力测量试验和压气机防喘系统试验等。 3，燃烧室试验 在专门的燃烧室试验设备上，模拟发动机燃烧室的进口气流条件(压力、温度、流量) 所进行的各种试验。主要试验内容有：燃烧效率、流体阻力、稳定工作范围、加速性、出 口温度分布、火焰筒壁温与寿命、喷嘴积炭、排气污染、点火范围等。 由于燃烧室中发生的物理化学过程十分复杂，目前还没有一套精确的设计计算方法。因此，燃烧室的研制和发展主要靠大量试验来完成。根据试验目的，在不同试验器上，采 用不同的模拟准则，进行多次反复试验并进行修改调整，以满足设计要求，因此燃烧室试 验对新机研制或改进改型是必不可少的关键性试验。
压缩机性能实验报告
.. 压缩机性能实验报告 实验小组： 小组成员：0
实验时间： 一、实验目的 1.了解制冷循环系统的组成及压缩机在制冷系统中的重要作用 2. 测定制冷压缩机的性能 3.分析影响制冷压缩机性能的因素 二、实验装置 实验台由封闭式压缩机、冷凝器、蒸发器、储液罐、节流阀、电加热器、冷水泵、热水泵、冷水流量计、热水流量计、排气压力表、吸气压力表、测温显示仪表、测温热电偶等组成小型制冷系统（如下图所示）。 三、实验步骤 1. 将水箱中注满水，接通电源后，开启冷水泵和热水泵，并调整其流量； 2. 打开吸、排气阀、储液罐阀门，启动压缩机，开节流阀，右旋调温旋钮，调整电压使蒸发器进口水温稳定在某一温度值，作为一个实验工况点； 3.当各点温度趋于稳定时，依次按下测温表测温按键，观测各点温度值； 4.将数据进行记录，该工况点实验结束。 5.改变热水箱加热电压，使热水温度上升，稳定后再对温度、电流、电压等数据进行记录，一般可作3个工况点结束； 6.实验完成后，停止电热水箱加热，关闭吸气阀门，等压力继电器动作，压缩机自停，关闭压缩机开关，关闭节流阀，关排气阀，继续让水泵循环5分钟后断电，系统停止工作。 四、实验数据 1. 压缩机制冷量： ' 171112"" 161()i i v Q GC t t i i v -=-- (1) 式中：G — 载冷剂（水）的流量(kg/s)； C — 载冷剂（水）的比热(kJ/kg)； t1、t2 — 载冷剂（水）的进出蒸发器的温差(℃)； i1 — 在压缩机规定吸气温度，吸气压力下制冷剂蒸汽的比焓(kJ/kg)； i7 — 在压缩机规定过热温度下，节流阀后液体制剂的比焓(kJ/kg)； i1″— 在实验条件下，离开蒸发器制冷剂蒸汽的比焓(kJ/kg)； i6″— 在实验条件下，节流阀前液体制冷剂的比焓(kJ/kg)； v1 — 压缩机规定吸气温度，吸气压力下制冷剂蒸汽的比容(m 3/kg)； v1′— 压缩机实际吸气温度、压力下制冷剂蒸汽的比容(m 3/kg)。 2.压缩机轴功率： i N W η=? (2) 式中：W —压缩机配用电动机输入功率(kW)； i η—压缩机电动机效率，一般取0.8～0.9。 3.制冷系数： 0Q N ε= (3) 4.热平衡误差： 011 () Q Q N Q --Λ= (4) 式中： Q1 —冷凝器换热量(kW)
压气机性能实验报告
天津市高等教育自学考试 模具设计与制造专业 热工基础与应用 综合实验报告 （一）压气机性能实验 主考院校: 专业名称： 专业代码： 学生姓名： 准考证号：
一、活塞式压气机概述 1.活塞式压气机结构及工作原理 （1）活塞式压气机结构 压气机在现代工业以及现代人的生活中被越来越多的广泛应用，不论是汽车上的涡轮增压系统还是航空航天发动机中的涡喷应用，随着技术的不断革新，其结构、性能也在不断的优化、提高。本实验旨在通过对简单形式的压气机，进行结构、工作原理以及性能的实验，以达到验证并深刻理解、掌握热工学课程中所学得的知识并应用于实际生产实践中。 本次实验所用压气机为“活塞式压气机”，现就其结构及特点作简要说明。 活塞式压气机是通用的机械设备之一，是一种将机械能转化为气体势能的机械。 图1.1 活塞式压气机机构简图 图1-2 三维仿真示意图
（2）活塞式压气机工作原理： 电机通过皮带带动曲柄转动，由连杆推动活塞作往复移动，压缩汽缸内的空气达到需要的压力。曲柄旋转一周，活塞往复移动一次，压气机的工作过程分为吸气、压缩、排气三步。 具体为：在气缸内作往复运动的活塞向右移动时，气缸内活塞左腔的压力低于大气压力pa ，吸气阀开启，外界空气吸入缸内，这个过程称为压缩过程。当缸内压力高于输出空气管道内压力p后，排气阀打开。压缩空气送至输气管内，这个过程称为排气过程。 这种结构的压缩机在排气过程结束时总有剩余容积存在。在下一次吸气时，剩余容积内的压缩空气会膨胀，从而减少了吸人的空气量，降低了效率，增加了压缩功。且由于剩余容积的存在，当压缩比增大时，温度急剧升高。特别的是，单级活塞式空压机，常用于需要 0 . 3 — 0 . 7MPa 压力范围的系统。压力超过 0 . 6MPa ，各项性能指标将急剧下降。故当输出压力较高时，应采取分级压缩。分级压缩可降低排气温度，节省压缩功，提高容积效率，增加压缩气体排气量。 活塞式空压机有多种结构形式。按气缸的配置方式分有立式、卧式、角度式、对称平衡式和对置式几种。按压缩级数可分为单级式、双级式和多级式三种。按设置方式可分为移动式和固定式两种。按控制方式可分为卸荷式和压力开关式两种。其中，卸荷式控制方式是指当贮气罐内的压力达到调定值时，空压机不停止运转而通过打开安全阀进行不压缩运转。这种空转状态称为卸荷运转。而压力开关式控制方式是指当贮气罐内的压力达到调定值时，空压机自动停止运转。 二、实验内容 1.实验目的 （1）压气机的压缩指数和容积效率等都是衡量其性能先进与否的重要参数。本实验是利用微机对压气机的有关性能参数进行实时动态采集，经计算处理、得到展开的和封闭的示功图。从而获得压气机的平均压缩指数、容积效率、指示功、指示功率等性能参数。 （2）掌握指示功、压缩指数和容积效率的基本测试方法。 （3）对使用电脑采集、处理数据的全过程和方法有所了解。 2.实验装置及测量系统 本实验仪器装置主要由：压气机、电动机及测试系统所组成。 测试系统包括：压力传感器、动态应变仪、放大器、计算机及打印机， 压气机型号：Z—0.03/7 汽缸直径：D=50mm 活塞行程: L=20mm 连杆长度：H=70mm，转速：n=1400转/分
往复活塞式压缩机性能测定实验汇总
一、目的要求 1．了解往复活塞式压缩机的结构特点； 2．了解温度、压差等参数的测定方法，计算机数据采集与处理；3．掌握压缩机排气量的测定原理及方法； 4．掌握压缩机示功图的测试原理、测量方法和测量过程； 5．了解脉冲计数法测量转速的方法； 6．掌握测试过程中，计算机的使用和测量。 单作用压缩机工作原理图
二、实验仪器、设备、工具和材料
往复活塞式压缩机性能测定实验验装置简图 1－消音器2－喷嘴3－压力传感器4－温度传感器5－减压箱6－调节阀7－压力表8－安全阀9－稳压罐10－单向阀11－温度传感器12－压力传感器13－温度传感器14－吸入阀15－控制柜16－计算机17－接近开关18－冷却水排空阀19－进水阀20－排水管 注：图中虚线为信号传输线 三、实验原理和设计要求 活塞式压缩机原理示意简图 1．活塞压缩机排气量的测定实验的实验原理
用喷嘴法测量活塞式压缩机的排气量是目前广泛采用的一种方法。它是利用流体流经排气管道的喷嘴时，在喷嘴出口处形成局部收缩，从而使流速增加，经压力降低，并在喷嘴的前后产生压力差，流体的流量越大，在喷嘴前后产生的压力差就越大，两者具有一定的关系。因此测出喷嘴前后的压力差值，就可以间接地测量气体的流量。排气量的计算公式如下： 式中： q V：压缩机的排气量，m3／min， C：喷嘴系数，根据喷嘴前后的压力差，喷嘴前气体的绝对温度，在喷嘴系数表中查取，见本实验教材； D：喷嘴直径，D=19.05mm： H：喷嘴前后的压力差，mmH20； p0：吸入气体的绝对压力，Pa； T0：压缩机吸入气体的绝对温度，K； T1：压缩机排出气体的绝对温度，K。 通过测量装置，计算机采集吸入气体温度T0、排出气体温度T1、喷嘴压差H，并由计算机已存储的喷嘴系数表，计算出喷嘴系数，用上述公式计算出排气量q V。 2．传感器的布置和安装 排气量的测试需要测量出喷嘴前后的压力差、环境温度、排气温度三个参数，因此需要安装测量这三个参数的传感器。它们的布置如图1－2所示。
热工学实践实验报告
2016年热工学实践实验内容 实验3 二氧化碳气体P-V-T 关系的测定 一、实验目的 1. 了解CO 2临界状态的观测方法，增强对临界状态概念的感性认识。 2. 巩固课堂讲授的实际气体状态变化规律的理论知识，加深对饱和状态、临界状态等基本概念的理解。 3. 掌握CO 2的P-V-T 间关系测定方法。观察二氧化碳气体的液化过程的状态变化，及经过临界状态时的气液突变现象，测定等温线和临界状态的参数。 二、实验任务 1．测定CO 2气体基本状态参数P-V-T 之间的关系，在P —V 图上绘制出t 为20℃、31.1 ℃、40℃三条等温曲线。 2．观察饱和状态，找出t 为20℃时，饱和液体的比容与饱和压力的对应关系。 3．观察临界状态，在临界点附近出现气液分界模糊的现象，测定临界状态参数。 4．根据实验数据结果，画出实际气体P-V-t 的关系图。 三、实验原理 1. 理想气体状态方程：PV = RT 实际气体：因为气体分子体积和分子之间存在相互的作用力，状态参数（压力、温度、比容）之间的关系不再遵循理想气体方程式了。考虑上述两方面的影响，1873年范德瓦尔对理想气体状态方程式进行了修正，提出如下修正方程： ()RT b v v a p =-??? ? ?+2 （3-1） 式中: a / v 2 是分子力的修正项； b 是分子体积的修正项。修正方程也可写成 : 0)(23 =-++-ab av v RT bp pv （3-2） 它是V 的三次方程。随着P 和T 的不同，V 可以有三种解：三个不等的实根；三个相等的实 根；一个实根、两个虚根。 1869年安德鲁用CO 2做试验说明了这个现象，他在各种温度下定温压缩CO 2并测定p 与v ，得到了P —V 图上一些等温线，如图2—1所示。从图中可见，当t >31.1℃时，对应每一个p ，可有一个v 值，相应于（1）方程具有一个实根、两个虚根；当t =31.1℃时，而p = p c 时，使曲线出现一个转折点C 即临界点，相应于方程解的三个相等的实根；当t <31.1℃时，实验测得的等温线中间有一段是水平线（气体凝结过程），这段曲线与按方程式描出的曲线不能完全吻合。这表明范德瓦尔方程不够完善之处，但是它反映了物质汽液两相的性质和两相转变的连续性。 2．简单可压缩系统工质处于平衡状态时，状态参数压力、温度和比容之间有确定的关系，可表示为： F （P ，V ，T ）= 0
压气机叶片磁粉探伤
压气机叶片磁粉探伤方法 1.范围 本标准规定了汽轮机叶片的湿法磁粉探伤。 本标准适用于检测叶片表面及近表面的裂纹、发纹及其他缺陷。 2 引用标准 下列标准所包含的条文，通过在本标准中引用而构成为本标准的条文。本标准出版时，所示版本均 为有效。所有标准都会被修订，使用本标准的各方应探讨使用下列标准最新版本的可能性。 G B / T 9 4 4 5 - 1 9 8 8 无损检测人员技术资格鉴定通则 G B / T 1 2 6 0 4 . 5 -1 9 9 0 无损检测术语磁粉检测 J B / T 8 2 9 0 - 1 9 9 8 磁粉探伤机 3 定义 本标准所用的术语定义符合 G B / T 1 2 6 0 4 . 5 中的有关规定 4 检测人员要求 4 . 1 磁粉检测人员应按 G B / T 9 4 4 5 规定取得技术资格证书 4 . 2 磁粉检测应由具有磁粉探伤I 级以上资格证书者进行磁粉探伤，由具有磁粉探伤I 级以上资格证 书者签发检测报告，以保证探伤结果的可靠性。 5 检测设备 5 . 1 叶片探伤用磁粉探伤机应符合J B / T 8 2 9 。中的技术要求。推荐采用固定式磁粉探伤机。对被检 叶片，按本标准 8 . 1 - 8 . 7 的规定，该机应能产生足够强的磁场。 5 . 2 磁粉探伤机应安装周向磁化电流和纵向磁化安匝数等指示表，指示误差不得超过示值的上 5 写，每 年至少校准指示表一次。 5 . 3 具有何种方式的磁化装置，则应具有相应方式的退磁装置 5 . 4 磁粉撒布装置应包括储液箱及喷洒机构，储液箱应安装搅拌器。 5 . 5 应具有剩磁检查仪。 5 . 6 应安装照明灯，被检区域的光照度不得低于 3 5 0 I x 5 . 7 当采用荧光法检测时，在暗室内观察磁痕，暗室内其可见光照度应不大于 2 0 I x ，所使用的紫外线 灯在工件表面的紫外线强度应不低于 1 0 0 0 p W / c m ` , 紫外线波长应在0 . 3 2 ^ - 0 . 4 0 p m 范围内。 6 叶片的表面准备 6 . 1 被检叶片的表面应干燥、无污物和锈斑等。 6 . 2 被检叶片表面的表面粗造度 R a 最大允许值为 1 . 6 0 K m . 6 . 3 如果要对叶片进行表面处理( 如电镀、喷涂等) ，磁粉探伤应在表面处理前进行。 6 . 4 如果必须在表面处理后进行磁粉探伤，可由供需双方协商解决。但用直接通电法时，须保证通电 触点处露出金属本底，确保通电良好 7 磁粉及其磁悬液 叶片磁粉探伤允许采用荧光磁粉或非荧光磁粉。
轴流压气机设计流程
轴流压气机设计 压气机是航空发动机的核心部件，压气机内部流场存在很大的逆压梯度，有着高度的三维性、粘性及非线性和非定常性，而多级压气机还存在复杂的级间匹配，这些都使得压气机的设计难度很大，一直是发动机研制中的瓶颈技术。 一、压气机设计方法的发展 一个世纪以来，伴随着气动热力学和计算流体力学的发展!轴流压气机的设计系统在不断进步，带动着压气机设计水平的提高。 20世纪初采用螺桨理论设计叶片；20-30年代采用孤立叶型理论设计压气机；30年代中期开始，由于叶栅空气动力学的发展和大量平面叶栅试验的支持，研制了一系列性能较高的轴流压气机；50年代开始采用二维设计技术，用简单径向平衡方程计算子午流面参数，叶片由标准叶型进行设计；70年代建立了准三维设计体系，流线曲率通流计算和叶片流动分析是这一体系的基础，可控扩散叶型等先进叶型技术开始得到应用；90年代初以来，以三维粘性流场分析为基础的设计体系促进了压气机设计技术的快速发展。 风扇/轴流压气机的设计体系以流动的物理模型发展为线索，以计算能力的高速发展为推动力，大致经历了一维经验设计体系、二维半经验设计体系、准三维设计体系、三维设计体系四个阶段。并正在朝着压气机时均（准四维）和压气机非定常（四维）气动设计体系发展。 目前的压气机的设计体系大致可以分为四个阶段：初始设计、通流设计、二维叶型设计、三维叶型设计。 二、压气机设计体系 1.初始设计 这是一个建立压气机的基本轮廓的阶段，根据给定的流量、压比、效率、稳定裕度等参数，来确定压气机级数、级压比、效率、子午面流道、各排叶片数等，并可以进一步可估算重量。而且整体设计的决策还要统筹风险、技术水平、时间和花费等。 初始设计主要依据一维平均流线计算程序进行计算，在给定设计点流量、压比、转速及转子进口叶尖几何尺寸的条件下，可确定压气机级数、轴向长度、并且优化载荷轴向分布，得到设计点在平均半径处的速度三角形和各级平均气动参数。初始设计阶段包括压气机主要参数的确定以及同其它部件的协调，并且为S2流面计算提供初始流道几何尺寸。而这个程序主要依赖于经验以及以往积累的数据库。 初始设计它是方案设计中的基础阶段，不管计算流体动力学如何发展，该设计过程仍是压气机设计中不可缺少的一部分。正是这个部分是整个设计过程中最重要的部分，因为如果在这里发生了基本的错误，之后就无法通过优化或者其他改变来纠正这一情况，压气机基本结构设计出现错误会带来严重的后果。 2.通流设计 通流设计根据叶片扭向设计规律，采用S2流面流场计算方法，分析并确定各排叶片进出口速度三角形及各排叶片匹配关系。 S2流面气动计算一般采用流线曲率法，求解S2平均流面上的完全径向平衡方程。最初的压气机通流设计计算采用忽略流线坡度和流线曲率的“简化径向平衡方程”获取叶片设计需要的速度三角形，这种方法在低压比的压气机设计中起着基本的作用。后来发展了考虑流线坡度和流线曲率影响的“完全径向平衡方程”和S2流面理论，使压气机的设计计算结果更加准确，特别是针对跨音速流也促进了压气机性能的提高。不过，直到上世纪80年代，由于理论和数值计算方法的原因，通流设计求解方法都是在忽略了气流粘性的影响的简化方程下完成。随着压气机设计的实践的深入和计算方法的发展，上世纪80年代开始在压气机
实验二 压气机的性能
实验二压气机的性能 压气机在工程上应用广泛，种类繁多但其工作原理都是消耗机械能（或电能）而获得压缩气体，压气机的压缩指数和容积效率等是衡量其性能优劣的重要参数，本实验是利用微机对压气机的有关参数进行实时动态采集，经计算处理，得到展开的和封闭的示功图，从而获得其平均压缩指数n、容积效率η ，指示功W c、指示功率P等性能参数。 v 一、实验目的 1．掌握用微机检测指示功，指示功率，压缩指数和容积效率等基本操作测试方法； 2．掌握用面积仪测量不同示功图的面积，并计算指示功，指示功率，压缩指数和容积效率。 3．对微机采集数据和数据处理的全过程和方法有所了解。 二、实验装置及测量系统 本实验装置主要由压气机和与其配套的电动机以及测试系统所组成，测试系统包括压力传感器，动态应变仪，放大器，A/D板，微机，绘图仪及打印机，详见图2-1所示。 1
压气机的型号：Z——0.03/7 气缸直径：D=50mm，活塞行程：L=20mm 连杆长度：H=70mm，转速：n=1400转/分 为获得反映压气机性能的示功图，在压气机气缸上安装了一个应变式压力传感器，供实验时输出气缸内的瞬态压力信号，该信号经桥式整流以后送至动态应变仪放大；对应着活塞上止点的位置，在飞轮外侧粘贴着一块磁条，从电磁传感器上取得活塞上止点的脉冲信号，作为控制采集压力的起止信号，以达到压力和曲柄转角信号的同步，这二路信号经放大器分别放大后送入A/D板转换为数值量，然后送到计算机，经计算机处理便得到了压气机工作过程中的有关数据及展开示功图和封闭的示功图，详见图2-2和图2-3。 三、实验原理 1．指示功和指示功率 指示功——压气机进行一个工作过程、压气机所消耗的功W c，显然其值就是P—V图上工作过程线cdijc所包围的面积，即 W W=W?W1?W2×10?5（kgf—m） 式中S——测面仪测定的P—V图上工作过程线所围的面积（mm2） K1——单位长度代表的容积（mm3/mm）；即 W1=WWW2 4WW 1
静叶角度调节对压气机性能影响的试验研究_张健
收稿日期:1999-01-18;修订日期:1999-04-08 作者简介:张健(1962-),男,航空燃气涡轮研究院研究员,在职博士研究生 第15卷 第1期2000年1月 航空动力学报 Journal of Aerospace Power Vol.15No.1 Jan. 2000 文章编号:1000-8055(2000)01-0027-04 静叶角度调节对压气机性能 影响的试验研究 张 健 任铭林 (航空燃气涡轮研究院,四川江油 6217603) 摘要:本文介绍了通过调节一三级轴流压气机各级静叶角度组合,以改善级间匹配关系,从而来提高压气机性能的试验研究方法和过程。试验结果表明,静叶角度的改变对压气机性能有着极为明显的影响。通过试验,找到了该压气机在设计转速下的一组最佳角度匹配。最高绝热效率提高了7.4个百分点,稳定工作裕度也有了显著的增加。 关 键 词:静叶片;角度;压气机性能中图分类号:V 263.3 文献标识码:A 1 引 言 压气机是对发动机的性能、稳定性、可靠性和成本有极大影响的重要部件,随着发动机技术的发展,要求不断提高压气机的级压比、效率和扩大稳定工作范围。 改善压气机气动设计技术的重要途径是深入了解多级轴流压气机级间匹配的流动机理,摸索各级静叶安装角之间的相互影响,寻找可获得最佳性能的各级静叶角度组合。目前,多级轴流压气机的特性预估方法还难以准确计算出静叶角度变化对多级轴流压气机性能的影响。通过试验调试,加上叶片角度优化程序的辅助计算,从而寻找各 级静叶角度的最佳匹配,仍是现实可行的方法。 作为高性能多级轴流压气机技术研究计划的一部分,我们参考NASA TP-2597技术报告 [1] 和有关资料。研制了一台三级高性能压气机试验件,在燃气涡轮研究院的全台压气机试验台上进行了气动性能试验研究。本文介绍了试验研究的部分工作,即通过调节各级静叶安装角的优化匹配来寻找压气机的最佳性能,以及角度变化对压气机性能的影响。 2 试验设备和试验件 试验设备:试验设备为敞开节流式轴流压气机试车台,其结构简图见图1所示。空气通过防尘 图1 试验器结构简图(1.防尘网2.流量测量管3.进气节气门4.稳压箱5.齿轮增速器 6.排气道 7.排气收集器 8.排气节气门 9.动力装置)
压缩机性能测试实验.doc
制冷压缩机性能测试实验 一、实验目的 通过制冷压缩机实际运行测试实验，使学生了解并掌握以下内容： 1、制冷压缩机制冷量的测试方法； 2、蒸发温度、冷凝温度与制冷量的关系； 3、制冷系统主要运行参数及其相互之间的影响； 4、有关测试仪器、仪表的使用方法； 5、测试数据处理及误差分析方法。 二、实验原理 1、制冷压缩机的性能随蒸发温度和冷凝温度的变化而变化，因此需要在国家标准规定的工况下进行制冷压缩机的性能测试。 2、压缩机的性能可由其工作工况的性能系数COP 来衡量： Q COP W = 式中，0Q 为压缩机的制冷量； W 为压缩机输入功率。 3、在一个确定的工况下，蒸发温度、冷凝温度、吸气温度以及过冷度都是已知的。这样，对于单级蒸气压缩式制冷机来说，其循环p-h 图如图3 所示。 图3 图中，1点为压缩机吸气状态；4-5为过冷段。 在特定工况下，压缩机的单位质量制冷量是确定的，即：015q h h =- 。这样只要测得流经压缩机的制冷剂质量流量m G ，就可计算出压缩机的制冷量，即 0015()m m Q G q G h h =?=?- 4、压缩机的输入功率：开启式压缩机为输入压缩机的轴功率，封闭式（包括半封闭式和全封闭式）压缩机为电动机输入功率。 三、实验设备
整个实验装置由制冷系统及换热系统、参数测量采集和控制系统共三部分组成： 1、制冷系统采用全封闭涡旋式制冷压缩机，蒸发器为板式换热器，冷凝器为壳管式换热器，节流装置为电子膨胀阀。 1.1冷却水换热系统由冷却水泵、冷却水塔、调节冷凝器进水温度的恒温器和水流量调节阀门及管路组成； 1.2冷媒水换热系统由冷媒水泵、调节蒸发器进水温度的恒温器、调节水流量的阀门组成； 2、六个绝对压力变送器、十个PT100温度传感器、两个涡轮流量变送器分别对应原理图位置及安捷伦34970型数据采集仪和压缩机性能测试软件； 3、控制系统：通过三块山武SCD36数字调节器分别根据设定值与实测值的差值来调节冷却水、冷媒水的加热量和电子膨胀阀的开度，将机组运行控制在设定工况允许的范围内。 图4 四、实验方法 制冷工况由两个主要参数来决定，即蒸发温度和冷凝温度，制冷压缩机性能测试的国家工况名称 蒸发温度 ℃ 冷凝温度 ℃ 吸气温度 ℃ 标准工况 -15 +30 +15±3 最大压差工况 -30 +50 最大轴功率工况 +10 +50 空调工况（水冷） +5 +35 空调工况（风冷） +5 +55 试验工况的稳定与否，是关系到测试数据是否准确的关键问题，工况稳定的标志是主要的测试参数都不随时间变化。调节时需要特别地耐心、细致。 实际试验中是根据吸气压力来确定蒸发温度，冷凝温度是根据排气压力来确定。如果吸气温度也达到稳定，表明制冷量也达到稳定。本装置是通过： 1、调整冷却水流量和温度来稳定压缩机的排气压力； 2、调整冷媒水流量和温度来稳定压缩机的吸气温度；
航空发动机压气机转子叶片强度计算及气流场模拟
航空发动机压气机转子叶片强度计算及气流场模拟
摘要 压气机是为航空发动机提供需要压缩空气的关键部分，由转子和静子等组成，其中转子叶片是完成该功能的核心零件，在能量转换方面起着至关重要的作用。叶片工作的环境比较恶劣，除了承受高转速下的气动力、离心力和高振动负荷外，还要承受热应力，所以在叶片设计之中，首先遇到的问题是叶片结构的强度问题，转子叶片强度的高低直接影响发动机的运行可靠性，叶片强度不足，可能会直接导致叶片的疲劳寿命不足，因此在强度设计中必须尽量增大强度，以提高叶片疲劳寿命和可靠性。 由进气道、转子、静子等组成的离心式压气机内部流动通道是非常复杂的，由于压气机是发动机的主要增压设备，其工作的好坏对发动机的性能有很大的影响。随着现在的计算机和数字计算方法的大力发展，三维计算流体模拟软件越来越多的被运用到旋转机械的内部流场进行数值分析。本文利用三维流体模拟软件ANSYS系列软件对压气机内部的气体流动性能进行模拟，得到一些特征截面的压力和速度分布情况。 关键字：转子叶片；强度计算；Fluent；轴流式压气机
Abstract The compressor is to provide compressed air for the needs of key parts of aero engine, the rotor and the stator, etc., wherein the rotor blades are core components to complete the function, plays a crucial role in the transformation of energy. The blade working environment is relatively poor, in addition to withstand high speed aerodynamics, centrifugal force and vibration in high load, to withstand greater thermal stress, so in the blade design, the first problem is the strength of the blade structure, the rotor blade strength directly affect the reliability of the engine, blade lack of strength, may directly lead to the fatigue life of the blade is insufficient, so the strength design must try to increase the strength, to improve the blade fatigue life and reliability. The internal flow passage of centrifugal compressor inlet, rotor and stator which is very complex, is mainly due to the high pressure equipment of the engine, has great impact on the performance of the quality of its work on the engine. With the development of computer and digital calculation method, 3D computational fluid simulation software has been applied to numerical analysis of internal flow field of rotating machines. In this paper, the fluid flow characteristics in the compressor are simulated by using a series of ANSYS software, and the pressure and velocity distributions of some characteristic sections are obtained. Keywords: rotor blade; strength calculation; Fluent; axial flow compressor
航空航天技术概论--实验报告
实验一、飞行原理实验 （一）实验目的 1．熟悉风洞的功用和典型构造； 2．通过烟风洞实验观察模型的气流流动情况； 3．通过低速风洞的吹风实验了解升力与迎角、相对速度之间的关系； 4．通过对不同的飞机模型进行吹风实验掌握飞机的稳定性和操纵性。 （二）实验内容 1．观察翼型模型或飞机模型在烟风洞中的气流流动情况； 2．观察飞机模型的迎角大小和相对速度对升力的影响规律； 3．观察飞机模型在受到扰动失衡之后如何自动恢复到平衡状态； 4．观察飞机模型通过操纵设备来改变飞机的哪些飞行状态。 （三）实验设备 实验设备主要包括：直流式低速风洞、烟风洞、以及各种不同类型的飞机吹风模型教具。如图1-1所示是烟风洞构造示意图。烟风洞也是一种低速风洞，主要用于形象地显示出环绕实验模型的气流流动的情况，使观察者可以清晰地看出模型的流线谱，或拍摄出流线谱的照片。 1-发烟器；2-管道；3-梳状管；4-实验段；5-沉淀槽；6-烟量开关； 7-烟速调整纽；8-模型迎角调整纽；9-发烟器及照明开关 图1-1 烟风洞构造示意图 烟风洞一般由风洞本体、发烟器、风扇电动机和照明设备等组成。风洞的剖面呈矩形，为闭口直流式。烟从发烟器1产生，沿管道2流向梳状管3（很多并列的细管），烟雾通过梳状管形成一条条细的流线，流线流过实验段4时，就可以观察气流流过模型时的流动情况。烟雾流过实验段后流人沉淀槽5，最后流到风洞的外面。发烟器底部装有电加热器，把注入的矿油点燃而发烟。为了看得更清楚或方便摄影，风洞实验段后壁常漆成黑色，并用管状的电灯来照明。 如图1-2所示是一种简单的直流式风洞的构造示意图。风洞的人造风是由风扇旋转式产生的，风扇由电动机带动，调整电动机的转速，可以改变风洞中气流的流速。
风扇压气机设计技术
风扇/压气机设计技术 ——气动设计技术；间隙控制；旋转失速；防喘技术 ——发动机；风扇；压气机； 定义与概念：压气机是燃气轮机的重要部件，它的作用是提高空气的总压。压气机包括"转子"和"静子"两部分，"转子"是沿轮缘安装许多叶片的几个轮盘组合而成的，每个轮盘及上面的叶片称为一个"工作轮"，工作轮上的叶片称为工作叶片。"静子"是有几圈固定在机匣上的叶片组成的。每一圈叶片称为一个整流器。工作轮和整流器是交错排列的，每一个工作轮和后面的整流器为一个"级"。 风扇是涡轮风扇发动机的重要部件之一，它的作用与压气机的相同。风扇后面的空气分为两路，一路是外涵道，一路是内涵道。风扇一般为一级，使结构简单。 风扇/压气机设计技术主要包括气动设计技术、全三元计算技术、间隙控制技术、旋转失速和喘振控制技术、结构设计技术、材料与工艺技术等方面。 国外概况：目前，战斗机发动机的推重比在不断提高，因此要求风扇/压气机级压比不断提高但又保持效率在可接受范围内，这始终是风扇/压气机设计所追求的目标。美国80年代中期开始实施的"综合高性能涡轮发动机技术"计划（即IHPTET计划）的目标是在下世纪初验证推重比为20的战斗机发动机技术，风扇结构最终实现单级化，压气机也由9级减为3级。俄罗斯的风扇/压气机的研制计划与美国IHPTET计划相类似。也就是说，研制高压比风扇/压气机已经成为风扇/压气机的发展趋势。美国、俄罗斯等国家都已制订研究计划并已取得阶段性成果。 风扇单级压比在目前最先进战斗机发动机F119上已达1.7；在预研的试验件上，美国达2.2，叶尖速度475m/s；而俄罗斯试验件单级压比达2.4和3.2，叶尖速度则分别为577m/s和630m/s。转子叶片展弦比则减小到1.0左右。 对于核心压气机，也呈现大致相同的发展趋势。核心压气机平均级压比从50年代的1.16提高到90年代的1.454，而叶尖速度从291m/s提高到455.7m/s。目前，美国现役战斗机发动机和正处于工程和制造发展阶段的90年代先进战斗机（ATF），其核心压气机基本上是70年代研制成功的。GE公司下一代核心压气机正处于研究起步阶段，目标是比目前最高级压比再提高25%。由此可见，追求更高的级压比一直是各国研制风扇/压气机的发展方向。 风扇/压气机的级压比的提高主要有以下途径：一是进一步发展传统的跨音级风扇/压气机。传统的跨音级风扇/压气机是指转子相对来流叶尖超音、叶根亚音，静子绝对来流亚音。目前各国现役发动机风扇/压气机进口级均属此类型。进一步发展传统的跨音级风扇/压气机即进一步提高叶尖切线速度，如采用小展弦比前缘后掠式叶片，将叶片设计成掠式几何形状以合理控制通道激波的强度，在利用气流跨越激波产生压比突跃的同时控制激波的损失。二是研制超音通流风扇。80年代后期NASA 刘易斯研究中心开始实施一项超音通流风扇计划，研制出的此类风扇进出口轴向气流速度均超音。与传统跨音风扇相比，当叶尖切线速度相同时，超音通流风扇可实现更高的级增压比。
压气机的性能
压气机的性能 压气机在工程上应用广泛，种类繁多但其工作原理都是消耗机械能（或电能）而获得压缩气体，压气机的压缩指数和容积效率等是衡量其性能优劣的重要参数，本实验是利用微机对压气机的有关参数进行实时动态采集，经计算处理，得到展开的和封闭的示功图，从而获得其平均压缩指数n、容积效率，指示功、指示功率P等性能参数。 一、实验目的 1．掌握用微机检测指示功，指示功率，压缩指数和容积效率等基本操作测试方法； 2．掌握用面积仪测量不同示功图的面积，并计算指示功，指示功率，压缩指数和容积效率。 3．对微机采集数据和数据处理的全过程和方法有所了解。 二、实验装置及测量系统 本实验装置主要由压气机和与其配套的电动机以及测试系统所组成，测试系统包括压力传感器，动态应变仪，放大器，A/D板，微机，绘图仪及打印机，详见图2-1所示。 压气机的型号：Z——0.03/7 气缸直径：D=50mm，活塞行程：L=20mm 连杆长度：H=70mm，转速：n=1400转/分 为获得反映压气机性能的示功图，在压气机气缸上安装了一个应变式压力传感器，供实验时输出气缸内的瞬态压力信号，该信号经桥式整流以后送至动态应变仪放大；对应着活塞上止点的位置，在飞轮外侧粘贴着一块磁条，从电磁传感器上取得活塞上止点的脉冲信号，作为控制采集压力的起止信号，以达到压力和曲柄转角信号的同步，这二路信号经放大器分别放大后送入A/D板转换为数值量，然后送到计算机，经计算机处理便得到了压气机工作过程中的有关数据及展开示功图和封闭的示功图，详见图2-2和图2-3。
三、实验原理 1．指示功和指示功率 指示功——压气机进行一个工作过程、压气机所消耗的功，显然其值就是P—V图上工作过程线cdijc 所包围的面积，即 式中S——测面仪测定的P—V图上工作过程线所围的面积（mm2） K1——单位长度代表的容积（mm3/mm）；即 L——活塞行程（mm）； ——活塞行程的线段长度（mm）； ——单位长度代表的压力（at/mm）； ——压气机排气工作时的表压力（at）； ——表压力在纵坐标上对应的高度（mm）； P——指示功率，即：单位时间内压气机所消耗的功，可用下式表示： 式中N——转速（转/分）。 2．平均多变压缩指数 压气机的实际压缩过程介于定温压缩与定熵压缩之间，即多变指数n的范围为，因为多变过程的技术功是过程功的n倍，所以n等于P—V图上压缩过程线与坐标轴围成的面积同压缩过程线与横坐标轴围成的面积之比，即： 3．容积效率（） 由容积效率的定义得：
压气机
西安航空职业技术学院毕业设计论文涡扇发动机的压气机部件
目录 1概述 ................................................................................................................................................................ 2压气机的分类以及结构特点 ....................................................................................................................... 2.1 .................................................................................................................................................................. 2.2 .................................................................................................................................................................. 2.3 ................................................................................................................................................................. 2.3.1 ........................................................................................................................................................... 2.3.2 ........................................................................................................................................................... 2.3.3 ........................................................................................................................................................... 2.3.4 ........................................................................................................................................................... 2.3.5 .......................................................................................................................................................... 3压气机的工作原理 ........................................................................................................................................ 3.1离心式压气机的工作原理...................................................................................................................... 3.2轴流式压气机的工作原理...................................................................................................................... 4压气机的材料 ............................................................................................................................................... 5 6压气机常见故障的诊断以及维修 ................................................................................................................ ...................................................................................................................................................................... 谢辞 ............................................................................................................................................................... 参考文献 ........................................................................................................................................................... 附录 ................................................................................................................................................................