多级轴流压气机喘振特性分析
压缩机的喘振与失速-译文第5章
第5章多级压缩机5.1 导论为了满足性能和稳定运行的并行要求，必须细心执行通过单级的联合到形成多级压缩机。
目标是为了获得理想的循环压比和效率，并且提供了为了稳态和顺态的发动机运行的稳定运行范围。
全部的多级压缩机特性线图，在单级间存在矛盾的性能匹配。
在一个轴流压缩机上，在多级组中没有获得第1级性能的全部范围。
在非常低的转速时，在组中最后一级的小面积强迫使第一级运行时接近于喘振或失速。
在设计转速下，全部的压比得到发展，且第一级运行接近于节流。
另一方面，依赖于第一级和最后一级的配合以及其流量范围，当第一级仍然运行在稳定范围时，最后一级可能引起了喘振。
在50％和70％的转速之间，在多级喘振之前的有一级或多级的旋转失速是普通的。
在这章中将评述多级特性。
然而在试验数据出现之前，将讨论复杂的级间匹配出现的背景以及理解单级性能联合程度的要求。
通过4个独立级间的模型性能来计算4级轴流压缩机的性能。
这种练习将阐明独立级间的性能匹配，并且为解释试验结果设置了理解基础。
5.2 级间匹配在多级压缩机中，只有使用了独立级的部分的性能特性。
在任何给定转速下，一些级的流量范围可以允许在不同级范围的有限量上运行。
这决定了多级组的净流量范围。
同样的在变化的级中，效率可能没有达到明显一致的峰值。
为了阐明典型的多级匹配，在压缩机四个级联合形成4级组的工作特性上提出了讨论。
从大陆航空工程公司(1966)在图2.22所示的性能之后模拟出独立级的工作特性。
这幅性能特性图有多级匹配需要的性能范围。
规格参数表显示了从40％到100％转速以及从节流到喘振。
另外，两条转速线表示允许喘振的性能。
这提供了估计在不同转速下流量低于喘振时的压比特性的良好基础。
为了产生在匹配时出现的失速特性，在图3.4上从失速单元总表建立了假设的失速结构。
为了确定在流量小于喘振时的性能和失速结构，根据流量特性重新绘制图2.22得到所示的图5.1。
在图上显示了流量系数的定义。
轴流压气机性能特性
四类非设计工况分析之三
c za c1a
1
z n
const
•（三），在中低转速，工作 点位于红点处。此时流量小于 设计值，压比小于设计压比。 第一级流量系数远小于设计 值，由于各级压比小于设计 值，导致后面级流量系数加速 放大。这就是压气机在中低转 速容易出现前喘后堵的原因。
25
4.2 轴流压气机通用特性曲线
14
4.1 相似理论基本概念 压气机的其它等价相似准则：
Maa0 , Mau
a0，u
q(a0 )，u
G T0 / p0, n / T0 15
4.2 轴流压气机通用特性曲线
16
4.2 轴流压气机通用特性曲线
单级压气机的实验特性曲线
亚声速压气机
超跨声速压气机
17
4.2 轴流压气机通用特性曲线
项目 工况
1
2
3
…
流量管静压
压气机出口
（×105Pa） 总压（ ×105Pa ）
P1
P1*
P2
P2*
P3
P3*
…
…
压气机出口 总温（K）
T1 *
T2 *
T3 *
…
19
4.2 轴流压气机通用特性曲线
求解
（1）由流量管静压，可获得压气机流量。
G1 1Av1
0*
P1 P0*
1
k
（ 4
D 2）
2(P0* P1)
k 1
T1' T1 ( *' k 1) /' T1 351K
满足相似准则所需达到的新转速、流量：
n n`
T1*
T1* `
n' 1.104 n
轴流式压气机喘振问题的主动控制
来减小剧烈振动对工作 的影 响 ， 使压气机有较为宽广
对应每一组 出入 口处 的压 比， 都会有一个 临界流量 与 之相对应。在入 口处压力恒定 的情况下 ， 以出口处压
力为纵坐标 ， 以出口处临界流量为横坐标 ， 就可以得到
一
三角形与设计工况相近是减小不稳定流动对压气机工 作影响的基本立足点 。传统解决压气机喘振问题采用 以下方法 ： 一种是采取气动设计 的措施 ； 另一种是增设 调节机构 ， 使压气机叶 片或流 道的几何形状能够适应
收 稿 日期 ：０ ５ １ １ ２０ —１ —２
作者简介： 勇（０３ 男， 卒 １ 一） 河南通许人， ７ 郑州饮路职业技术学院课什工作窒讲师。
俎 以宏 （９４ 男 ， 南郑州人 ， １６ 一） 河 郑州铁路职业技术学 院铁道分 院机 车车辆 系讲师 。
３２
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第 １卷 ８
第２ 期 ｅ ｕＲｉ ａ ｏａ ｏａ ＆Ｔ ｃｎ ａ ｏｅｅ ｏｒ ｌ ｆ ｈｎ ｎ ａｗ ｙ ｃｔｎｌ ｅｈｉ ｌ ｌ ｇ ｌ Ｖ ｉ ｃ Ｃｌ
Ｖ １１ Ｎ ． ０．８ ｏ２
Ｊｎ ２０ ｕ ．０６
条针对于某一机组的喘振线 ｂ 如图 １。 （ ） 为确保机组安全 ， 比临界流量大 ８ ～１％处设 在 ％ ０
置 了一条防喘振线 Ｃ 。通过控制 防喘振 阀的开度 ， 来 保证压缩机的流量 始终 大于喘振 流量， 即当压气机 正
工作状态 的变 化。机械控 制与计算机控 制的结合 ， 是
目前压气机防喘系统 的主要研究方 向。
一
向， 它囊括了众多科学技术 ， 中采用控制理论建立与 其 系统流体运动学相关的控制模型是实现主动控制的关 键之一。喘振 主动控制的期望是当系统出现喘振现象 或喘振先兆时 ， 加入控制输 入后 能立即使系统稳定在
多级轴流式压气机防喘系统模拟排故方案设计
多级轴流式压气机防喘系统模拟排故方案设计摘要：喘振是由压气机内的空气流量和压气机转速偏离设计状态过多而引发的一种发动机工作不正常的一种状态。
喘振是发动机的致命故障，严重时可能导致发动机空中停车甚至发动机致命损坏。
本文以V2500航空发动机为研究对象，对其多种防喘系统中的一种措施——可调静子叶片（VSV）防喘系统进行了研究，归纳和整理出了VSV系统常发生的故障现象以及发生故障的零部件等，通过参考维修手册和工卡，设计出VSV系统排故方案。
关键词：航空发动机；喘振；VSV；模拟排故1 多级轴流式压气机喘振简介航空发动机是飞机的核心，而发动机的喘振问题一直制约着涡轮发动机的发展，影响发动机的性能，严重时会损坏发动机，属于发动机故障中最具破坏力的故障，对民用客机安全以及整个航空事业的发展造成巨大威胁。
飞机发动机的喘振具体是指压气机的喘振。
压气机是用来提高进入发动机内的空气压力，给发动机工作时提供所需的压缩空气，同时可为座舱增压、涡轮散热和其他发动机的起动提供压缩空气。
航空燃气涡轮发动机中，一般采用三种基本类型的压气机：轴流式、离心式和混合式。
压气机喘振是指非正常工况下气流沿压气机轴线方向发生的低频率（通常有几赫或十几赫）、高振幅（强烈的压强和流量波动）的气流振荡现象。
喘振时的现象是：发动机的声音由尖哨转变为低沉；发动机的振动变强；压气机出口总压和流量大幅度波动；转速不稳定，推力骤然下降并且伴有较强的波动；引擎排出气体温度上升，导致超过温度界限；超出界限程度较大时会发生放炮，气流出现流动不畅而造成发动机停车。
所以，针对喘振现象必须立刻执行修复程序，使压气机脱离喘振状态。
2 航空发动机几种常规防喘措施介绍压气机喘振会使压气机叶片断裂，引起发动机熄火停车，严重威胁发动机的安全工作。
因此在使用中应避免喘振现象的发生。
主要的防喘措施有以下三种。
1.1 从多级轴流压气机的某一级或数个中间截面放气当压气机转速低于一定数值时将放气门打开，其目的是为了增加前几级压气机的空气流量，避免前几级因攻角过大而产生气流分离。
压气机原理喘振
喘振现象
喘振定义
喘振是压气机在某个转速下，空气流量减小，压力波动，产生周期性振荡的现象。 喘振会导致压气机性能下降，严重时可能导致发动机停车。 喘振通常发生在压气机工作转速的80%以上。 喘振的原因是进气道流量减小，气流分离，导致压气机叶片受到周期性变化的力。
喘振发生条件
压气机流量减小到一定程度 压气机出口压力突然下降 压气机进口空气温度升高 压气机转速过高或叶片角度不合适
安装喘振控制 器：实时监测 压气机的运行 状态，当发生 喘振时自动调 整运行参数， 防止喘振发生。
定期维护检查： 对压气机进行 定期维护和检 查，确保各部 件正常工作， 及时发现并解 决潜在问题。
优化设计：通 过改进压气机 的设计，提高 其稳定性和可 靠性，减少喘 振发生的可能
性。
控制进气流量： 通过控制进气 流量，保持压 气机在稳定的 工作范围内运 行，避免喘振
空气进口温度过高
空气进口压力过低
压气机转速过高
压气机负荷过大
压气机喘振的危害
对设备的危害
压气机喘振可能 导致转子叶片断 裂
喘振可能导致压 气机内部磨损加 剧
喘振可能导致发 动机熄火或停车
喘振可能导致飞 机失去控制
对机组稳定性的影响
压气机喘振可能导致机组振动 加剧，损坏机器部件。
喘振可能导致机组效率降低， 影响正常工作。
喘振现象描述
压气机流量大幅减小 气流出现周期性波动 压气机出口压力周期性波动 机组产生大幅振动
压气机喘振原因分析
设计因素
压气机设计不合理
压气机控制系统不完善
压气机结构复杂 压气机维护不当
制造因素
压气机制造质量不 佳
转子不平衡或安装 不正确
压气机喘振的原因分析及防治措施毕业论文
毕业设计（论文）论文题目：压气机喘振的原因分析及防治措施所属系部：指导老师：职称：高工学生姓名：班级、学号:专业：航空机电设备维修毕业设计(论文)进度计划表本表作评定学生平时成绩的依据之一。
压气机喘振的原因分析及防治措施【摘要】本论文主要阐述了航空发动机喘振的原因与防治措施。
发动机作为飞机的心脏被誉为“工业之花”它直接影响飞机的性能、可靠性及经济性而发动机的喘振就是发动机的所有故障中最常见也是最有危害性的一个。
现就从喘振的形成发生的条件预防措施及使用维护中注意的事项做以浅析。
压气机喘振是气流沿压气机轴线方向发生的低频率高振幅的震荡现象。
这种低频率高振幅的气流振荡是一种很大的激振力来源他会导致发动机机件的强烈机械振动和热端超温并在很短的时间内造成机件的严重损坏所以在任何状态下都不允许压气机进入喘振区工作。
关键词：航空发动机喘振预防措施预防措施超温熄火停车Abstract: This thesis describes the aviation engine surge causes and prevention measures. Aircraft engine as the heart， known as "the flower industry"， which directly affect aircraft performance， reliability and economy， while the engine surge is all engine failure is the most common but also the most hazardous one. From now on surge formation， occurring conditions，preventive measures and precautions in the use and maintenance to do with Analysis. Airflow compressor surge is occurring along the axial direction of the compressor， low frequency，high amplitude oscillation phenomenon. This low-frequency high amplitude oscillations of air is a source of great centrifugal force， it causes the engine parts of the intense mechanical vibration and thermal side-temperature， and in a very short time result in serious damage to the mechanical parts， Therefore， in any state are not allowed to enter the compressor surge zone work.Key words:Aircraft engine surge PRECAUTIONS overtemperature shutdown Parking目录1 概述 (3)2 喘振的认识 (5)2.1压气机工作原理 (5)2.1.1基元级速度三角形 (5)2.1.2增压原理 (6)2.2喘振的定义 (7)2.3喘振的表现及危害 (8)2.3.1案例 (8)3 造成发动机喘振的原因 (10)3.1气流分离 (10)3.2叶片槽道的扩压性 (11)3.3旋转失速 (12)3.3.1旋转失速的定义： (12)3.3.2低速气流区的生成： (12)3.3.3旋转失速分类： (12)3.3.4旋转失速的主要特征： (12)3.3.5旋转失速的影响： (12)3.3.6旋转失速与喘振的关系： (13)4 喘振的预防及应采取的措施 (14)4.1通过改进发动机结构设计来预防喘振 (14)4.2通过设计喘振控制系统来防止喘振的发生 (14)4.2.1喘振控制系统常用的防止喘振方法: (14)4.2.2可旋转导向叶片 (15)4.2.3控制供油规律 (16)4.3正确操作，精心维护发动机，也能避免喘振的发生 (16)4.4战斗机发射武器时发动机喘振采取的措施 (17)4.5飞行过程中发动机喘振采取的措施 (17)4.5.1 副油路节流嘴直径（压降）对主调节器的影响 (17)4.5.2 升压限制器投入工作点对防喘切油的影响 (18)4.5.3 定压源不稳定对防喘切油过程的影响 (18)4.5.4 副油路节流嘴直径改变对主油路节流嘴影响 (18)4.5.5 层板节流器流量对防喘切油的影响 (18)结束语 (3)谢辞 (4)文献 (5)1 概述近几十年来，随着航空事业的发展，飞行器的安全性和可靠性越来越引起人们的重视，特别是民用客机，一旦发生故障，轻则影响飞机的性能，重则机毁人亡，后果不堪设想。
多级轴流压气机喘振特性分析
气机级问参 数实验数据 的基础上 ， Ｆ Ｃ Ｄ结果可作 为多级轴流
０ 前
言
压 气 机设 计 参 考 可行 性 和意 义 。
现代燃 气轮机发 展要求 压气机 在非设计工 况也要有 良
好 的性 能 ， 过 对 非 设 计 点 工 况 尤 其 是 近 喘 振 工 况 点 流 动 机 通
１ 网格模 型及数值方法
摘要 ： 于求解三维雷诺平均 Ｎ— 基 ｓ方程 ， 采用 混合平 面法并应 用微机 网络并行计 算技术 ， 结合 Ｓａａ —Ａｌ ｒｓ ｐｌｒ ｔ ｌｍａ ａ ａ
一
方程湍流模型 ， 对某型多级轴流压气机非设计工况进 行 了数值 计算 ， 分析 了近喘振 工况下 的流场特性 。结果 表
明： 近喘振点时气流流量减小 ， 在 在叶片吸力 面尾缘处 容易出现分离 ， 而且叶根附近分离最 强。数值模拟结果 与实
２ＳａｇａＴｒｉ ｌ ｔ ｏ ｐｎ ｉｉｄ Ｓａｇａ２０４ ，ｈ ａ ｈｎｈｉ ｕ ｎ Ｐａ ｍ ａｙ ｍｔ ， ｈｎｈｉ０２０ Ｃｉ ） ｂ ｅ ｎＣ Ｌ ｅ ｎ
Ａｂｓｒ ｃ Ｉ ｈ ｓｐａ ｒ ｔ ｎｔｒ ａ ｏ ｏ ｈ ｌｉｔｇ ｘａ ｏ ｔ ａ ｔ：ｎ ｔ ｉ ｐｅ ，ｈｅ ｉ ｅ ｎ ｌｆ ｗ ｆｔ ｅ ｍｕ ｔｓａ ｅ ａ ｉｌｃ ｍｐｒ ｓｏ ｓｃ ｌｕｌｔｄ ｂａ ｅ ｎ Ｒｅ ｎ ｌ ｖ ｒ ｇ ｄ Ｎ— ｌ ｅ ｓ ｒｗａ ａｃ ａｅ ｓ ｄ ｏ ｙ ｏｄｓａ ｅａ ｅ Ｓ
验数据吻合较好 ， 可为压气机 的设计和优化提供参考 。 关键词 ： 湍流模型 ； 轴流压气机 ； 数值计算 ； 三维流场
分 类 号 ：Ｋ ７ Ｔ ４２ 文 献 标 识 码 ： Ａ 文 章 编 号 ：０ １５ ８ （００ ０ －２ ００ １０ —８ ４ ２ １ ）４０ ５ － ３
轴流式压气机的喘振和预防处理
轴流式压气机的喘振和预防处理作者：廖盛超来源：《科技传播》2016年第14期摘要喘振是航空发动机压气机的一种工作不正常的表现。
喘振影响的不仅是发动机的正常工作，而且影响到飞机的正常使用和安全。
本文介绍了压气机发生喘振现象和原因并总结了飞行人员在各个飞行阶段预防喘振应采取的措施及出现喘振时的处置方法。
关键词压气机；喘振；防喘；气流分离中图分类号 TH13 文献标识码 A 文章编号 1674-6708（2016）167-0181-021 压气机喘振的现象压气机发生喘振时，会出现一系列的外部特征及仪表特征指示，它们可给飞行员提供判断喘振发生的依据：1）发动机排气温度升高，排气温度表指示增大。
由于喘振时进入燃烧室空气量减小了，使燃烧室出口的燃气温度升高。
2）发动机的功率下降，表现为扭矩压力表指示值减小。
喘振发生后进入发动机的空气流量减小。
3）发动机抖动而引起较强烈的机械振动。
喘振时气流在压气机中的轴向振荡。
4）发动机的声音由正常工作的连续啸声变为低沉的断续声。
5）气流有倒流现象，进气口有时看到冒白烟。
由于严重喘振发生时压气机通道严重堵塞，使已压缩的部份气体从进气口倒流出来，急剧膨胀，温度骤降而使周围水汽凝结而形成白雾。
6）尾喷口喷火，伴有放炮声。
由于发生喘振后，进入燃烧室的空气量减小，燃油不能完全燃烧，但温度较高，当到尾喷口遇到空气而重新快速燃烧，出现火舌和伴有放炮声。
2 喘振的原因压气机喘振是由于压气机工作状态严重偏离了设计工作状态而产生了气流分离引起的。
下面我们分析压气机中气流分离的形成和发展。
就压气机工作叶轮而言，气流是否分离，要看进口相对速度方向而定，而气流相对速度方向与气流流量系数有关。
发动机设计状态是发动机设计的基准状态，通常是一定大气条件下发动机最大连续工作状态。
如果压气机处于设计工作状态，则流量系数等于设计值，气流相对速度方向与叶片前缘方向一致，如图1（a）所示，叶轮内不会出现气流分离现象。
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实验误差均小于 5% ,在误差允许范围之内 。
表 1
计算结果对比
转速 n
实测折合
计算折合
流量 G1 压比 流量 G2 压比 流量误差
n = 0. 85 (喘振点 ) 33. 88 4. 28 32. 38 4. 27 4. 43%
n = 0. 85 n = 0. 87 (喘振点 )
37. 36 34. 77
Performance Analysis of M ultistage Axial Comp ressor at Surge Conditions
HU J iang2feng1 , OU YANG2hua1 , HE Lei2 , DU Zhao2hui1
(1 School ofM echanical Engineering, Shanghai J iaotong University, Shanghai 200240, China; 2 Shanghai Turbine Plant Company L im ited, Shanghai 200240, China)
图 1 压气机整体计算网格示意图
采用三维黏性 N - S方程求解程序 Fine / Turbo对 4种转
速下工况分别进行定常计算 。工质为理想气体 , CFL 数取 2,
动静交接面采用混合平面模型 。由于 S - A模型能较好地模
拟堵塞点附近流量变化小而效率压比急剧下降的现象 ,且能
模拟的范围较广 ,因此这里的计算湍流模型选用 S - A 一方
图 2 85%设计转速下动叶相对进口气流角分布
图 3 87%设计转速下动叶相对进口气流角分布 图 4 85%设计转速下近喘振点第 6级静叶近叶根处
图 5 85%设计转速下近喘振点第 6级静叶 速度矢量沿叶高的分布图
252
汽 轮 机 技 术
第 52卷
实验的情况下 , CFD 计算结果中的级间参数分布 ,可作为参 考来修正设计中所需要的模型 。
(2)在近喘振工况下 ,小流量造成攻角增大 ,气流从叶片 吸力面分离 ,损失增大使气流马赫数降低 ,不稳定区域逐级 放大 ;表明本文所用数值方法可以有效地模拟出压气机叶片 排内真实流动情况 ,通过对不稳定工况产生机理的分析可为 压气机改良和喘振裕度提高等提供参考 。
参考文献
[ 1 ] Steven R W , Robort A D. Redesign of a 12 - Stage Axial - Flow Comp ressor U singMultistage CFD [ C ]. ASME Paper 2001 - GT 0351, 2001.
考 。目前 ,全三维的多级压气机 CFD 计算技术已完全参与 进 、出口段网格采用 H型拓扑结构 ,叶片段采用 O 型拓扑结
到 多 级 压 气 机 的 设 计 开 发 过 程 中 , 并 取 得 了 很 多 成 果 。 构 ,网格总数 5 343 030。
Steven[1 ]采用多级 CFD 技术分析修正 5 ～11 级静叶叶型出
3 结 论
图 6 S2面相对马赫数分布
图 7 85%转速下近喘振点时整机静压分布 转速下静压分布 ,静压沿轴向逐渐的升高 ,标志着压气机在 通道内沿流向逆压梯度增大 ,这些也都将加剧叶片气流分 离 、损失和马赫数下降 ,马赫数变化区域沿径向 、轴向的逐级 放大 ,验证了不稳定性在多级轴流压气机中逐级增强 。
第 52卷 第 4期 2010年 8月
汽 轮 机 技 术 TURB INE TECHNOLOGY
Vol. 52 No. 4 Aug. 2010
多级轴流压气机喘振特性分析
胡江峰 1 ,欧阳华 1 ,何 磊 2 ,杜朝辉 1
(1 上海交通大学机械与动力工程学院 ,上海 200240; 2 上海汽轮机厂有限公司 ,上海 200240)
口角 ,解 决 了 该 压 气 机 中 间 几 级 效 率 偏 低 的 问 题 。M an2
sour[2, 3 ]使用多级 CFD 程序 APNASA 研究分析 ,通过调整动
叶出口角和静叶安装角来修正压气机部分动 、静叶叶型的方 法 ,解决了压气机的初步设计结果级间匹配不能满足设计要 求的问题 。相比之下 ,国内在这方面起步则相对较晚 ,但也 做了很多研究工作 [4 - 6 ] 。总的来说 ,目前国外系统化地试验 与多级 CFD技术相结合的压气机设计理念已经形成 ,通过 计算掌握压气机内部流场的真实分布 ,以便能够更好地进行 压气机的设计和改良 。
Abstract: In this paper, the internal flow of the multistage axial comp ressor was calculated based on Reynolds averaged N 2S formulation and one formulation tubulence model at off2design points, using m ixing p lane method and PC network parallel computational technique. The performance of flow near choke points was analysised. Results show that mass flow rate decreases and flow separates at tailing edge of suction surface especially at blade root near the choke points. CFD results are good agree with experimental results, and can be used for design and op tim ization of comp ressor. Key words: tubulence m odel; ax ia l com pressor; num er ica l sim ula tion; 3D flow f ield
程模型 。以守恒形式的有限体积法进行空间离散 ,采用中心
差分格式 ,时间采用四阶显式 Runge - Kutta求解方法 。为了
加速收敛 ,采用了多重网格和隐式残差平均化技术 。
控制方程的通用形式为 :
5 (ρ<) 5t
+ div (ρu<)
= div (Γgrad<) + S
(1)
作者简介 :胡江峰 (19812) ,男 ,陕西蒲城人 ,在读博士生 ,主要从事叶轮机械气动热力学研究 。
[ 2 ] M Mansor, S H ingoranl, Y Dong. A New Multistage Axial Com2 p ressor Designed with the APNASA Multistage CFD Code: Part1 Code Calibration[ C ]. ASME Paper 2001 - GT - 0349, 2001.
3. 4 4. 48
37. 54 34. 65
3. 41 0. 49% 4. 45 0. 3%
n = 0. 87
37. 13 4. 0 38. 01 3. 96 2. 2%
压气机的流动和增压是通过转子的做功和叶栅的扩压 来实现的 ,不同流量将会引起叶片进口攻角的改变 。图 2和 图 3分别是 85%、87%转速下第 6和第 7级动叶进口相对气 流角 ,近喘振工况下 ,相比最高效率点工况 ,气流相对进气角 明显偏大 ,最大处有 20°左右 ,另外气流角在靠近轮毂附近变 化最大 ,沿叶高逐渐减小 ,这与实际情况比较符合 。整体来 看第 7级动叶进气角比第 6级要大 ,表明了攻角偏离随着级 数增加有放大的趋势 。图 4为 85%近喘振工况点第 6 级静 叶近叶根处 S1流面速度矢量图 ,图 5是 85%近喘振工况点 第 6级静叶沿叶高的的速度矢量图 ,从图中可以清晰看出在 近喘振点时 ,动叶攻角的改变 ,使得静叶进口攻角也相应发 生变化 ,在大的正攻角下 ,叶片吸力面后半段尾缘附近出现 很强的气流分离 。由于叶片根部气流流通面积减小 ,相对而 言气流分离现象更为严重 。基于以上分析表明 :在非设计点 工况下 ,压气机进口流量发生变化 ,引起流量系数改变 ,因而 使得各级的攻角也发生相应的变化 ,导致叶片吸力面尾缘处 气流出现分离 ,可能导致压气机进入不稳定工况区 ,在压气 机设计中如果采用可变安装角导叶 ,使导叶安装角随着流量 变化而变化 ,可以提高压气机稳定裕度 。 图 6是 85%、87%转速下 4个工况点的子午面相对马赫 数云图 。从图中可以看出 ,气流最大相对马赫数不到 0. 8,压 气机是在亚声速条件下工作的 。85%和 87%的最高效率点 工况下 ,沿流向和径向马赫数分布较为连续 ,分布范围较小 。 在近喘振点工况下 ,从第 1级动叶根部开始 ,马赫数要比稳 定工况下低 ,且逐级沿展向和轴向扩展 ,表明在近喘振工况 点 ,从第 1级动叶开始 ,已经出现了气流分离 ,影响了后面级 的进气攻角 ,使后面级也偏离额定状态下工作而产生气流分 离 ,由于叶片根部气流流通面积小 ,相对而言气流分离更为 严重 ,造成附近气流马赫数下降最大 。图 7显示了 85%设计
本文对压气机 85%、87%设计转速下 4个工况进行了数
值计算 ,如表 1 (流量数据均无量钢化 )所示 ,并把结果与试
验结果进行了对比 ,从表中可以看出 , 85%近喘振工况 ,计算
流量和实验流量偏差最大 ,达到 4. 43% ,稳定工况下流量偏
差最小为 0. 3% , 4个模拟工况结果表明 , CFD 的计算流量与
本文对某型号多级轴流压气机 4个非设计点工况进行 了数值计算 ,并与试验结果进行了对比 ,一方面对本文使用 的 CFD数值方法进行验证 ; 另一方面 ,通过对级间流场分 析 ,讨论了稳定工况和近喘振工况下流动特性差异 ,以及流 动分离的产生的原因及发展 ;最后探讨了在缺少多级轴流压 收稿日期 : 2009211207