导读:本文包含了自循环式机匣论文开题报告文献综述及选题提纲参考文献，主要关键词:自循环机匣处理,转子,引气,失速裕度
自循环式机匣论文文献综述
晏松,楚武利[1]（2019）在《不同转速下自循环机匣处理对转子性能的影响》一文中研究指出以NASA Rotor 37为研究对象,采用数值模拟的方法研究了自循环机匣处理的引气位置在不同转速下对转子性能的影响。研究结果表明:自循环机匣处理的引气位置和转子转速对转子性能的影响具有交互性,其本质原因在于转子在不同转速下处于近失速状态时,转子叶顶区域的流动状态不同,从而造成引气位置和叶顶堵塞区域的相对位置会随着转子转速的变化而变化,进而对转子的性能影响呈现出交互性。通过对叁种转速下自循环机匣处理的引气位置对转子稳定性的影响分析知,引气位置位于转子叶顶堵塞区尾缘处时对转子叶顶区的流动堵塞抑制能力最强,极大地改善了转子叶顶区域的流通状况,对转子的失速裕度改进量最为有利,在100%、90%和70%设计转速下,失速裕度改进量的最大值分别为7.46%、8.52%、6.14%。此外,通过对转子叶顶的流场细节分析得知,不同转速下自循环机匣处理的引气位置位于转子近失速工况的叶顶堵塞区尾缘处时,在叶顶造成的高比熵区最少,对转子效率的降低幅度最小,于效率最为有利。(本文来源于《航空动力学报》期刊2019年11期）
石凯凯,韩少冰,钟兢军,陈帝云[2]（2019）在《自循环机匣处理喷气位置对压气机性能的影响》一文中研究指出为了揭示自循环机匣处理对Stage 37气动性能的影响机理,利用数值模拟方法研究了不同喷气位置对压气机气动性能的影响。在设计转速时,分析了不同喷气位置的自循环机匣处理装置的叶尖流场,探讨了自循环机匣处理的扩稳机理。数值模拟结果显示:不同喷气位置的自循环机匣处理在略微降低压气机效率的情况下,能够分别扩大2.96%,2.72%,2.83%,2.6%的失速裕度;设计转速时,Stage 37中转子叶尖区激波/叶尖泄漏涡相互干涉以及泄漏涡破裂后产生的阻塞区,是影响Stage 37压气机内部流动失稳的关键因素。自循环机匣处理的扩稳机制主要在于利用高速喷气抑制叶尖泄漏涡的破碎程度,减小叶尖阻塞区面积,进而提高压气机的失速裕度。(本文来源于《液压与气动》期刊2019年09期）
钟翌铭,楚武利,张皓光[3]（2019）在《自循环机匣处理改善1.5级跨音轴流压气机稳定性的研究》一文中研究指出本文参数化设计了一种自循环机匣装置，利用Coanda效应设计喷嘴和抽吸口，减少了流动损失。在某1.5级跨音轴流压气机上设置该自循环机匣处理结构，采用叁维非定常数值模拟开展研究，结果表明机匣处理对压气机峰值效率影响较小。引气位置位于堵塞区充分发展的核心，在结构设计合理时获得7.73%的失速裕度改进量。在实壁机匣的情况下，失速类型属于叶顶堵塞失速，是由叶顶泄漏涡和通道激波的相互干涉引起的。对于叶顶堵塞型失速，自循环机匣处理可以通过抽吸作用减小叶顶回流区达到拓宽压气机稳定工作范围的目的，使失速裕度向较小的流量系数方向移动，同时延迟了压气机失速的发生。(本文来源于《中国航天第叁专业信息网第四十届技术交流会暨第四届空天动力联合会议论文集——S04航空燃气涡轮推进技术》期刊2019-08-14）
晏松,楚武利,张皓光,刘凯[4]（2019）在《不同轴向引气位置对自循环机匣处理的影响研究》一文中研究指出针对转子失速时叶顶的具体流动情况,基于抽吸叶顶堵塞区低速流体的目的,设计了四种新的自循环机匣处理方案,探究其扩稳机理与常规自循环机匣处理的作用差异。数值计算选用Numeca Fine软件包的Euranus求解器,计算结果表明,通过抽吸叶顶堵塞区低速流体设计的自循环机匣处理结构,其达到的扩稳效果高于常规的自循环机匣处理。在优化设计中,当轴向引气位置位于转子叶顶堵塞区核心附近时,达到的扩稳效果最好,最大综合裕度改进量能达到15.00%。此外,本文还分析了自循环机匣处理后转子叶顶流场的差异,得出自循环机匣处理的扩稳机理在于把造成叶顶区堵塞流动的低速气流吸走,抑制了叶顶泄漏流动,改善了叶顶区的流动状况,以此来扩大转子的稳定工作范围。(本文来源于《推进技术》期刊2019年07期）
吴艳辉,杨国伟,王博,熊瑞婧,梁田[5]（2017）在《轴向引气位置对自循环机匣扩稳的能力的影响机制研究》一文中研究指出为了揭示不同轴向引气位置自循环处理机匣的扩稳机制,明确轴向引气位置对自循环机匣扩稳能力的影响,以某亚声速轴流压气机孤立转子为研究对象,进行了5通道时间精确的数值研究。通过数值模拟,得到了叁种不同轴向引气位置自循环机匣的压比特性、效率特性、基元级性能以及叶顶流场的非定常特征。研究发现,相对于传统形式的栅后引气,叶顶引气具有更强的扩稳能力和更高的压缩效率,用0.45%的引气量实现了7.63%的流量裕度改进量。在实壁工况的失稳边界流量上,叁种引气形式的自循环机匣均对叶顶流场自激非定常性起到了抑制作用,其所诱导出的低攻角和低阻塞水平持续时间约为转子转过桥路周向尺度用时的3倍。叶顶引气在引气口处加入了附面层抽吸效应,使流道阻塞水平响应自循环机匣调节的弛豫时间缩短了转子转过2/3个栅距用时,并可获得叁者中最低的阻塞水平,使其可用最小的回流量实现最大的扩稳量。(本文来源于《中国航天第叁专业信息网第叁十八届技术交流会暨第二届空天动力联合会议论文集——发动机内流气动技术》期刊2017-08-23）
王维[6]（2016）在《轴流压气机叶顶喷气和自循环机匣处理的设计规律及流动机理研究》一文中研究指出提高压缩系统的稳定性一直是航空发动机设计必须解决的重要课题。机匣处理等端壁处理技术是拓宽压气机稳定工作范围的重要手段。与传统的端壁处理技术相比,叶顶喷气和自循环机匣处理具有提升压气机失速裕度的同时不降低或提高压气机效率的优势,近十几年来受到国内外学者的广泛关注。为了设计出高效且具有工程应用价值的扩稳结构,本文选取了亚音速转子、跨音速转子和跨音速多级轴流压气机作为研究对象,对叶顶喷气和自循环机匣处理开展了参数化实验研究和数值研究,力图从亚音速到跨音速、从单级到多级的宽广范围内探索出叶顶喷气和自循环机匣处理的设计规律及流动机理。本文首先对喷嘴和自循环机匣处理的实验件进行了优化设计和模块化设计,得到了高效、紧凑的喷嘴和自循环机匣处理。在此基础上,首先针对亚音速转子开展了叶顶喷气的实验研究,通过对叶顶压力场的测量和全通道非定常数值模拟揭示了叶顶喷气的扩稳机理,并结合对跨音速转子叶顶喷气的数值研究讨论了叶顶喷气在亚音速和跨音速压气机中应用的异同。其次,以实验为手段详细研究了自循环机匣处理在亚音速压气机中的设计规律及流动机理,详细分析了自循环机匣处理同时提高压气机失速裕度和效率的原因。最后,针对传统机匣处理和叶顶喷气都无法进行扩稳的跨音速多级压气机,设计了一种新型自循环机匣处理,并通过对静子的重新设计讨论了转、静子进行联合扩稳设计的可行性。主要的研究内容和结论如下:1.喷嘴和自循环机匣处理的设计。高效、紧凑的喷嘴和自循环机匣处理是进行叶顶喷气和自循环机匣处理研究的前提。通过对喷嘴和自循环机匣处理的优化设计,喷射流紧贴机匣壁面,自循环机匣处理的总压恢复系数高达0.98。在此基础上,对喷嘴和自循环机匣处理的实验件进行了模块化设计,得到了18种喷气结构和18种自循环机匣处理结构。2.叶顶喷气的作用规律和流动机理。在亚音速压气机上实验研究了喷嘴的喉部高度和周向分布形式等对压气机失速裕度的影响规律,并对组合端壁处理(叶顶喷气和传统机匣处理的组合)进行了实验测试。研究发现,使用0.64%的喷气量可提高压气机15%的流量裕度,叶顶喷气可将周向槽机匣处理的失速裕度由9%提升至19%,而不能进一步提升轴向缝机匣处理的失速裕度。通过对叶顶喷气的参数化研究发现,当喷嘴处于堵塞状态时,压气机的失速裕度达到最大;最佳的喷嘴喉部高度为2倍转子叶顶间隙,最佳的周向覆盖比例为8.3%;喷嘴的周向分布形式和进气畸变对叶顶喷气的扩稳效果无显着影响。在跨音速压气机上通过多通道非定常数值模拟开展了叶顶喷气的参数化研究,结合对叶顶堵塞的定量分析和相关分析发现,喷气效率(喷气作用范围内的叶顶堵塞的平均减小量)决定了压气机失速裕度改进量的大小。通过对亚音速和跨音速压气机中叶顶喷气的对比发现,叶顶喷气对于两者的扩稳机理是一致的,均在于对压气机叶顶堵塞的有效抑制。叶顶喷气的非定常效应表现在,喷气影响下叶顶堵塞的恢复滞后于叶顶泄漏涡的恢复,这使得沿周向离散分布几个喷嘴即可较大提升压气机的失速裕度。3.自循环机匣处理的作用规律和流动机理。以亚音速压气机为研究对象,在叁个转速下实验测试了18组自循环机匣处理的性能,结合对转子叶顶压力的测量和全通道非定常数值模拟揭示了自循环机匣处理提升压气机失速裕度和效率的流动机理。研究发现,自循环机匣处理对压气机失速裕度的最大提升量约为10%,对压气机效率的最大改进量约为2%。自循环机匣处理的扩稳机理主要在于高速射流对叶顶泄漏涡诱发的叶顶堵塞的抑制作用,对压气机效率的改进主要在于对二次泄漏流非定常性的改变和对泄漏流量的降低。4.跨音速多级压气机中自循环机匣处理设计的探索。该压气机在90%设计转速下的失速类型为典型的叶顶过载失速,实验研究发现传统的机匣处理无法提升该压气机的失速裕度。新型自循环机匣处理以抽吸转子叶顶低能流体为手段来改善转子叶顶的流动状况,使压气机的综合裕度提高10.96%,设计点效率提升0.54%。在自循环机匣处理的作用下,压气机的失速触发位置转移至静子。通过对静子的优化设计,进一步提高了压气机的失速裕度。(本文来源于《西北工业大学》期刊2016-07-01）
康剑雄,黄国平,朱俊强,温殿忠[7]（2015）在《离心压气机失速模式及自循环机匣处理的作用机制》一文中研究指出通过对离心压气机不同转速下实壁机匣和处理机匣两种状态流场的数值模拟,研究了失速模式随转速的变化及不同失速模式下机匣处理作用机制的转变.结果表明:随转速的降低,失速模式由100%设计转速时的扩压器失速逐步向导风轮失速过渡,导风轮失速也经历了由80%设计转速时的端壁失速和叶片前缘失速向50%设计转速的通道大范围完全失速的发展过程.自循环机匣处理对离心压气机失速裕度和效率的影响都与失速模式紧密相关,其扩稳作用仅对80%设计转速时的叶片前缘失速有效.在80%左右设计转速,机匣处理使主流效率有朝大流量工况点变化的趋势,从而使效率降低.当转速低至50%设计转速时,主流通道形成大范围回流区,机匣处理的二次回流可以减少叶轮对通道回流区气流的做功量,从而提高效率.(本文来源于《航空动力学报》期刊2015年12期）
杜礼明,李文娇,李季[8]（2015）在《自循环机匣处理对离心压气机气动性能影响分析》一文中研究指出对比分析了带实壁机匣与带处理机匣的压气机模型在多工况下的气动性能,结果表明,在不同转速下,处理机匣结构都具有不同程度的扩稳作用,但同时也造成绝热效率有所降低,而且峰值效率损失随着转速增大而加剧;处理机匣前后槽口与叶顶通道形成的回流运动可有效地削弱激波与间隙泄漏流的强度以及二者的相互作用,有利于改善叶轮通道的气体流通性。(本文来源于《流体机械》期刊2015年04期）
康剑雄,黄国平,朱俊强,温殿忠[9]（2014）在《离心压气机自循环机匣处理扩稳机理分析》一文中研究指出自循环机匣处理能大幅提高离心压气机的稳定工作裕度,其回流的抽吸和二次注入具有明显的宏观流动特征。将主流按与二次注入流是否发生掺混分为掺混主流和无掺混主流两股流体,并将离心叶轮按导风轮和工作轮两个压缩部件对自循环机匣处理的作用机理分别进行了分析。数值模拟结果表明:回流流量、回流二次注入的预旋角以及二次注入流占用主流道流通面积的大小是自循环机匣处理扩稳的3个重要因素;二次注入流通过直接掺混和挤占流道使主流收缩加速两种方式减小了导风轮的进气攻角;机匣处理同时加大了导风轮和工作轮尖部的流通能力,抑制了导风轮的叶尖分离,改变了导风轮展向的载荷分布,在减小导风轮尖部载荷的同时提高了工作轮叶尖的做功能力,从而延缓了流动失稳的发生。(本文来源于《航空学报》期刊2014年12期）
卜远远,楚武利,张皓光,董兴杰[10]（2013）在《高压比离心叶轮自循环机匣处理扩稳研究》一文中研究指出为了探索自循环机匣处理扩稳机理,利用全叁维数值模拟方法对应用自循环上游槽封闭机匣和自循环机匣处理结构两种情况下的Krain高压比离心叶轮进行了详细研究。对比结果表明:自循环机匣处理能有效的延迟失速的发生并在近失速区域略微提高压气机的效率以及总压比。通过详细的流场分析表明:该机匣处理能有效地减小叶顶载荷,从而降低泄漏流相对速度,抑制间隙泄漏涡在叶顶通道内的发展以减小低速气流在流道内的阻塞,提高转子通道的通流能力,从而达到扩大稳定工作范围的目的。(本文来源于《推进技术》期刊2013年02期）
自循环式机匣论文开题报告
（1）论文研究背景及目的
此处内容要求：
首先简单简介论文所研究问题的基本概念和背景，再而简单明了地指出论文所要研究解决的具体问题，并提出你的论文准备的观点或解决方法。
写法范例：
为了揭示自循环机匣处理对Stage 37气动性能的影响机理,利用数值模拟方法研究了不同喷气位置对压气机气动性能的影响。在设计转速时,分析了不同喷气位置的自循环机匣处理装置的叶尖流场,探讨了自循环机匣处理的扩稳机理。数值模拟结果显示:不同喷气位置的自循环机匣处理在略微降低压气机效率的情况下,能够分别扩大2.96%,2.72%,2.83%,2.6%的失速裕度;设计转速时,Stage 37中转子叶尖区激波/叶尖泄漏涡相互干涉以及泄漏涡破裂后产生的阻塞区,是影响Stage 37压气机内部流动失稳的关键因素。自循环机匣处理的扩稳机制主要在于利用高速喷气抑制叶尖泄漏涡的破碎程度,减小叶尖阻塞区面积,进而提高压气机的失速裕度。
（2）本文研究方法
调查法：该方法是有目的、有系统的搜集有关研究对象的具体信息。
观察法：用自己的感官和辅助工具直接观察研究对象从而得到有关信息。
实验法：通过主支变革、控制研究对象来发现与确认事物间的因果关系。
文献研究法：通过调查文献来获得资料，从而全面的、正确的了解掌握研究方法。
实证研究法：依据现有的科学理论和实践的需要提出设计。
定性分析法：对研究对象进行“质”的方面的研究，这个方法需要计算的数据较少。
定量分析法：通过具体的数字，使人们对研究对象的认识进一步精确化。
跨学科研究法：运用多学科的理论、方法和成果从整体上对某一课题进行研究。
功能分析法：这是社会科学用来分析社会现象的一种方法，从某一功能出发研究多个方面的影响。
模拟法：通过创设一个与原型相似的模型来间接研究原型某种特性的一种形容方法。
自循环式机匣论文参考文献
[1].晏松,楚武利.不同转速下自循环机匣处理对转子性能的影响[J].航空动力学报.2019
[2].石凯凯,韩少冰,钟兢军,陈帝云.自循环机匣处理喷气位置对压气机性能的影响[J].液压与气动.2019
[3].钟翌铭,楚武利,张皓光.自循环机匣处理改善1.5级跨音轴流压气机稳定性的研究[C].中国航天第叁专业信息网第四十届技术交流会暨第四届空天动力联合会议论文集——S04航空燃气涡轮推进技术.2019
[4].晏松,楚武利,张皓光,刘凯.不同轴向引气位置对自循环机匣处理的影响研究[J].推进技术.2019
[5].吴艳辉,杨国伟,王博,熊瑞婧,梁田.轴向引气位置对自循环机匣扩稳的能力的影响机制研究[C].中国航天第叁专业信息网第叁十八届技术交流会暨第二届空天动力联合会议论文集——发动机内流气动技术.2017
[6].王维.轴流压气机叶顶喷气和自循环机匣处理的设计规律及流动机理研究[D].西北工业大学.2016
[7].康剑雄,黄国平,朱俊强,温殿忠.离心压气机失速模式及自循环机匣处理的作用机制[J].航空动力学报.2015
[8].杜礼明,李文娇,李季.自循环机匣处理对离心压气机气动性能影响分析[J].流体机械.2015
[9].康剑雄,黄国平,朱俊强,温殿忠.离心压气机自循环机匣处理扩稳机理分析[J].航空学报.2014
[10].卜远远,楚武利,张皓光,董兴杰.高压比离心叶轮自循环机匣处理扩稳研究[J].推进技术.2013