高性能亚音速平面叶栅风洞设计

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1、2010年10月沈阳航窄工业学院学报第27卷第5期JournalofShenyangInstituteofAeronauticalEngineeringOct．2010V01．”No．5文章编号：1007—1385(2010)05—0018—05高性能亚音速平面叶栅风洞设计张宏李光里赵长宇(沈阳航空航天大学飞行器动力与能源学院。辽宁沈阳110136)摘要：论述了用于测量压气机和涡轮叶片在亚声速状态下的二维气动特性的平面叶栅风洞设计问题。风洞采取暂冲式直流型式，由压缩机和储气罐提供高压气流，稳定段前采用大开角扩散段

2、，并在扩散段进口段设置整流锥，锥后加装两层球面整流网，收缩段与稳定段连接处加设唇口，唇13与收缩段型面曲线均为双三次曲线，为防止试验段由于内外压力差导致漏气所造成的压力损失，在试验段外部加装了驻室结构，出口气流通过消声塔降低噪音再排人大气。风洞整体参数居于国内领先水平。关键词：叶栅风洞；压气机叶片；涡轮叶片；驻室；大开角扩散段；噪声中图分类号：V211．7文献标识码：Adoi：10．3969／j．issn．1007—1385．2010．05．005发动机内部压气机或涡轮叶片组成的流道是环形三维流型，气流流经环形流

3、道的三维流场中流动状态复杂，研究和讨论的难度大。二维翼型能够模拟叶片的基本工作状况，并且参数的测量和计算都相对简单，因此平面叶栅试验依然在探索压气机与涡轮中的流动机理和先进数值模拟方法的验证等方面发挥着重要的作用，平面叶栅风洞试验对于压气机与涡轮叶片的研究有至关重要的作用。早期的亚声速压气机的动叶或静叶的设计都是以平面叶栅试验结果为依据的，压气机的流场数值计算最初也是从计算平面叶栅流场(二维流场)开始的，平面叶栅的理论和试验研究在压气机的研制和发展过程中起到过非常重要的作用。叶栅风洞为压气机和涡轮叶片的二维特性研

4、究提供了大量的数据，是学习和研究压气机与涡轮叶片过程中的重要试验台。国内一些实验基地及高校建设了数座叶栅风洞，如606研究所的高速叶栅风洞、624研究所的暂冲型超跨声速叶栅风洞、西工大、北航、南航及哈工大的叶栅风洞。这些叶栅风洞为我国的航空发动机研制和制造技术的发展做出了很大的贡献。由于这些设备建设的时间较早，所以很多技术不够完善，实验水平收稿日期：2010—06—03作者简介：张宏(1983一)，男，辽宁本溪人，硕士研究生，主要研究方向：航空发动机气动热力学及应用，E—mail：出angIlon9198308@

5、163．corn；李光里(1939一)，男，黑龙江哈尔滨人，研究员，主要研究方向：空气动力学，E—mail：1913910@163．com。受到很大的制约。为满足我国航空推进技术发展的要求，功能齐全、测量设备先进的叶栅风洞建设项目就显得异常重要。本次设计的叶栅风洞设计是中央与地方共建高校专项资金——特色与优势学科实验室建设项目。1设计要求平面叶栅实验是通过实验的手段来研究不同几何特征的叶栅在不同的进口条件(叶栅进口马赫数Ma和攻角i)和出口条件(出口马赫数Ma。和叶栅的静压增压比丝)下的叶栅气动性能。我Pl们设计

6、的叶栅风洞(简称SHYS—1)采取暂冲下吹开口形式，工作时间为60s，设计要求不加试验叶栅情况下试验段马赫数最大为0．8，160mm×(130—330)mm的矩形截面，试验段来流均匀，叶栅攻角可调范围是200～1300。与国内已运行的平面叶栅风洞参数(见附表)相比较，具有实验角度范围大、一次实验可容纳叶型多、实验操作比较简单且位置精度高、噪声水平低等特点。建成后，将为学校教学、科研及发动机航空院所技术发展提供高水平实验平台。2气动参数计算整理根据要求的试验段马赫数和截面参数，以及各段的压力损失系数，从试验段出口开

7、始向前依次算出各段的总压P’，静压P，总温r’，静温r，第5期张宏等：高性能哑音速平面叶栅风洞设计19对应不同静温下的音速C，气流流速秽和雷诺数如等气动参数。将计算结果绘制成曲线图表，从各截面总压与静压分布图中可以看出损失主要是发生在大开角扩散段和试验段出口。大开角扩散段中气流流速较高，气流分离难以完全避免，防分离元件也增加损失。故产生较大的总压损失。各截面总压，静压，速度分布如下图所示：l234567．／。ki＼．一、．／’一，＼，一^量V出蘧图1截面编号图图2各截面总压分布图图3各截面静压分布图300，、25

8、0之2003150魁100煅50O图4各截面气流流速分布图3分段设计3．1气源系统由于是暂冲式风洞，采用高压气罐供气方式，空气压缩机把空气打入气罐，依次设置截止阀、快速阀、膨胀节和调压阀。试验段马赫数为0．8时的质量流量为19．49kg／s，储气罐初始储气压力为1．2MPa，终止使用压力为0．35MPa，计算出储气罐的体积为175m3，气流经过调压阀后压力降到约为0．16