超声速压气机叶栅流动机理及叶型设计方法研究

In order to optimize the design of supersonic/subsonic compressor and improve the thrust-weight ratio of aeroengine, the flow mechanism and the airfoil design method of supersonic cascade need an in-depth study. This project focuses on the supersonic cascade where the inlet flow is supersonic but the axial flow is subsonic. The flow and the fluctuation transmission in the cascade channel shall be studied by means of theoretical analysis, numerical calculation and wind tunnel experiments. The research works include: 1) supersonic compressor airfoil design method based on the unique incidence; 2) the realization of organizing pressurization in the cascade channel with multiple oblique shockwaves and one normal shockwave; 3) the separation rule of the shock-wave/ boundary-layer interaction(SWBLI) in the cascade channel; 4) the experimentation and measurement methods of the supersonic cascade based on the finite cascade model. Through this research, the following objectives will be achieved: The Mach number and flow angle at the inlet of the cascade channel can be ensured to be equal to the design value; SWBLI in the cascade channel is weaken; the supersonic cascade’s loss will be lower than now.

为了更好地设计跨/超声速压气机，提高航空发动机推重比，需要深入研究超声速叶栅的流动机理和叶型设计方法。本项目将采用理论分析、数值模拟和风洞试验相结合的手段，以来流速度超声而轴向分速亚声的超声速叶栅为研究对象，探讨超声速叶栅通道内的流动及通道前的扰动传播。研究内容包括：1)基于唯一进气角原理的超声速叶型设计方法; 2)叶栅通道内多道斜激波加一道正激波组合增压实现方法；3)超声速叶栅激波/附面层干扰的分离准则；4)基于有限叶栅模型的超声速叶栅试验和测量方法。通过本项目研究，可确保超声速叶栅来流马赫数和进口气流角等于设计值；削弱叶栅通道内的激波/附面层干扰；进一步降低超声速叶栅损失。

压气机是航空发动机的核心构成部分，决定着发动机研制的成败。但迄今为止航发压气机内的超声速流动组织仍存在困难，超声速压气机没有形成能力，跨声速压气机设计理论和激波组织技术需要进一步完善。叶栅流动是压气机流动简化，是叶型设计依据和手段。本项目开展超声速叶栅流动机理及叶型设计方法研究，目的在于通过超声速叶栅流动揭示跨/超声压气机的本质，为先进航发压气机设计提供理论认识、模型数据和方法手段。项目完成的研究内容主要包括以下四个方面：①完成栅前扰动传播的理论分析，给出唯一进气角的流动物理解释，形成考虑栅前流动损失修正的唯一进气角计算方法；②完成了超声速叶栅喉道对性能的影响理论分析，实现二维叶型/三维压气机转子起动问题的数值验证，形成起动问题的物理解释和一维计算方法；③发展了超声速叶栅前端激波模型和损失计算方法，总结得到9种通道激波模型；④提出基于唯一进气角的叶型设计方法，并完成多个叶型设计。本项目研究成果中的激波组织技术、起动/溢流问题和激波模型可直接用于指导压气机设计。