大曲率过渡段耦合积分边界层模型发展及其控制方法研究

1144766066 · 发表于 2022-5-6 18:07:45

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雅宝题库解析：
随着航空推进技术的发展，航空发动机的推重比逐渐增加，要求推进系统的整体结构更加紧凑。由于风扇和压气机的级负荷提高难度很大，而双轴涡扇发动机的高、低压压缩系统的过渡段过于冗长，可通过缩短过渡段长度，以减轻发动机重量从而提高发动机体推重比。常规过渡段本身S型大区率流道，在缩短后，内外壁的曲率增大，从而导致过渡段内气流损失增大，甚至壁面边界层分离。因此，本文从曲率出发，探索曲率对过渡段壁面边界层发展的影响及大曲率边界层流动控制方法研究。首先，由于过渡段本身的大曲率不可忽略，常规的平板边界层方程不再适合过渡段。因此，在Kerrebrock平板边界层抽吸模型的基础上，发展了带曲率的边界层积分方程，并将模型应用于边界层抽吸中。其次，采用Fortran编程得出模型结果，并进行数值模拟，以验证模型。最后，在过渡段试验台上进行了过渡段抽吸实验，并采用热膜实际测量抽吸前后过渡段轮毂壁面边界层分离点的实时变化，进一步验证模型。本文研究工作表明：（1）发展曲率-边界层模型并得出：在过渡段中，轮毂壁面边界层分离位置约为x/L=0.75；同时发展曲率-边界层抽气模型，同时得出：在过渡段轮毂抽吸气时，抽吸位置选取壁面分离开始位置，且最佳抽吸量与当地动量厚度相当。（2）采用数值模拟，得出的过渡段壁面边界层分离位置与最佳抽吸量与模型得出结果相吻合，验证了模型的正确性。（3）过渡段轮毂抽气实验，得出抽吸前，分离点位置为x/L=0.775左右的位置；抽吸后，分离位置随抽吸量增大而后移，进一步验证了模型的正确性。

大曲率过渡段耦合积分边界层模型发展及其控制方法研究

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