遷音速円形翼列ディフュ-ザの衝撃波構造と翼負荷

跨音速圆叶栅扩压器激波结构及叶片载荷

• 批准号: 01550151
• 负责人: 速水 洋
• 金额: $ 1.22万
• 依托单位: Kyushu University
• 依托单位国家: 日本
• 项目类别: Grant-in-Aid for General Scientific Research (C)
• 财政年份: 1989
• 资助国家: 日本
• 起止时间: 1989 至 无数据
• 项目状态: 已结题
• 来源: https://kaken.nii.ac.jp/grant/KAKENHI-PROJECT-01550151/
• 关键词: 遠心圧縮機; ディフュ-ザ; 翼付きディフュ-ザ; 遷音速ディフュ-ザ; 円形翼列; 衝撃波; サ-ジ

タ-ボ機械の羽根車を高速度で回転すれば単段の圧縮機で高い圧力比を得ることができるが、圧力比が4を超えると羽根車への相対流入速度やディフュ-ザへの流入速度が音速を超える。申請者らが開発した小弦節比円形翼列ディフュ-ザは、衝撃波の発生が避けられないこのような超音速流れ状態下でも、広い流入角の範囲にわたって圧力回復率が良好であった。本研究では、弦節比0.69の二重円弧翼からなる直線翼列を等角写像して得られる円形翼列を遷音速遠心圧縮機のディフュ-ザとして用いて、翼列への流入マッハ数および流入角を広い範囲変化させて、翼表面および翼間側壁面の圧力分布を詳細に計測した。得られた主な知見は以下の通りである。(1)ディフュ-ザ翼の迎え角-揚力特性は翼列の食違い角ならびに流入マッハ数によらずほぼ一本の直線で表される。(2)最高効率点におけるディフュ-ザ内の圧力分布は、一次元流れ解析を用いて十分の精度で予測できる。(3)圧縮機サ-ジングの原因がディフュ-ザにある場合でも、翼は十分な働きをしており、ディフュ-ザ翼の失速が原因でないことが明らかとなった。(4)超音速流入状態において、衝撃波は翼前縁直前に発生するのではなく、通常の衝撃波に比べて圧力の変化は緩やかではあるが、翼負圧面に垂直衝撃波が発生することが確認された。(5)その衝撃波は流量の減少すなわち流入角の減少と共に翼負圧面上を上流側へ移動していることが明らかとなった。衝撃波の発生が明確になったが、流量変化あるいは流入マッハ数の変化による衝撃波構造の変化、さらには失速限界に対する定量的な資料を構築するためには、もっときめ細かな計測が必要である。

タ - ボ mechanical の calamus を high speed で back planning す れ ば 単 segment の 圧 shrinkage machine で high い pressure than を る こ と が で き る が, pressure than が 4 を え る と calamus car へ の phase flow speed seaborne や デ ィ フ ュ - ザ へ の inflow velocity が sonic を super え る. Applicants ら が open 発 し た small string section than wing has drifted back towards &yen; shape column デ ィ フ ュ - ザ は, strong shock wave の 発 raw が avoid け ら れ な い こ の よ う な れ supersonic flow condition で も, hiroo い inflow Angle の van 囲 に わ た っ て pressure response rates が good で あ っ た. This study で は, string section 0.69 の double has drifted back towards &yen; arc wing か ら な る straight wing column を isometric write like し て have ら れ る wing has drifted back towards &yen; shape column を moving sound telecentric 圧 shrink machine の デ ィ フ ュ - ザ と し て in い て, wing column へ の inflows マ ッ ハ number お よ び inflow Angle を hiroo い van 囲 variations change さ せ て, wing surface お よ び wing wall surface between の pressure distribution を detailed に measuring し た. The られた master な has the knowledge that the following られた are related to である. (1) デ ィ フ ュ の meet え ザ wing Angle - uplift force characteristic は wing Angle of column の food violations い な ら び に inflows マ ッ ハ number に よ ら ず ほ ぼ a の linear で table さ れ る. (2) The <s:1> pressure distribution and the one-dimensional flow れ within the highest efficiency point におけるディフュ-ザ are analyzed を and pre-measured で る る る る with <s:1> て tenfold <s:1> accuracy で. (3) 圧 shrink machine サ - ジ ン グ の reason が デ ィ フ ュ - ザ に あ る occasions で も, wing は very な 働 き を し て お り, デ ィ フ ュ - ザ wing の stall が reason で な い こ と が Ming ら か と な っ た. (4) the supersonic flow state に お い て, strong shock wave は wing before try ahead に 発 raw す る の で は な く, usually の shock wave に than べ て pressure の variations change は slow や か で は あ る が, negative 圧 wing surface に vertical shock wave が 発 raw す る こ と が confirm さ れ た. (5) そ の blunt shock wave は flow の reduce す な わ ち inflow Angle の を reduce negative 圧 と altogether に wing surface upper side へ mobile し て い る こ と が Ming ら か と な っ た. Blunt shock wave の 発 raw が clear に な っ た が, flow - あ る い は inflows マ ッ ハ number の variations change に よ の る blunt shock wave structure variations, さ ら に は stall margin に す seaborne る quantitative を な data to construct す る た め に は, も っ と き め fine か な measuring が necessary で あ る.

项目成果

Hayami H.他: "Application of a Low-Solidity Cascade Diffuser to Transonic Centrifugal Compressor" ASME Journal of Turbomachinery. 112. 25-29 (1990)

Hayami H. 等人：“低固体级联扩压器在跨音速离心压缩机中的应用”ASME 涡轮机械杂志 112. 25-29 (1990)

Hayami H.: "Encyclopedia of Fluid Mechanics Vol.8" Gulf Publishing Company, 1216 (1989)

Hayami H.：“流体力学百科全书第 8 卷”海湾出版公司，1216 (1989)

速水洋 他: "遷音速遠心圧縮機の小弦節比円形翼列ディフュ-ザ" 日本機械学会論文集B編. 55. 758-763 (1989)

Hiroshi Hayami 等人：“用于跨音速离心压缩机的小弦比圆形叶片叶栅扩压器” 日本机械工程师学会会刊，B 卷，55. 758-763 (1989)