权益分类	功能权益	普通用户	{{item.name}}会员
{{category.name}}	{{benefitItem.name}}

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

基本信息

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

项目摘要

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。

The speed of return of the engine is high. The pressure ratio of the compressor is high. The pressure ratio is high. The relative inflow speed of the engine is high. The speed of sound is high. The pressure recovery rate is good under supersonic flow conditions. In this study, equiangular imaging of a double-profile airfoil with a chord ratio of 0.69 was performed to obtain a detailed measurement of the pressure distribution on the airfoil surface and on the sidewall of the airfoil. The Lord knows what to do with it. (1)A straight line is formed by a straight line and a straight line. (2)Pressure distribution in the maximum efficiency point and one-dimensional flow analysis are predicted with great accuracy. (3)The reason for the collapse of the engine is that the engine is not stable, and the engine is not stable. (4)Supersonic inflow conditions, shock wave generation in front of the wing, normal shock wave generation in front of the wing pressure, normal shock wave generation in front of the wing pressure (5)The shock wave flow rate decreases, the inflow angle decreases, and the wing pressure surface moves upward. The generation of shock wave is clear, the flow rate is changed, the inflow rate is changed, the shock wave structure is changed, the stall limit is changed, and the quantitative data is constructed.