軸流圧縮機動翼列における環状端壁境界層の制御

轴流压气机叶栅环形端壁边界层的控制

• 批准号: 08750210
• 负责人: 木上 洋一
• 金额: $ 0.58万
• 依托单位: Kyushu University
• 依托单位国家: 日本
• 项目类别: Grant-in-Aid for Encouragement of Young Scientists (A)
• 财政年份: 1996
• 资助国家: 日本
• 起止时间: 1996 至 无数据
• 项目状态: 已结题
• 来源: https://kaken.nii.ac.jp/grant/KAKENHI-PROJECT-08750210/
• 关键词: 多段軸流圧縮機; 高負荷化; 環状端壁境界層; エンドベンド; エンドスイ-プ

高効率でかつ作動領域の広い高負荷な多段軸流圧縮機を開発するための基礎として,環状端壁境界層による二次流れを制御する動翼,即ちエンドベンド・エンドスイ-プさせた翼(以下エンドベンド翼)を設計・製作し,段落性能試験と内部流動計測を行うと共に,三次元粘性流動解析を行った.試験装置として多段軸流圧縮機の内部流動,特に端壁境界層での流れを模擬するために,案内羽根-静翼-動翼-静翼から成る軸流翼列試験装置を用いた.動翼として,従来の設計法に基づくやや高負荷な基準翼とエンドベンド翼の二つを製作し,各々について性能試験と内部流動計測を行った.5孔ピト-管による内部流動の計測では案内羽根-静翼-動翼-静翼の各翼後方において,半径および周方向にピト-管をトラバースさせて三次元速度ベクトルや全圧の分布を測定した.一方熱線流速計を用いた周期的多点抽出法による測定では,動翼後方の三次元速度ベクトルや二次流れ損失などを計測した.その結果次のことが明らかとなった.まず段落性能に関しては,エンドベンド翼の段落性能は基準翼と比較して最高効率が0.7%高い,サージングマージンが17%広いなど性能が大きく改善された.またピト-管による動翼後方における半径方向の全圧分布の計測結果より,段落性能の改善はエンドベンド翼による環状端壁境界層の活性化に起因し,エンドベンド翼による端壁境界層の制御が可能であることが明らかとなった.さらにピト-管による動翼後方の周方向の計測結果より,動翼後方の全圧や速度ベクトルは,前の静翼の影響により周方向の非一様性が無視できず,その非一様性が翼列性能の評価に与える影響は極めて大きいことが明らかとなった.一方三次元ナビエ・ストークス流れ解析では,有限体積法を用いた定常圧縮スキームで数値解析を行った.その結果数値解析においても,環状端壁境界層の発達の抑制による性能改善が確認された.

High rate of unseen で か つ actuation field の hiroo い high load な multistage axial 圧 shrink machine を open 発 す る た め の based と し て, annular end wall boundary layer に よ る secondary flow れ を suppression す る wing, namely ち エ ン ド ベ ン ド · エ ン ド ス イ - プ さ せ た wing (hereinafter エ ン ド ベ ン ド wing) を し design, manufacture, paragraph performance test と internal flow measuring line を う と に, three Dimensional viscous flow analysis を line った. Test device と し て multistage axial 圧 の internal flow, indentation machine, に で end wall boundary layer flow の れ を simulation す る た め に, in case the base - the wing - static dynamic wing - static wing か ら into wings る axial column test device を with い た. Moving wing と し て 従 to の に design method base づ く や や high load な benchmark wing と エ ン ド ベ ン ド wing の two つ を し, each 々 に つ い て performance test と internal flow measuring line を っ た. 5 hole ピ ト - tube に よ る の inside flow measuring で は calamus within the case - the wing - static dynamic wing - static wing の each rear wing に お い て, radius お よ び weeks direction に ピ ト - tube を ト ラ Youdaoplaceholder0, スさせて, three-dimensional velocity ベ, を, ト, や, total pressure <s:1> distribution を determination, た. Party hotline meter を with い た cycle of multipoint extraction method に よ る determination で は, three dimensional dynamic rear wing の speed ベ ク ト ル や secondary flow loss れ な ど を measuring し た. そ の results time の こ と が Ming ら か と な っ た. ま ず paragraph performance に masato し て は, エ ン ド ベ ン ド performance benchmark は wing wing の paragraph と compare し て highest が sharper rate 0.7% high い, サ ー ジ ン グ マ ー ジ ン が 17% hiroo い な ど performance が big き く improve さ れ た. ま た ピ ト - tube に よ る move behind the wing に お け る radial distribution の の 圧 all measuring results よ り, paragraph improvement の は エ ン ド ベ ン ド wing に よ る ring end wall boundary layer の activeness に し cause, エ ン ド ベ ン ド wing に よ る end wall boundary layer の suppression が may で あ る こ と が Ming ら か と な っ た. さ ら に ピ ト - tube に よ る moving direction of rear wing の weeks の measuring results よ り, fully rear wing の 圧 や speed ベ ク ト ル は, former の wing の influence に よ り weeks direction の non a others が ignore で き ず, そ の than others in sexual が wing の column performance evaluation 価 に and え る influence は め extremely big て き い こ と が Ming ら か と な っ た. , a three dimensional ナ ビ エ ス ト ー ク ス flow れ parsing で は, finite volume method を with い た constant 圧 shrinkage ス キ ー ム で line the numerical analytical を っ た. そ の results the numerical analytical に お い て も, annular end wall boundary layer の 発 da の inhibit に よ る performance improvement が confirm さ れ た.