[实用新型]一种便于独立控制旋流的压气机整涡旋流畸变模拟装置

说明书

本实用新型专利公开了一种便于独立控制旋流的压气机整涡旋流畸变模拟装置，具体涉及叶轮机实验模拟装置的技术领域。一种便于独立控制旋流的压气机整涡旋流畸变模拟装置，包括畸变发生器本体，所述畸变发生器本体由旋转轮盘和可拆卸连接在旋转轮盘上的扰流杆组成，多根所述扰流杆周向等距分布在旋转轮盘上，所述旋转轮盘的中心穿设有驱动轴，所述驱动轴自由端设有电机，所述电机与驱动轴之间设有联轴器，所述驱动轴上还设有轴承，所述轴承外设有轴承座。采用本实用新型技术方案提供了一种独立调整旋流畸变角度/强度而不受压气机工况影响、其调节范围大、能量浪费少、且畸变调节方便快捷的整涡旋流畸变模拟装置。

技术领域

本实用新型涉及叶轮机实验模拟装置的技术领域，特别涉及一种便于独立控制旋流的压气机整涡旋流畸变模拟装置。

背景技术

S形进气道在现代航空器中已大量应用，除了在飞机辅助动力装置中使用外，现代隐身战机还将S形进气道用作主发动机进气道来遮蔽雷达波对发动机转子的直接照射，先进导弹在弹体中后部采用S形进气道从而节省弹体前部空间以安装更多任务载荷。气流在S形进气道中需经历两次大幅度折转，极易产生分离，尤其在飞机高强度机动或者侧滑时易产生强度较大的旋流，在发动机进口形成旋流畸变进气条件。此外，翼身融合体构型的飞机由于具有重量轻、阻力小等优点，被认为在军用和商用航空领域具有广泛应用前景，但翼身融合机体在飞行过程中也会产生旋流，若旋流被吸入进气道，会在发动机进口形成严重的旋流畸变进气条件。

旋流畸变进气条件对发动机工作具有重大影响。上世纪70年代，英国Tornado战机在试飞过程中因严重的喘振和叶片颤振问题而频繁发生发动机空中停车的严重事故，经排查确定事故的决定性原因正是进气道出口的旋流畸变。此后的研究表明，除了可能造成喘振熄火等严重事故外，旋流畸变进气条件下还会给发动机带来推力下降、高周疲劳失效几率剧增等负面效果。因此，旋流畸变作为进气道与发动机相容性研究的一个重要因素，在地面研究阶段就必须给予重视。

在开展旋流畸变相容性问题地面研究时，需要先通过一定的手段正确模拟出进气道出口的旋流畸变图谱，再研究其对发动机工作的影响。进气道出口的旋流畸变虽然复杂，但基本型式只有整涡和对涡两种，其中反向整涡旋流畸变进气时对压气机特性线的影响显著，危害最大。针对这两种基本畸变型式，旋流畸变发生器开发历经多年，现已发展出了叶片式、容腔式、射流式等几种型式。

叶片式旋流畸变发生器的应用最广，最常见的情况是类似于压气机预旋叶片，但旋流叶片通常分布在进气道出口部分的圆形截面内，而不是与压气机预旋叶片一样位于环形通道内，叶片分布除了有整圈均匀分布的形式之外，也有分组排布的形式，通过改变叶片角度或者弯度来调整旋流角度和方向，所有叶片同向偏转/弯曲则产生整涡旋流，两侧叶片对称偏转/弯曲时则产生对涡旋流。此外还有针对特定的旋流畸变图谱定制叶片型式的情况，但这样的旋流畸变发生器一般都无法调整，也不能适应多种旋流畸变图谱。叶片式旋流畸变发生器的缺陷是在下游压气机工况一定的情况下，旋流角度/强度的调整范围受到畸变发生叶片表面流动状态的影响，当调整角度过大导致叶片表面流动大幅分离时，将无法形成预期的旋流状态、且带来很大的总压损失。此外，要在实验过程中对叶片角度/弯度进行调节会比较困难，需大幅增加畸变发生器的复杂度。

容腔式旋流畸变发生器安装在压气机进口，将进气方向设置在压气机进口截面的切线方向位置，气流被吸入时在容腔内产生旋流，然后进入压气机中，通过改变腔体形状产生不同形式的旋流畸变，并调节旋流方向和强度/角度。该方式结构简单，成本低廉，但缺点是旋流畸变调节与压气机工况调节耦合，旋流强度同时还受压气机流量的影响，而且在压气机流量增大时畸变发生器本身引起的总压损失系数也有较大幅度增加。此外，要在实验过程中对腔体形状进行调节同样会比较困难，需大幅增加畸变发生器的复杂度。