Resumen

Los compresores supersónicos tienen una gran velocidad de giro y capacidad de funcionamiento, lo que facilita una elevada relación de presión de etapa. Sin embargo, las fuertes ondas de choque en el paso de un rotor supersónico y la interferencia entre las ondas de choque y las capas límite pueden provocar grandes pérdidas de flujo y una baja eficiencia. Además, el diseño existente de un compresor supersónico de alta carga tiene el problema del pequeño margen de pérdida. En este estudio, se propone un método de optimización automática que incluye la optimización del perfil en 2D y la optimización de los álabes en 3D para lograr una alta eficiencia en el punto de diseño del rotor de un compresor supersónico bajo la premisa de alcanzar el caudal másico y la relación de presión total deseados. De acuerdo con el análisis del flujo cerca del punto de pérdida del rotor del compresor supersónico, se establece el mecanismo responsable de la pérdida de la punta del rotor, es decir, la garganta aerodinámica apareció dentro del paso del flujo, reduciendo la capacidad de la punta de la pala para soportar la contrapresión, y las áreas de baja velocidad causadas por la rotura de la punta del vórtice y la separación de la capa límite redujeron la capacidad de flujo de la punta de la pala. Basándose en las razones de la entrada en pérdida del rotor, se proponen tres métodos para mejorar el margen de entrada en pérdida, que incluyen el aumento del radio de salida del meridiano superior, el barrido hacia delante de la punta de la pala y el aumento de la longitud de la cuerda de la punta de la pala. El método anterior se utiliza para diseñar un rotor supersónico con una relación de presión total de 2,8, que presenta una eficiencia de 0,902 en el punto de diseño y un margen de entrada en pérdida del 18,11%.

• Materias:Automatización Aerodinámica Motores (Mecánica) Cinemática Ingeniería Aeronáutica
• Subjects:Automation Aerodynamics Engines Kinematics Aeronautical Engineering
• Palabras claves:puntas de las palas, relación de presión total, rotor del compresor supersónico, punto de diseño, margen de pérdida, rotor supersónico, compresor supersónico, gran pérdida de flujo, puntas del rotor en pérdida, optimización del perfil 2d
• Keywords:blade tips, total pressure ratio, supersonic compressor rotor, design point, stall margin, supersonic rotor, supersonic compressor, large flow loss, rotor tips stall, 2d profile optimization