1) stall margin
失速裕度
1.
The design strategies of both rotor tip and stator hub forward-swepts were applied to improve the stage efficiency and stall margin.
在此设计基础上对前掠和后掠两个单级的三维数值解进行对比研究,认为前掠、后掠所得风扇效率的差别很小,转子通道在三维相对运动中不存在旋向相反的流动形态;前掠明显提高失速裕度的主要原因是转子通道激波曲面按其自身结构的需要而展向发展,它的展向构形和流向平衡位置不完全随叶片前缘形状改变,因此前掠增大了激波与前缘的相对距离。
2.
In order to extend the stall margin of a centrifugal compressor with splitter blade,two different circumferential groove casing treatments were designed in this paper.
为了提高一带小叶片离心压气机50%设计转速下失速裕度,设计了两套周向槽机匣处理方案,对实壁机匣和处理机匣压气机流场进行了数值模拟分析。
2) surge margin
失速裕度
1.
The numerical simulation of the performance of axial flow transonic compressor shows that compared to the baseline, the passage shock in the negatively curved rotor moves downstream near the tip, which improves the surge margin of the compressor while moving upstream near the midspan, increasing the energy loss there, so the compressor stage with negatively curved rotor has the lowest efficiency.
对具有弯曲动叶的跨音轴流压气机性能的数值研究表明,反弯曲动叶中通道激波沿径向倾斜角度最大,在顶部移向下游,在中部移向前缘,提高了失速裕度,但也增加了中部损失,反弯曲动叶级效率最低。
3) surge-to-stall margin
喘振-失速裕度
4) stall margin
失速裕量
5) stability margin degradation
稳定裕度损失
6) surge margin degradation
喘振裕度损失
1.
For co-rotating distortions,the results exhibited significant loss in stability margin and there were two peaks in surge margin degradation corresponding to two distortion rotating frequencies;For counter rotational distortions,the tests showed minimal loss of stability margin,especially in some cases.
利用RB-1995级高压压气机,实验研究了进口旋转总压畸变对其性能和气动稳定性的影响,获得了总压畸变的旋转频率对高压压气机喘振裕度损失的影响结果。
补充资料：喘振裕度
喘振是发动机的一种不正常的工作状态，是由压气机内的空气流量和压气机转速偏离设计状态过多而引发的。喘振是发动机的致命故障，严重时可能导致发动机空中停车甚至发动机致命损坏。衡量发动机喘振性能的指标叫做“喘振裕度”，就是说发动机的进气口流量变化多少会引发喘振，这个值一般都要求达到15％甚至20％以上。航空涡轮发动机性能要先进，稳定工作范围宽，首先要求喘振裕度要大，压气机工作点距离喘振边界远。其次，发动机抗畸变能力要强。进气口的气有时是不均匀的，尤其是飞机做大机动动作时，进气道唇口气流发生分离，造成压气机进口畸变，气流不均匀。这时发动机的喘振裕度就会减小，加减速又会把一部分喘振裕度消耗掉，也可能造成停车，所以喘振裕度必须足够，对畸变不敏感。导弹的尾焰也容易造成温度场畸变，使发动机停车，所以要有武器发射防喘自动控制系统。
说明：补充资料仅用于学习参考，请勿用于其它任何用途。
参考词条