航空发动机
航空髮動機
항공발동궤
AERO ENGINE
2013年
4期
32-37,50
,共7页
梁斐杰%陆利蓬%柳阳威%孙槿静
樑斐傑%陸利蓬%柳暘威%孫槿靜
량비걸%륙리봉%류양위%손근정
角区分离%流动控制%等离子体激励%唯象模型%数值模拟
角區分離%流動控製%等離子體激勵%唯象模型%數值模擬
각구분리%류동공제%등리자체격려%유상모형%수치모의
为了揭示等离子体气动激励对角区分离的作用效果,应用FLUENT软件数值模拟了等离子体激励器对压气机叶栅角区分离的影响.采用等离子体激励器的简化唯象模型,在压气机叶片吸力面和端壁不同位置沿流向施加激励,对总压损失系数、极限流线、不同截面流动情况进行了比较分析.结果表明:吸力面激励对角区分离改善有限,角区未失速时,近分离点前是激励最佳位置,角区失速后,激励位置越靠前效果越好;端壁流向激励能明显减小角区分离损失,分离点至叶片前缘任何位置施加激励效果一样;组合激励同时减小吸力面边界层和端壁边界层损失,使角区分离消失且不受攻角变化影响.
為瞭揭示等離子體氣動激勵對角區分離的作用效果,應用FLUENT軟件數值模擬瞭等離子體激勵器對壓氣機葉柵角區分離的影響.採用等離子體激勵器的簡化唯象模型,在壓氣機葉片吸力麵和耑壁不同位置沿流嚮施加激勵,對總壓損失繫數、極限流線、不同截麵流動情況進行瞭比較分析.結果錶明:吸力麵激勵對角區分離改善有限,角區未失速時,近分離點前是激勵最佳位置,角區失速後,激勵位置越靠前效果越好;耑壁流嚮激勵能明顯減小角區分離損失,分離點至葉片前緣任何位置施加激勵效果一樣;組閤激勵同時減小吸力麵邊界層和耑壁邊界層損失,使角區分離消失且不受攻角變化影響.
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