航空学报
航空學報
항공학보
ACTA AERONAUTICA ET ASTRONAUTICA SINICA
2014年
11期
3000-3011
,共12页
陈萍萍%乔渭阳%Karsten LIESNER%Robert MEYER
陳萍萍%喬渭暘%Karsten LIESNER%Robert MEYER
진평평%교위양%Karsten LIESNER%Robert MEYER
压气机角区分离%端壁边界层吸气%叶片弦中近尾缘吸气槽%高速压气机叶栅试验台%总压损失
壓氣機角區分離%耑壁邊界層吸氣%葉片絃中近尾緣吸氣槽%高速壓氣機葉柵試驗檯%總壓損失
압기궤각구분리%단벽변계층흡기%협편현중근미연흡기조%고속압기궤협책시험태%총압손실
compressor corner separation%endwall boundary layer suction%MTE%high-speed compressor linear cascade test rig%total pressure loss
压气机角区的大范围回流通常会引起叶片通道中的三维阻塞现象,并伴随有强烈的掺混流动损失.采用德国航空航天中心(DLR)开发的TRACE程序,在其推进技术研究所的高速压气机叶栅试验台(包含5个NACA65 K48直叶片)上,研究了位于端壁上的边界层吸气措施——叶片弦中近尾缘吸气槽(MTE)对该直压气机叶栅通道的角区分离进行控制,减小二次流动损失,进而削弱其对总损失的影响.通过基于定常雷诺平均Navier-Stokes (RANS)方法的数值模拟研究与相应的试验研究对比,端壁边界层吸气能够较好地重新组织角区气流流动,减弱附着于叶片吸力面尾缘的集中脱落涡,使得角区分离涡强度显著降低,由此引起的二次流损失也明显降低,与无吸气状态相比最大降幅可达81.2％;在设计状态下采用吸气流量率为1％的MTE,总压损失有很大程度的降低:在数值计算中,降幅为15.2％;试验测量中为9.7％.
壓氣機角區的大範圍迴流通常會引起葉片通道中的三維阻塞現象,併伴隨有彊烈的摻混流動損失.採用德國航空航天中心(DLR)開髮的TRACE程序,在其推進技術研究所的高速壓氣機葉柵試驗檯(包含5箇NACA65 K48直葉片)上,研究瞭位于耑壁上的邊界層吸氣措施——葉片絃中近尾緣吸氣槽(MTE)對該直壓氣機葉柵通道的角區分離進行控製,減小二次流動損失,進而削弱其對總損失的影響.通過基于定常雷諾平均Navier-Stokes (RANS)方法的數值模擬研究與相應的試驗研究對比,耑壁邊界層吸氣能夠較好地重新組織角區氣流流動,減弱附著于葉片吸力麵尾緣的集中脫落渦,使得角區分離渦彊度顯著降低,由此引起的二次流損失也明顯降低,與無吸氣狀態相比最大降幅可達81.2％;在設計狀態下採用吸氣流量率為1％的MTE,總壓損失有很大程度的降低:在數值計算中,降幅為15.2％;試驗測量中為9.7％.
압기궤각구적대범위회류통상회인기협편통도중적삼유조새현상,병반수유강렬적참혼류동손실.채용덕국항공항천중심(DLR)개발적TRACE정서,재기추진기술연구소적고속압기궤협책시험태(포함5개NACA65 K48직협편)상,연구료위우단벽상적변계층흡기조시——협편현중근미연흡기조(MTE)대해직압기궤협책통도적각구분리진행공제,감소이차류동손실,진이삭약기대총손실적영향.통과기우정상뢰낙평균Navier-Stokes (RANS)방법적수치모의연구여상응적시험연구대비,단벽변계층흡기능구교호지중신조직각구기류류동,감약부착우협편흡력면미연적집중탈락와,사득각구분리와강도현저강저,유차인기적이차류손실야명현강저,여무흡기상태상비최대강폭가체81.2％;재설계상태하채용흡기류량솔위1％적MTE,총압손실유흔대정도적강저:재수치계산중,강폭위15.2％;시험측량중위9.7％.
