共查询到17条相似文献,搜索用时 135 毫秒
1.
2.
利用经过实验数据验证的CFD软件对采用不同掠型叶片的压气机叶栅±20°冲角范围内性能进行了数值研究.结果表明,在任一冲角下,与直叶栅比,前掠和弯掠叶栅中静压分布呈反"C"型规律,端部损失下降,中部损失增加,后掠叶栅则情况相反;随冲角增加,前掠和弯掠叶栅中低能流体在中部积聚增多,损失增加明显;算例中,尽管叶栅总损失有所增加,但弯掠叶栅变工况特性好,可最大限度控制附面层流体在端区积聚,避免角区分离,从而显著加大压气机稳定工作区间,对提高航空发动机总体性能意义较大. 相似文献
3.
运用Numeca 对某内外涵组合压气机进行数值模拟,为了减小内涵静子表面流动分离,提高其气动性能,在对其设计改型过程中,先后采用了直叶片、根部后掠和根部后掠尖部前掠三种叶型,数值模拟结果表明,弯掠叶型能减弱根尖部低能流体的堆积,抑制端壁角区的气流分离,使根尖部流动得到改善,从而提高其整体性能。此外,还考察了稠度对叶栅气动性能的影响,结果表明,合理的稠度选择, 可以改善叶栅的流场结构,降低叶栅二次流损失。 相似文献
4.
5.
6.
7.
为了改善扩压叶栅端区的流动匹配,通过数值模拟的方式,以直叶片和正弯叶片扩压叶栅为应用背景,详细对比研究了不同的端弯叶片积叠方法对扩压叶栅气动性能的影响。研究结果表明,在亚声速扩压叶栅中,前缘增弯的端弯造型可以有效降低来流攻角,以相同端弯弯角为前提,最为有效的端弯积叠方式是保持尾缘不变的尾缘积叠。无论采用何种端弯积叠方式,都会造成叶片的前部或者后部的局部弯曲,对叶栅流道产生类似于弯叶片的流动控制作用。将尾缘积叠端弯造型应用于正弯叶片中,一定程度上会抵消叶片前部的正弯效果,但并不会完全抑制;而前缘积叠端弯造型则会促进叶片后部的正弯效果。在亚声速环境下直叶片流道内应用前缘增弯的端弯造型技术时,推荐采用前缘积叠的端弯造型方法;但在正弯叶片流道内应用端弯造型技术时,推荐采用尾缘积叠的端弯积叠方式。 相似文献
8.
9.
10.
高负荷叶片弯曲对壁面流动的影响 总被引:2,自引:0,他引:2
测量了低展弦比高负荷涡轮直叶片和正、反弯叶片叶栅端壁和叶片表面静压及流道内损失沿流向的发展, 并对端壁和叶片吸力面上的流动进行了墨迹显示。实验结果表明:叶片正弯增大了叶栅进口段逆压梯度, 并在叶片吸力面前部形成反“C”型静压等值线, 加剧了叶片前缘的鞍点分离和吸力面分离线向叶栅中部的收敛。叶片反弯减小了叶栅进口段逆压梯度, 在吸力面进口形成垂直于端壁的静压等值线, 不仅削弱了鞍点分离, 而且造成吸力面上的自由涡层型分离, 避免了吸力面上、下分离线相交, 因此二次旋涡损失大为降低。 相似文献
11.
压气机通道端壁附面层区叶片载荷分布研究 总被引:1,自引:0,他引:1
为了探索叶片载荷分布对端壁附面层区流动的影响,设计出3套平面叶栅,叶片载荷分别趋前、居中和靠后。对于低速流动,采用实验和三维Navier-Stkoes方程方法对叶片表面、叶栅出口流场进行了研究。研究表明:叶片载荷靠后叶片(No.3)性能较叶片载荷趋前(No.1)和居中(No.2)叶片差;No.2叶片与No.1叶片比较,出口损失小,但落后角较大,扩压能力较小;在进口端壁附面层一定时,叶片前缘附近的端壁附面层区叶片力亏损变化与叶片力变化呈正相关;端壁面与叶片吸力面之间构成的角区内角涡,没有造成靠近后缘端壁附面层区吸力面静压明显下降。 相似文献
12.
Based on the investigation of mid-span local boundary layer suction and positive bowed cascade, a coupled local tailored boundary layer suction and positive bowed blade method is developed to improve the performance of a highly loaded diffusion cascade with less suction slot. The effectiveness of the coupled method under different inlet boundary layers is also investigated.Results show that mid-span local boundary layer suction can effectively remove trailing edge separation, but deteriorate the flow fields near the endwall. The positive bowed cascade is beneficial for reducing open corner separation, but is detrimental to mid-span flow fields. The coupled method can further improve the performance and flow field of the cascade. The mid-span trailing edge separation and open corner separation are eliminated. Compared with linear cascade with suction, the coupled method reduces overall loss of the cascade by 31.4% at most. The mid-span loss of the cascade decreases as the suction coefficient increases, but increases as bow angle increases. The endwall loss increases as the suction coefficient increases. By contrast, the endwall loss decreases significantly as the bow angle increases. The endwall loss of coupled controlled cascade is higher than that of bowed cascade with the same bow angle because of the spanwise inverse ‘‘C" shaped static pressure distribution. Under different inlet boundary layer conditions, the coupled method can also improve the cascade effectively. 相似文献
13.
14.
15.
具有不同翼刀的压气机叶栅二次流结构分析 总被引:3,自引:1,他引:2
给出了具有端壁翼刀、吸力面翼刀和组合翼刀的可控扩散叶型(CDA)压气机叶栅的二次流结构简图.端壁翼刀和吸力面翼刀分别通过阻断端壁横向流动和展向流动来对栅内二次流进行控制,不同程度上可使叶栅总损失得到降低;组合翼刀叶栅兼顾了端壁翼刀、吸力面翼刀叶栅中二次流的特点;最佳组合翼刀并不是最佳端壁翼刀和最佳吸力面翼刀的简单组合,它需要一个更详细的优化过程.不同翼刀在不同程度上改善栅内流动状况的同时,也伴随着端壁翼刀涡、吸力面翼刀涡和类通道涡的形成和发展,这使栅内旋涡结构较常规叶栅更为复杂. 相似文献
16.
涡轮叶栅端壁区流动的实验研究 总被引:1,自引:0,他引:1
本文在大尺寸低速开式叶栅传热风洞中对一种高压涡轮导向叶栅中的流场进行了实验研究。采用五孔针对5个雷诺数下的叶栅端壁区三维流场进行了测量,并用线簇和小球浮动法对5个工况的流动进行了流场显示。实验结果表明:马蹄涡压力面分支在向吸力面运动的过程中,破坏了来流附面层的结构,在马蹄涡压力面分支之后,叶栅通道中产生了一个新的从压力面到吸力面的新附面层,新附面层的厚度小于来流附面层厚度;三维流动区约占叶栅通道的40%;雷诺数的增大将增强端壁区的三维流动。从流场显示图片可以观测叶片吸力面靠近端壁的角涡形成与发展,以及吸力面上的三角形区域;流场显示的通道涡大小与流场测量结果吻合。本文的实验结果有助于分析端壁表面和叶片表面换热特性的形成机理。 相似文献
17.
为了研究冲角对正弯曲叶片压气机叶栅气动性能的影响,在平面叶栅低速风洞上,对具有可控扩散叶型(CDA)的直叶片,正弯曲15°和20°弯曲叶片压气机叶栅在0°,±6°和±10°冲角下进行了实验,获得了不同冲角下不同弯曲角度叶栅出口流场的能量损失系数和叶片表面静压系数等的分布。与直叶栅相比,叶片正弯曲后叶栅总损失在所有冲角下均得到了降低,在正冲角下,叶栅端部流动状况得到改善,在负冲角下,叶栅流道中的流动相对于直叶栅改善不明显。直叶栅在10°冲角下发生了遍布整个流道的分离流动,而正弯曲叶片的采用则削弱了流动的分离。 相似文献