| CST造型方法在涡轮叶片前缘修型中的应用研究 |
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| 引用本文： | 崔涛,王松涛,汪帅,温风波,王仲奇.CST造型方法在涡轮叶片前缘修型中的应用研究[J].推进技术,2019,40(8):1767-1779. |
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| 作者姓名： | 崔涛 王松涛 汪帅 温风波 王仲奇 |
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| 作者单位： | 哈尔滨工业大学 能源科学与工程学院 |
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| 基金项目： | 国家自然科学基金 51206034 51436002国家自然科学基金（51206034；51436002）。 |
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| 摘 要： | 为了探究CST (形状函数变换技术)造型方法在涡轮叶片前缘修型中的应用效果,完善了CST方法在前缘型线重构中的实施细节,数值模拟了雷诺数对前缘修型前后叶型损失及边界层特性的影响,验证了CST前缘修型方法在新型高速飞行器低压涡轮中的实用性。结果显示:CST方法前缘修型可以消除HD叶型吸力侧前缘的压力峰和分离泡,从而使得高雷诺数条件下吸力侧分离诱导的边界层转捩现象延迟发生,叶型损失降低32%,拓展了低损失状态的雷诺数范围。吸力侧损失的降低在低雷诺数条件下主要来自于前缘附近的剪切层,而高雷诺数条件下主要来自于前缘剪切层和扩压段前的层流边界层。新型高速空天飞行器低压涡轮叶片采用CST前缘修型对提升效率是有效的,在设计点状态附近效率提高0.1%,而膨胀比较低的大负攻角状态下效率提升0.3%～0.5%,损失降低的位置主要集中在叶展中部压力侧边界层和根部的二次流区域。
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| 关 键 词： | 涡轮 前缘 压力尖峰 分离泡 边界层 叶型损失 能量耗散 熵产率 |
| 收稿时间： | 2019/1/20 0:00:00 |
| 修稿时间： | 2019/3/8 0:00:00 |
Application of CST Method on Modifying Leading Edgeof Axial-Flow Turbine Blade |
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| Institution: | School of Energy Science and Engineering, Harbin Institute of Technology, Harbin 150001, China |
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| Abstract: | |
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| Keywords: | Turbine Leading edge Pressure spike Separation bubble Boundary layer Profile loss Energy dissipation Entropy production rate |
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