向心涡轮跨声速导向叶片叶型设计及验证 |
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引用本文: | 欧阳玉清,李维,曾飞,潘尚能,李恩华,刘存良.向心涡轮跨声速导向叶片叶型设计及验证[J].航空动力学报,2023(5):1217-1225. |
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作者姓名: | 欧阳玉清 李维 曾飞 潘尚能 李恩华 刘存良 |
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作者单位: | 1. 西北工业大学动力与能源学院;2. 中国航发湖南动力机械研究所 |
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摘 要: | 以某先进辅助动力装置用膨胀比5.0级向心涡轮跨声速导叶为研究对象,从消除几何喉部前局部超声区及削弱尾缘激波强度两方面着手,对导向叶片进行了优化改进及叶栅试验验证,结果表明:采用大正攻角、小安装角的设计思路,减小喉部前吸力面叶型曲率,降低进口段的通道面积,提高了叶型前段负荷,消除了喉部前的过膨胀区,喉部前气流加速更为均匀;在吸力面喉部后构建局部内凹结构,可将原方案中吸力面尾缘处一道较强的激波变为两道较弱的激波,峰值马赫数降低,尾缘逆压梯度减小,尾缘激波强度得以削弱。试验结果显示:在出口马赫数0.9~1.1范围内,优化后叶型能量损失系数均有所降低,在出口马赫数为1.1时,能量损失系数可降低近20%。
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关 键 词: | 向心涡轮 跨声速叶栅 导向器叶片 叶型设计 激波损失 |
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