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| 尾缘厚度对涡轮叶栅性能影响的数值研究 | |
| 作者单位： | ;1.北京航空航天大学能源与动力工程学院航空发动机气动热力国家重点实验室;2.先进航空发动机协同创新中心;3.西安航空学院飞行器学院 |
| 摘 要： | 采用数值模拟方法,分别通过改变亚声速和超声速叶型尾缘厚度,研究尾缘厚度变化对涡轮叶栅损失的影响,并在宽广工况范围内探讨尾缘厚度对涡轮叶栅性能影响的敏感性。结果表明:尾缘厚度对亚声速叶型的影响较小,涡轮叶栅损失随尾缘厚度的增大而增大;尾缘厚度对超声速叶型的影响较为明显,随着尾缘厚度的增大,尾缘附近的激波强度增强,叶栅通道中的损失明显增大。对于本文所研究的超声速叶型,尾缘厚度的影响在非设计攻角下不会被放大;但随着马赫数的变化,尾缘厚度的影响规律不同。 |
| 关 键 词： | 航空发动机 涡轮 尾缘厚度 叶栅损失 尾迹 激波 数值模拟 |
Numerical investigation on the effects of trailing edge thickness on turbine blade cascade performance |
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| Keywords: | |