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题名叶型对扩压叶栅角区分离的影响
被引量：4
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作者
凌敬
杜鑫
王松涛
王仲奇
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机构
哈尔滨工业大学能源科学与工程学院
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出处
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2014年第9期1216-1226,共11页
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文摘
为了在叶型设计阶段尽可能减小角区分离的可能性,用数值模拟方法研究角区分离形式对扩压叶栅气动性能的影响,以及叶型参数对角区分离形式和分离范围的影响。角区分离改变了吸力面的静压分布,静压沿叶展方向呈现出"C"型压力分布,与开式分离相比闭式分离加剧了吸力面的"C"型压力分布,闭式分离造成下端壁吸力面最低压力点后的流向逆压力梯度增加。分离降低叶栅扩压能力,增大损失,与开式分离相比闭式分离的气动性能降低更显著。研究结果表明:角区分离受叶型参数的影响较大,随着叶型相对厚度的增加、中弧线挠度增大、最大厚度位置后移吸力面最大厚度位置之后的型线曲率的变化梯度增大,吸力面最低压力点之后的流向逆压力梯度和吸力面展向压力梯度增大,进而增大角区分离范围,改变分离形式,由开式分离向闭式分离转变。
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关键词
扩压叶栅
角区分离
分离形式
逆压梯度
型线曲率
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Keywords
Compressor cascade
Corner separation
Separation form
Adverse pressure gradient
Curvature
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分类号
TH45
[机械工程—机械制造及自动化]
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题名缩扩比对微型跨音轴流涡轮性能的影响研究
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作者
孙湘林
夏晨
陈锦文
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机构
南京航空航天大学能源与动力学院
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出处
《机械制造与自动化》
2023年第4期56-59,共4页
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文摘
微型涡轮面临高负荷、跨音速流动的技术挑战,为满足高性能微型发动机的发展需要,采用数值仿真方法对缩扩比及其径向分布规律对微型跨音轴流涡轮性能及流动特性的影响规律进行研究,获得了较佳的缩扩比取值范围及合适的径向分布规律。实验结果表明:对二维叶型而言,通过局部调整吸力面喉道后内伸波入射点前的型线曲率,使缩扩比处于1.04~1.08范围内,可使波前马赫数降低3.4%,并有效抑制内伸波反射,转子总压损失系数最大可降低14.1%;对三维叶片而言,选择两端大、中间小的“C型”缩扩比径向分布规律可使所研究的微型涡轮级效率提升0.45%,流量增大0.66%,并在宽落压比范围内仍保持较高的性能。
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关键词
微型跨音轴流涡轮
型线曲率调整
缩扩比
缩扩比径向分布规律
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Keywords
micro transonic axial turbine
profile adjustment
convergent-divergent ratio
radial distribution law of convergent-divergent ratio
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分类号
V231.3
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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