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叶尖小翼控制压气机悬臂静叶间隙流动研究

叶尖小翼控制压气机悬臂静叶间隙流动研究

作者：陈思羽大连海事大学

学位级别：硕士

在带有悬臂静叶的压气机中静叶叶根与静叶轮毂之间存在着径向间隙,一部分泄漏流通过径向间隙发展成为泄漏涡,泄漏涡沿着流向发展,与主流发生掺混,卷吸端壁和叶片表面低能流体,会造成大量的泄漏损失,因此改善叶尖间隙流动至关重要。本文... 详细信息

在带有悬臂静叶的压气机中静叶叶根与静叶轮毂之间存在着径向间隙,一部分泄漏流通过径向间隙发展成为泄漏涡,泄漏涡沿着流向发展,与主流发生掺混,卷吸端壁和叶片表面低能流体,会造成大量的泄漏损失,因此改善叶尖间隙流动至关重要。本文以单级低速压气机为研究对象,数值研究了设计转速下不同方案叶尖小翼对压气机性能和间隙流动的影响机理。静叶轮毂静止时,不同方案叶尖小翼对压气机总压升系数和失速裕度均无明显影响,吸力面小翼方案均能增大压气机效率,最佳吸力面小翼方案设计工况点时提升压气机效率0.8%,近失速工况点时提升压气机效率0.3%。压力面小翼方案整体上均减小了压气机效率。吸力面小翼增大了泄漏流的流动路径,降低了泄漏涡的驱动压差,延缓了泄漏流进入叶片通道,泄漏涡起始位置后移且强度降低,从而使得泄漏涡与主流之间的剪切作用减弱。压力面小翼增大了静叶叶根负荷,使得泄漏涡的驱动压差增加,泄漏涡强度增大。静叶轮毂转动时,由于静叶轮毂转动方向与泄漏涡周向速度方向相同,使得叶根泄漏涡强度增强。最佳宽度吸力面小翼在对压气机失速裕度和总压升系数均无明显影响的基础上,使得压气机效率在设计工况点提升0.6%,近失速工况点提升0.15%。叶尖小翼最大宽度在弦向位置上的变化对压气机性能有显著影响,吸力面小翼最大厚度越靠近叶片前缘,压气机效率提升越明显。吸力面小翼降低了叶根泄漏流的驱动压差,减弱了泄漏涡强度。不同方案压力面小翼均使得泄漏涡强度增加,压气机效率降低。在静叶叶根间隙为0.5mm、1.5mm、2.5mm三种情况下,随着间隙增大,压气机效率和失速裕度减小。吸力面小翼在三种间隙下均能改善压气机性能,设计点工况下效率分别增大了0.4%、0.6%和0.35%,近失速工况下效率分别增大了0.12%、0.15%和0.1%。吸力面小翼对压气机失速裕度和总压升系数均无明显影响。

关键词：单级压气机泄漏涡叶尖小翼数值模拟

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叶尖小翼对风力机流场及振动特性的影响研究

叶尖小翼对风力机流场及振动特性的影响研究

作者：王龙湘潭大学

学位级别：硕士

风能是新能源中十分重要的一种,其总量巨大,绿色无污染,也是近几年发展十分迅速且极具利用价值的一种。但风力发电与传统发电相比,其制造成本高且效率低下,提高发电效率一直是现代风力机理论不断探索的方向。因此,本文以10kw水平轴风力... 详细信息

风能是新能源中十分重要的一种,其总量巨大,绿色无污染,也是近几年发展十分迅速且极具利用价值的一种。但风力发电与传统发电相比,其制造成本高且效率低下,提高发电效率一直是现代风力机理论不断探索的方向。因此,本文以10kw水平轴风力机为研究对象,运用Fluent对带不同尺寸的平板小翼风力机进行数值模拟,分析不同的叶尖小翼对风力机的流场特性及振动特性的影响,得出带小翼风力机功率放大特性机理。本文主要研究内容有:1.基于Ansys Workbench平台,运用Fluent模块对有无小翼风力机进行数值模拟,将直叶片与带小翼叶片的风力机进行对比,研究其速度场、压力场及叶尖绕流对于风力机功率的影响,得出带小翼风力机功率放大特性的机理。对不同的带小翼的风力机叶片在不同速度场下进行数值模拟,找出功率放大特性最优的叶片。2.对有无小翼的风力发电机单叶片进行模态分析及单向流固耦合下的预应力模态分析,得出各叶片的固有频率及各阶模态振型下的最大变形量和最大预应力,结果表明叶片加小翼及所加小翼的尺寸对叶片最大变形量和最大预应力的影响大于单向耦合风压预应力对叶片的影响。3.基于Workbench平台,运用Fluent模块与Transient Strural模块对有无小翼叶片进行双向耦合分析,获取叶片与流场的动态响应特性,分析叶尖小翼对风力机双向耦合振动特性的影响。本文为添加叶尖小翼对小型风力机气动性能及振动特性的影响提供了有效的参考方法,所得结果对于带小翼风力机叶片的设计和安全稳定运行具有重要的参考价值和实际工程意义。

关键词：风力机叶尖小翼功率放大振动流固耦合

叶尖小翼对跨声速风扇转子性能影响的数值研究

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叶尖小翼对跨声速风扇转子性能影响的数值研究

作者：张雯棋大连海事大学

学位级别：硕士

航空发动机向着高效率、低耗油率、高推重比方向发展,压气机需要在高效率、高压比以及高稳定工况下进行工作。叶顶间隙的存在会造成严重的叶尖泄漏流动,大量研究表明,压气机中损失主要是由叶顶泄漏损失引起的。合理调控叶顶间隙流动会... 详细信息

航空发动机向着高效率、低耗油率、高推重比方向发展,压气机需要在高效率、高压比以及高稳定工况下进行工作。叶顶间隙的存在会造成严重的叶尖泄漏流动,大量研究表明,压气机中损失主要是由叶顶泄漏损失引起的。合理调控叶顶间隙流动会提高航空发动机的稳定性和气动性能。近年来,叶尖小翼作为一种被动控制间隙流方式受到了广泛的关注,深入研究压气机中应用叶尖小翼的作用效果以及作用机理,可以为发展控制间隙流动的途径奠定基础,主要工作如下:首先,本文对跨声速风扇转子子NASA Rotor67加装不同安装方式的(压力面小翼、吸力面小翼)的叶尖小翼在不同工况下进行了数值研究,分析其气动特性,研究结果表明四种宽度的压力面叶尖小翼分别使跨声速风扇转子的流量稳定裕度增加28.5%、33.9%、51.1%、56.9%。跨声速风扇转子泄漏涡与激波作用之后叶顶泄漏涡并没有破碎,涡/波干涉是失稳的主要原因。压力面小翼降低了风扇转子的叶顶泄漏涡强度,减弱了泄漏涡与激波相互干涉的强度,使得叶尖激波/泄漏涡干涉后形成的流体阻塞区面积减小,提高了风扇转子叶尖的通流能力,从而提高了风扇转子的流量稳定裕度。然后,在变间隙(小间隙0.25%chord、设计间隙1.1%chord、大间隙2.25%chord)工况下,间隙越大泄漏强度越强,小间隙工况时,造成跨声速风扇转子失速主要是由于涡/波干涉作用和转子吸力面较大的附面层分离,压力面小翼使流量稳定裕度增加32.9%,总压比和最高等熵效率都略有下降。在小间隙工况下机理扩稳主要是削弱了涡/波干涉作用,叶尖小翼对风扇转子吸力面的附面层分离影响较小。大间隙工况时,压力面小翼使流量稳定裕度增加了 47.7%,风扇转子的总压比和最高等熵效率都有降低。大间隙工况下压力面叶尖小翼扩稳原理与设计工况下的扩稳原理类似,即通过削弱涡/波干涉强度。叶尖间隙越大,压力面叶尖小翼对涡/波干涉作用减弱效果越明显。最后,在变工况(100%设计转速、80%设计转速、60%设计转速)条件下进行有/无叶尖小翼的气动特性的探讨,研究表明在100%转速以及80%转速时,泄漏涡并没有破碎,影响风扇转子失速的原因主要是由于风扇转子叶尖区域激波与叶尖泄漏涡的干涉作用,使涡/干涉形成的低能流体堵塞了风扇转子通道内的流动。在60%转速时,泄漏涡发生破碎,诱导跨声速风扇转子失速的原因主要是泄漏涡从相邻叶片的前缘溢出。100%转速和80%转速时,叶尖小翼减弱激波与泄漏涡干涉的强度,减小了激波与泄漏涡干涉作用后低马赫数区域,使通道内流动更加顺畅。而60%转速时,压力面叶尖小翼的扩稳原因在于不仅减弱了涡/波的干涉强度而且还减弱叶尖三维分离程度。

关键词：压气机叶尖小翼叶顶泄漏涡旋涡结构

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叶尖小翼对轴流风机气动性能的影响研究

叶尖小翼对轴流风机气动性能的影响研究

作者：隽智辉华中科技大学

学位级别：硕士

叶顶间隙造成的气动损失约占轴流风机的三分之一,有效控制叶顶间隙流动,提高轴流风机的气动性能,一直是学术界研究的重点。叶尖小翼技术作为被动控制叶顶泄漏流的方法之一,已在其他叶轮机械领域有较多的研究及应用。本文采用全流道数值... 详细信息

叶顶间隙造成的气动损失约占轴流风机的三分之一,有效控制叶顶间隙流动,提高轴流风机的气动性能,一直是学术界研究的重点。叶尖小翼技术作为被动控制叶顶泄漏流的方法之一,已在其他叶轮机械领域有较多的研究及应用。本文采用全流道数值模拟的方法,研究叶尖小翼安装位置、宽度、长度和安装角对轴流风机气动性能的影响,分析叶尖小翼结构参数对轴流风机叶顶间隙复杂三维流场的控制机理,旨在为加装叶尖小翼的轴流风机在设计阶段提供有效的指导和建议。(1)轴流风机压、吸力面安装叶尖小翼均延长了叶顶间隙的泄漏流道长度,使驱动泄漏流的压差减小、阻力增加,叶顶泄漏流量减小。压力面安装小翼使叶顶泄漏涡的位置向靠近吸力面方向偏移,卷吸起更多的低能流体,增大叶顶泄漏涡的强度和范围,造成风机气动损失增加。反之在吸力面安装小翼使叶顶泄漏涡的位置向远离吸力方向偏移,卷吸起的低能流体减少,使叶顶泄漏涡的强度和范围减小,减小风机的气动损失。使设计点叶顶泄漏率相对减小了7.1%,全压效率提高了0.58%。(2)吸力面叶尖小翼宽度的增大,使叶顶间隙流道的长度增加,控制叶顶泄漏流量的效果更明显。同时使叶顶泄漏涡向离吸力面更远的位置偏移,造成的气动损失更小。当吸力面小翼宽度为3倍叶片相对厚度时,设计点泄漏率相对减小了13.7%,全压效率提高了0.73%。(3)吸力面叶尖小翼长度的改变,将叶顶泄漏涡分为叶片泄漏涡和小翼泄漏涡两个部分,二者相互作用造成气动损失。随着小翼长度的增加,小翼泄漏涡逐渐增大,叶片泄漏涡减小。当叶尖小翼长度为0.6倍弦长时,与1倍弦长叶尖小翼造成的气动损失、叶顶泄漏率和总压效率接近,二者对叶顶间隙流有同样的改善效果。(4)在不同叶尖安装角下,安装叶尖小翼均使轴流风机的叶顶泄漏流减小,同时有效减小叶顶泄漏涡的范围和强度,使轴流风机的气动损失减小。全压系数和全压效率在大流量区域提升,其中随着安装角的增大气动性能提高的范围减小。

关键词：轴流风机气动性能叶尖小翼叶尖泄漏涡

叶尖小翼结合凹槽调控压气机叶顶泄漏流动研究

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叶尖小翼结合凹槽调控压气机叶顶泄漏流动研究

作者：赵傲大连海事大学

学位级别：硕士

压气机作为航空发动机的核心部件之一,减少其流动损失提高气动性能是目前国内外航空航天领域的重点研究方向。自上世纪五十年代以来,关于合理的调控压气机叶尖泄漏,改善压气机叶尖复杂流动,进而减少压气机减少流动损失,对压气机整体性... 详细信息

压气机作为航空发动机的核心部件之一,减少其流动损失提高气动性能是目前国内外航空航天领域的重点研究方向。自上世纪五十年代以来,关于合理的调控压气机叶尖泄漏,改善压气机叶尖复杂流动,进而减少压气机减少流动损失,对压气机整体性能的提升十分重要。而叶尖小翼技术作为一种有效的被动控制方法也受到了广泛的关注。叶尖小翼在增加叶片重量的同时也增加了叶顶宽度,这为在压气机叶顶开槽奠定了基础。本文主要工作内容如下:首先,采用数值模拟方法研究了跨声速压气机转子NASA Rotor35附加不同安装方式(压力面、吸力面)及不同凹槽深度(0.5mm、1.0mm、1.5mm、2.0mm)凹槽型叶尖小翼的气动特性,探究了叶尖小翼结合叶顶凹槽的扩稳机理。研究结果表明:随着凹槽深度的增加,压气机转子失速裕度先增大后减小,存在最佳深度的凹槽型压力面小翼使压气机转子失速裕度增加5.4%。凹槽型压力面小翼方案中压气机转子叶尖负荷降低,叶尖泄漏涡强度减弱,转子叶尖通道激波后移,降低了波/涡干涉强度同时抑制了叶片吸力面附面层分离是其扩稳的机制所在。而吸力面凹槽型叶尖小翼方案使压气机转子的失速裕度减小,凹槽起到了调控叶顶泄漏流动的作用,但增加了通道激波强度,流动损失增加。其次,对变转速(90%设计转速、70%设计转速)工况下平顶型及凹槽型压力面叶尖小翼方案的跨声速压气机转子进行了深入分析。研究结果表明:在100%转速及90%转速工况下,压气机转子失稳主要是由于涡/波干涉阻塞通道和激波/附面层相互作用导致的附面层分离。但70%转速下压气机转子失稳的主要原因是泄漏流从相邻叶片前缘溢出。凹槽型压力面小翼减弱了激波/泄漏涡相互干涉的强度,使泄漏涡流动位置更加靠近叶片中部,增大了主流的有效流通面积。最后,对三种不同叶顶间隙(0.36%chord、0.73%chord、1.5%chord)下的跨声速压气机转子进行了深入分析。结果表明:随着叶顶间隙的增大,原型及凹槽型小翼方案跨声速压气机转子的气动性能均有所降低,失速点流量增大。小间隙时,凹槽状小翼对附面层分离有削弱的作用,但由于间隙过小对叶尖泄漏流的调控效果不明显,无法抵消由于凹槽而产生的流动损失,导致了跨声速压气机叶片提前失稳。大间隙下,凹槽型小翼转子的失速裕度增加了13.8%。凹槽状小翼减弱了涡/波干涉作用,且随着叶顶间隙的增加,槽状小翼对涡/波干涉作用和附面层分离的削弱效果越明显。

关键词：叶尖小翼凹槽压气机叶顶泄漏流动

叶尖小翼结合复合弯掠对跨声速压气机性能的影响研究

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叶尖小翼结合复合弯掠对跨声速压气机性能的影响研究

作者：孙龙大连海事大学

学位级别：硕士

随着现代航空工业的发展,航空发动机的设计方向逐渐以实现更高的效率和更高的推重比为基本理念,压气机作为其核心部件也被要求能以更少的级数达到更高的增压比并具有更大的稳定工作裕度。然而由于叶顶间隙的存在,叶顶泄漏流使压气机内... 详细信息

随着现代航空工业的发展,航空发动机的设计方向逐渐以实现更高的效率和更高的推重比为基本理念,压气机作为其核心部件也被要求能以更少的级数达到更高的增压比并具有更大的稳定工作裕度。然而由于叶顶间隙的存在,叶顶泄漏流使压气机内部流动产生了大量的损失,因此为了使航空发动机在工作稳定程度与气动性能等方面得到改善,如何有效控制叶顶泄漏流动便成了必须考虑的问题。一方面,叶片弯掠技术凭借其对端区二次流与激波的有效控制已经在压气机中得到应用;另一方面,叶尖小翼技术对抑制压气机叶顶泄漏损失以及提高失速裕度也具有明显效果,因此本文将二者结合研究其共同作用下对压气机的影响效果及机理,主要工作如下:首先,对跨声速压气机转子NASA Rotor 67进行了参数化弯掠造型,对前掠与正弯两种弯掠形式各设计了五种方案进行数值模拟以研究弯/掠高、弯/掠角几个参数对压气机性能的影响,对数值结果分析后发现:前掠使压气机的峰值效率与失速裕度减小但增大了总压比,随着掠高或掠角的减小压气机的峰值效率与失速裕度下降的程度降低;正弯能在压气机峰值效率下降不大的前提下增大压气机失速裕度,虽然压气机失速裕度随着弯高或弯角的增大而增加但其峰值效率也下降越多,且弯角大小的影响尤其明显。其次,分别在选定的前掠与正弯转子上加装四种不同宽度的压力面叶尖小翼进行数值研究,结果表明叶尖小翼结合正弯或前掠均能在峰值效率下降不大的前提下使压气机的失速裕度明显增加,且随着小翼宽度增加裕度提升越多而效率下降越明显。跨声速压气机叶顶泄漏涡与激波的相互干涉是流动失稳的关键原因,而压力面叶尖小翼对叶顶泄漏涡的强度能起到明显削弱效果,泄漏涡向下游移动与激波作用后产生的低速区范围因此而减少,这不仅使转子叶顶区域通流能力提高,也增加了压气机的工作稳定范围。最后,针对叶尖小翼与弯掠组合转子在变转速下(80%设计转速)的气动性能变化进行数值分析。结果发现,与在100%设计转速下不同,在80%设计转速下的转子叶顶泄漏涡发生了破碎,这也使得泄漏涡与激波干涉后产生的低能流体区域范围明显大于在100%设计转速时的情况。同时发现,在100%设计转速和80%设计转速下,压气机失速裕度明显提升的原因均是由于压力面叶尖小翼对叶顶泄漏涡的削弱作用。

关键词：压气机叶片弯掠叶尖小翼叶顶泄漏涡激波失速裕度

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叶尖小翼增强压气机转子抗总压畸变能力研究

叶尖小翼增强压气机转子抗总压畸变能力研究

作者：赵毓舟大连海事大学

学位级别：硕士

压气机是航空发动机的核心部件之一,其性能直接影响着发动机性能的优劣。随着人们对航空发动机要求的不断提高,不可避免地会产生进口总压畸变这种流动现象,会导致压气机效率、压比、稳定裕度等性能参数的降低,严重时还会引起压气机的失... 详细信息

压气机是航空发动机的核心部件之一,其性能直接影响着发动机性能的优劣。随着人们对航空发动机要求的不断提高,不可避免地会产生进口总压畸变这种流动现象,会导致压气机效率、压比、稳定裕度等性能参数的降低,严重时还会引起压气机的失速与喘振,威胁着飞行的安全性与稳定性。故需要提高压气机抗进口总压畸变的能力,以满足更高要求的飞行工作。叶尖小翼是近些年来受到广泛关注的一种被动流动控制技术,本文将压力面叶尖小翼应用到增强压气机转子抗进口总压畸变能力的研究中,探究其作用机理,主要研究内容如下:(1)设计了两种进口径向总压畸变类型,分别为“叶尖畸变”及“轮毂畸变”,其中“叶尖畸变”导致总压和轴向速度从轮毂到机匣逐渐减小,在轮毂附近达到最大值。“轮毂畸变”情况下则相反,机匣总压力最高,轮毂总压力最低。在100%设计转速下进行了计算及分析,结果表明在处于叶尖畸变时,压力面小翼使得最大等熵效率降低了0.23%,但其能够在近失速工况时提高压气机的总压比。处于轮毂畸变时,压力面小翼降低了压气机的总压比,也使得最大等熵效率降低了0.55%。压力面小翼的安装未能改变通道内的涡旋结构,而是降低了叶尖泄漏涡的强度,从而降低了其破裂后产生的低速回流区的范围及强度,改善了流动状况,进而推迟了失速。在进口叶尖畸变及轮毂畸变时稳定裕度分别增大了12.5%及2.4%。(2)在100%及80%转速下进行了3种进口周向畸变的计算,周向畸变角分别为180°、90°和60°。结果显示处于100%设计转速时,在畸变角分别为180°、90°、60°时,压力面小翼使得压气机转子的总压比整体上均有所降低,最大等熵效率分别下降了0.3%,0.4%,0.3%。稳定裕度分别提升2.7%、2%、6%。处于80%设计转速时,加装压力面小翼后的总压比曲线较原型而言整体向左下方移动,最大等熵效率在周向畸变角分别为180°、90°、60°时均降低了1.1%,稳定裕度则分别增大了8.8%,2%,0.7%。压力面小翼通过对叶尖泄漏流的阻塞,降低了叶尖泄漏涡的强度,进而减小了叶尖泄漏涡与通道激波的相互作用强度,从而提高了转子的通流能力,达到了扩稳的目的。

关键词：压气机总压畸变叶尖小翼叶尖泄漏涡

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叶尖小翼对离心压气机性能影响的数值研究

叶尖小翼对离心压气机性能影响的数值研究

作者：黄迪大连海事大学

学位级别：硕士

离心压气机由于结构简单,工艺性好,且稳定裕度较宽等优点,在众多领域得到了应用,实现离心压气机向更高压比、更高效率和更宽泛的稳定工作范围进行优化成为了研究人员们关注的焦点。目前许多研究表明在叶轮机械内部,由于叶顶间隙造成的... 详细信息

离心压气机由于结构简单,工艺性好,且稳定裕度较宽等优点,在众多领域得到了应用,实现离心压气机向更高压比、更高效率和更宽泛的稳定工作范围进行优化成为了研究人员们关注的焦点。目前许多研究表明在叶轮机械内部,由于叶顶间隙造成的叶尖泄漏涡是压气机中损失的主要来源,因此如何合理控制压气机间隙处的泄漏流动成为了研究重点。叶尖小翼技术作为几何修型的方式之一受到了关注,大量学者的研究表明叶尖小翼的合理布置可以有效控制间隙流动,本文旨在研究叶尖小翼技术对离心压气机内部流动的影响,主要研究工作如下:首先,本文以NASA低速大尺寸离心压气机LSCC为研究模型,对不同工况下加装不同安装方式的（压力面小翼、吸力面小翼）的叶尖小翼进行了研究,分析其气动特性的变化,数值计算结果表明设计间隙下三种宽度的压力面叶尖小翼分别使离心压气机叶轮的流量稳定裕度扩大了 1.4%、2.4%、3.1%,逐渐前移的叶尖泄漏涡是导致叶轮失速的重要原因,压力面小翼对泄漏涡的抑制作用使稳定裕度扩大。而三种不同的吸力面小翼方案分别使稳定裕度减小了 0.76%、2.2%、15.3%,吸力面叶尖小翼对离心叶轮的作用效果相反,使叶顶位置的泄漏涡强度增加,使叶轮提前失稳。然后,在小间隙工况下对叶轮进行了数值计算,发现小间隙下泄漏强度减弱,稳定范围比设计间隙下增加了 12.3%,对小间隙工况下采用不同小翼安装方式的方案进行模拟计算,三种不同宽度的压力面小翼方案分别使稳定裕度减小了 4.38%、6.03%、19.25%,小间隙下压力面小翼的加装会使泄漏流强度增加,起始位置更加靠前,且泄漏流在靠近尾缘处发生破裂而形成更多的低速流,诱导叶轮失速提前。而不同宽度的吸力面小翼对叶轮稳定裕度的影响不同,SW1方案使稳定裕度降低17.21%,流道内靠近尾缘位置的泄漏流破碎,影响了流道的流通性能,而SW2和SW3方案对稳定裕度影响较小。最后,对在不同安装方式的叶尖小翼顶部增设凹槽的方案进行数值模拟,发现在压力面小翼上增设叶顶凹槽,使低速大尺寸离心叶轮稳定裕度增加了 5.03%,在增设凹槽结构后,部分泄漏流进入凹槽内部向下游移动直至从凹槽内流出,抑制了泄漏涡的产生,因此会扩大叶轮的稳定范围。在吸力面小翼上增设叶顶凹槽,使叶轮稳定裕度增加了4.1%,除了泄漏流流进凹槽内部改善泄漏涡强度外,在前缘处形成了小范围向前卷吸的不利于流体流通的区域,这是吸力面增设凹槽后效果不如在压力面增设凹槽的原因。

关键词：离心压气机叶尖小翼叶顶泄漏涡叶顶凹槽

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前级转子应用叶尖小翼对对旋风机性能的影响

汽轮机技术 2022年第4期64卷 282-284,288页

作者：张龙新毛义军胡斯特胡小文华中科技大学航空航天学院武汉430074 美的集团中央研究院佛山528311

为进一步改善某型对旋风机的性能,将叶尖小翼技术应用到了首级转子。结合延迟分离涡模拟与实验测试的方法,详细研究了吸力面与压力面小翼的作用效果及机制。结果表明,首级转子加载吸力面或压力面小翼对对旋风机的气动性能影响较小,但应... 详细信息

为进一步改善某型对旋风机的性能,将叶尖小翼技术应用到了首级转子。结合延迟分离涡模拟与实验测试的方法,详细研究了吸力面与压力面小翼的作用效果及机制。结果表明,首级转子加载吸力面或压力面小翼对对旋风机的气动性能影响较小,但应用吸力面小翼能够有效降低对旋风机的气动噪声。通过加载吸力面小翼,叶尖泄漏涡偏离壁面发展且强度有所降低,减弱了其与壁面间的干涉作用,叶片表面压力脉动得到有效削弱。

关键词：对旋风机叶尖小翼叶尖泄漏流