高速压气机叶栅旋涡结构及其流动损失研究

• 作者: 吴云 张海灯 李应红 赵勤
• 来源期刊: 航空学报
• 学科: 航空航天
• 关键词: 高速压气机叶栅 轴向涡量 拓扑规律 旋涡结构 流动损失
• 年，卷（期）: 2014,（9）
• 所属期刊栏目: 流体力学与飞行力学
• 页码范围: 2438-2450
• 页数: 13页
• 分类号: V211.6|V231.3
• 字数: 7738字
• 语种: 中文
• DOI: 10.7527/S1000-6893.2014.0022

摘要

为揭示高亚声速来流条件下压气机叶栅内部流动特性,对高速压气机叶栅通道内旋涡结构和流动损失的产生与演变规律进行研究.首先建立了数值仿真模型并用实验验证,然后详细研究了叶栅通道内主要旋涡结构、拓扑规律和旋涡模型,最后分析了叶栅通道内流动损失与旋涡结构的内在联系.高速压气机叶栅通道内主要存在马蹄涡、端壁展向涡、通道涡、壁角涡、壁面涡、集中脱落涡和尾缘脱落涡7个集中涡系,通道涡由端壁来流附面层中发展而来,是角区复杂旋涡结构的主要诱因;攻角由0°增大为4°,通道涡的涡核更早地脱落端壁附面层向角区发展,但对角区流动的影响减弱,叶片尾缘未形成明显的集中脱落涡.伴随着集中脱落涡的消失,叶栅固壁面拓扑结构中,叶片尾缘吸力面上没有出现与集中脱落涡对应的分离螺旋点,并且与叶中脱落涡层相对应的分离线和再附线消失,尾缘脱落涡仅包含近端区的一个分支.由总压损失沿流向和展向的变化规律,叶栅通道流动损失主要来源于角区复杂旋涡结构引起的强剪切作用,近端壁区的总压损失与角区主要涡系结构的生成和发展密切相关;攻角由0°增大至4°,角区旋涡的影响能力变弱,近端区流动损失减小,与叶中部位总压损失的差异缩小.

作者信息

序号	姓名	单位	发文数	被引次数	H指数	G指数
1	李应红	空军工程大学航空航天工程学院	227	3034	27.0	42.0
2	吴云	空军工程大学航空航天工程学院	77	1046	16.0	29.0
4	赵勤	空军工程大学航空航天工程学院	5	95	4.0	5.0
7	张海灯	空军工程大学航空航天工程学院	11	74	5.0	8.0