仿生翅室对跨声速扩压叶栅角区分离流动影响研究

• 作者: 徐文峰 孙鹏 杨国刚
• 来源期刊: 推进技术
• 学科: 航空航天
• 关键词: 航空发动机 压气机 叶片 叶栅 角区分离 数值模拟 流动控制
• 年，卷（期）: 2022,（5）
• 所属期刊栏目: 气动热力学|Aero-thermodynamics
• 页码范围: 99-109
• 页数: 11页
• 分类号: V231.3
• 语种: 中文
• DOI: 10.13675/j.cnki.tjjs.200766

摘要

为了抑制压气机叶片吸力面角区分离,减小内部流动损失,改善通道内的通流能力,基于蜻蜓翅翼的翅室和褶皱结构特征,在跨声速扩压叶栅的端壁上布置仿生翅室结构.采用数值模拟方法,研究不同深度的仿生翅室结构对角区分离流动的影响.研究结果表明:0°攻角条件下仿生翅室影响效果最明显,能够提高端壁附近的湍动能,增加靠近端壁处流体速度,减小分离涡的影响范围,增强叶栅通流能力,从而提高叶片的扩压能力;随着深度的增加,对角区分离的抑制效果先增加后减小,最佳方案使得总压损失系数降低7.22％.当攻角小于最小损失攻角,仿生翅室诱导分离涡起始点提前,扩大角区分离范围,增加了流动损失;当攻角大于最小损失攻角,对角区分离的抑制效果先增强后减弱,角区分离范围大到一定程度后,其产生的效果不明显.