叶片机原理课件C3-5..

2 平面叶栅中的气体流动
为运用上述几何参数合理设计出叶栅通道，保证实 现预期速度三角形，需了解叶栅气体流动机理。
(1) 先介绍翼型绕流特点 当亚音速气体流向翼型时，翼型 表面上的气流马赫数可以大于远前方 气流的马赫数。随来流M数增大，翼 型表面各点M数也均相应增大，且最 低压强点处气流M数先达到1。
ZZIA
叶轮机原理与设计
授课教师：马震宇
飞行器动力工程专业教研室


教 材：
《航空叶片机原理》
楚武利,刘前智,胡春波 主编
ZZIA
西北工业大学出版社， 2009年。
作者：楚武利，1987年西安交大 硕士毕业后到西工大任教，教授，
博导，获部级科技进步奖两项，
获国家发明专利多项。在国内外 重要学术刊物上发表论文50多篇 ，被SCI、EI收录30多篇。
当亚音速来流M数增大到某个值后，翼型或叶型流 场中开始出现局部超音速区，气动特性会发生质的变 化。流场出现局部超音速区的流动，称跨音速流动。
翼型上最低压强点处流速开始达到当地音速 时相应的远前方来流马赫数，定义为该攻角下该 翼型的临界马赫数。

来流马赫数继续再增大到稍微大于1时，气流若 遇到钝头翼型则即在翼型前方形成脱体激波。其中 ，中间近似正激波后气流变为亚音速。在尾部，通 常也会形成两道尾缘斜激波。

当气流分别由叶背和叶盆流到后缘时，两边附 面层流汇合成叶片尾迹涡流区。叶背附面层厚，叶 盆附面层薄，尾迹区不对称。尾迹区气流总压比主 流区低得多，这也引起较大的流能损失。
图3-19

尾迹区与主流区总压和流速均不同，在叶 型下游会产生两者相互掺混（类似于气体射流 现象），这也伴随有流动损失。随流动向下游 继续发展，尾迹区变宽，外主流区和尾迹区不 均匀程度减少。




平面叶栅中流动损失： (1）附面层内气流粘性摩擦损失。 (2) 附面层气流分离损失，尤其 激波－附面层干扰会加重分离， 使分离损失增加很多。 (3)尾迹损失。
ZZIA
第三章 轴流压气机工作原理
五、压气机基元级的气动设计



—要按照给定的设计条件和要求，确定得出 基元级速度三角形，进而配置相应的合适叶栅。 （不能随意配置）。 为此，必须找出叶栅中气流的运动规律（速 度三角形与叶栅几何参数之间的联系。




早期主要依靠叶栅模型大量系统吹风 实验进行研究。虽然平面叶栅模型模拟的 是平面二元固定叶栅的简化流动，但设计 出的亚声速压气机叶栅通常都是很成功的。 在固定叶栅风洞实验台上得到的实验 数据，既可用于静叶栅设计，也可用于动 叶栅设计！因为我们研究的是相对动叶栅 或静叶栅的相对流动流场！


压气机叶型设计中，通常选用气动力 性能较好的对称叶型作原始（基本）叶型； 然后，将原始叶型的中线弯成所需的曲线 形状；选择合适的相对最大厚度，使对称 叶型厚度放大或缩小；最后，将放大或缩 小的对称叶型厚度加在弯曲中线各点的法 线方向上，并连接这些厚度点。这样便设 计得到了所需的叶型表面型线。Fra bibliotek
（1） 叶型的基本几何参数
中弧线（中线，AB,曲线或直线）,弦长（b，直线，作特征值), 最大相对厚度（ c cmax / b ）和相对位置（ e e / b ），
最大桡度 f max 和位置（a ) (除以b时为其相对值）， 前缘角（1 ）和后缘角（ 2 ），叶型弯角（ 1 2 ）， 型面（用x-y坐标 值来表示型面曲线，


（2）叶栅中的气体流动特点 以图3-17所示的平面叶栅为例。假设此叶 栅前方亚音速来流马赫数为0.8，出口气流马 赫数0.6，来流与叶型中 弧线在前缘处的切线相 平行（攻角近似于0）， 即近似于设计工况下的 气流来流。


亚音速叶型前缘为小钝圆头。在前缘气流分成两股， 出现流动分叉点A’，称为前驻点。A’与几何前缘点A不一定 重合，A’ 随来流情况会变化移动而不在固定位置。 通常前缘小钝圆头半径很小（曲率很大），绕其上流 动为很大的加速流动。叶背表面气流会加速到更大速度， 某D点处可先达到声速。D点后超声速气流绕叶背会产生一 系列膨胀波而继续加速流动。 （虚线表示膨胀波，点画线表示声速线）。



以下按此顺序分析：确定平面叶栅 几何参数→平面叶栅气动参数→平面叶 栅实验研究→基元级平面叶栅气动设计 1 平面（2D）叶栅几何参数 平面叶栅 — 由很多形状相同、相隔 一定距离排列起来的叶型构成。
分析机翼气动特性时谈翼型。对叶片机言， 以其转轴 为纵轴的圆柱面或圆锥面与叶片相切割的剖面称叶型。 低速翼型一般为圆头尖尾形状。圆头作用：易适应不同 来流方向；尖尾的作用：减少尾部气流分离以减少损失。
凸面-叶背，吸力面； 凹面-叶盆，压力面）
（2）叶栅的基本几何参数 叶型安装角 y - 叶型弦线 与额线（A-A和B-B）的夹角； 叶距（栅距）t –相邻两 叶型沿额线方向的距离。
工程设计应用时下面参数更方便： 叶栅稠度（实度） - 弦长与栅距的比； 几何进口角 1k ，几何出口角 2 k （构造角）。


流动到 E点将产生 近似正激波，波后气流为 亚声速，随后其在扩张通 道中做减速流动到尾缘。 而叶盆面在所给来流 马赫数下，通常不产生局 部超声速流，其流速普遍 低于叶背。

3 平面叶栅中的流动损失 叶栅中流动损失与叶型表面马赫数分布有直接 联系，高性能叶栅设计就是要控制好叶型表面马赫 数分布规律。 实际气体存在粘性，叶片表面会有附面层。通 常，叶盆表面逆压梯度不大，附面层不厚。但在叶 背表面，流动的逆压梯度较大，还可能有激波出现。 通过激波后静压升高很多，使附面层气流进一步增 厚甚至分离（激波干扰诱导附面层分离），造成严 重流能损失。
ZZIA
参考书 《航空叶片机原理》

胡骏，吴铁鹰，曹人靖 主编


国防工业出版社，2006年。
作者：胡骏，1984年南航硕士毕业留 校任教，教授，博导，主要从事叶轮 机非定常流基础理论和应用基础理论 方面的研究，获省部级科研二等奖二 项，出版专著两部。名言：“个人实在 是太渺小了，能做的事也极其有限。 要想多取得一点成绩，只有踏踏实实 地干。”