叶片吸力面抽气对平面叶栅性能的影响
平面亚音扩压叶栅实验.
平面亚音扩压叶栅实验1 实验目的1）通过实验使学生熟悉平面叶栅实验设备和实验方法； 2）作出叶栅攻角特性和叶片表面压力分布曲线3）了解平面叶栅实验在压气机气动设计中的作用和地位。
2 实验内容2.1 平面叶栅的攻角特性气流通过平面扩压叶栅后，其方向要发生转折，气流转折角为β∆。
气流通过叶栅损失的大小可用损失系数ω来表示。
β∆和ϖ随攻角i 和来流马赫数M 1而变化，它们都是i 和M 1的函数。
低速叶栅吹风实验不考虑M 1对叶栅性能的影响，只讨论β∆和ϖ随攻角i 的变化。
叶栅的攻角特性如右图所示。
由图1可以看出，当i 增加时，β∆开始直线上升，几乎不变。
到某一攻角，β∆达到最大值。
攻角再提高，β∆下降很快，ϖ急剧增加，这时叶背气流发生严重分离。
在很大的负攻角情况下，气流在叶盆分离。
β∆的大小反映了叶栅的功增压能力，而ϖ的大小则反映了叶栅有效增压的程度，ϖ表征气流流经平面叶栅发生的机械能损失，叶栅的效率和ϖ有直接关系，压气机设计取β∆＝0.8max β∆为叶栅名义工作点，把不同几何参数叶栅的名义工作点汇集在一起，即得到平面叶栅的额定特性线，这是压气机气动设计的依据。
2.2 叶片表面压力分布叶片表面压力分布以无因次压力系数P 表示1*11P P P P P -=-式中，*1P 、1P 分别为叶栅进口的总压和静压，P 为叶片上任一点的静压。
P 为正值说明叶片上某点的当地速度低于叶栅进口速度，P 为负值表面当地速度大于叶栅进口速度。
典型的叶片表面压力分布曲线如右图所示，横坐标为弦长百分比。
进行叶片表面压力分布实验时，只测量一个攻角（例如5°攻角）的叶片表面压力分布。
同时，还可以改变几个攻角（-10°，10°，18°），观察叶片表面压力分布变化情况，特别要注意大攻角时，叶片表面出现严重分离（失速）现象。
当叶片表面出现分离时，分离点后叶栅不再增压，水排上指示水柱高度不变。
3 实验设备3.1 叶栅风洞图3 平面叶栅实验设备示意图叶栅实验由连续气源供气，气流经过扩压段减速扩压，稳定箱内安装蜂窝器和阻尼网（钢网），消除旋涡，使气流稳定均匀，再经过维他辛斯基曲线的收敛段，使稳定箱出来的气流均匀膨胀加速，造成叶栅进口截面各点压力、速度都相同的一股均匀气流进入叶栅。
载荷分布规律对开槽压气机叶型气动性能的影响
载荷分布规律对开槽压气机叶型气动性能的影响
曾凌霄;周正贵
【期刊名称】《机械制造与自动化》
【年(卷),期】2024(53)2
【摘要】航空压气机叶片通道内流动呈强逆压梯度,为了减小流动损失、扩大稳定工作范围,针对压气机静子叶型提出一种新型开槽叶片,槽道由叶片前缘进气吸力面出气,使用来流速度冲量有效抑制吸力面附面层的发展。
采用计算机数值模拟方法,研究不同吸力面峰值等熵马赫数位置的可控扩散叶型开槽对叶栅气动性能的影响。
研究结果表明:在设计工况下,开槽可有效抑制吸力面附面层发展,降低叶栅损失,增加气流转角;吸力面峰值等熵马赫数位置越向尾缘,在整个进气角范围内,开槽降低损失程度越大,并且由于攻角越大吸力面附面层越厚,开槽降低损失程度越大。
【总页数】5页(P20-24)
【作者】曾凌霄;周正贵
【作者单位】南京航空航天大学能源与动力学院
【正文语种】中文
【中图分类】V231.3
【相关文献】
1.叶型探针对压气机叶栅气动性能影响的试验与数值研究
2.静叶尾迹对压气机动叶非定常气动载荷的影响
3.亚声叶型前缘形状对压气机气动性能的影响
4.低雷诺数
下粗糙度对高亚声速压气机叶型气动性能的影响5.压气机叶片仿鲨鱼鳃开槽对叶栅气动性能的影响
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高空低雷诺数压气机叶栅气动性能数值研究
图1平面叶栅网格分布
数值模拟0km、10km和20km高度不同雷诺数条件下平面叶栅的气动性能，数值仿真计算工况如表2所示。
设置进口边界条件为速度，进口特征速度为20m/s。
由式（1）和式（2）可计算得到不同高度下的雷诺数。
萨特兰公式：
=1.7894×10-5（空气15°时的粘度）
雷诺数公式：
为气体密度，d为特征长度
图3给出了0km、10km以及20km的静压分布云图，攻角为-12°时压力面前缘位置存在较小的低压区，并且随着雷诺数减小，低压区面积增大，而高压区在叶片前缘的位置基本不变；攻角增至0°时，吸力面前缘出现低压区，
图4给出了不同雷诺数下的速度流线图。
由图可知，在较大负攻角与零攻角情况下，随着雷诺数的减小（飞行高度增大），吸力面尾缘分离区增大，可以看到在20km时出现明显的分离涡；在攻角为12°的情况下，吸力面尾缘在不同高度时均有清晰可见的分离涡，且随着雷诺数的降低，分离涡逐渐后移。
3结论
通过数值模拟分析不同高度下，雷诺数对对叶栅攻角损失性能和叶栅流场结构的影响，得出了以下几个结论：
①随着雷诺数减小，在-12°~12°攻角范围内，总压恢复系数整体逐渐降低，总压损失系数逐渐增大。
②攻角为-12°时压力面前缘位置存在较小的低压区，
表2仿真计算工况
图2不同高度下攻角与总压恢复系数的特性曲线图3平面叶栅的静压分布图图4平面叶栅的速度流线图
图1某增压发动机的Boost计算分析模型示意图
1.3发动机相关零部件尺寸参数定义
1.3.1空气滤清器
所建立的进排气系统模型中，空气滤清器的相关参数和特性如表2所示。
叶片正弯曲对压气机叶栅叶片表面流动的影响
叶片正弯曲对压气机叶栅叶片表面流动的影响摘要：本文旨在探讨叶栅叶片正弯曲对压气机叶栅叶片表面流动的影响。
首先，评估不同叶片正弯曲角度（从0°到90°）的叶片振动率，然后通过测量涡跃转换振幅以及涡流强度来计算激波发生的频率和位置。
结果表明，叶片正弯曲影响叶片表面气流动态特征，如激波发生，振动率和涡流强度。
关键词：叶栅叶片正弯曲，压缩机叶栅叶片表面流动，振动率，激波。
正文：本文旨在探讨叶栅叶片的正弯曲对压缩机叶栅叶片表面流动的影响。
为此，Flow-3D模拟算法用于评估略微弯曲叶片（0°起）的叶片振动率并通过典型涡跃转换振幅以及典型涡流结构强度来计算激波发生的频率和位置。
结果表明，叶片正弯曲显著影响涡跃转换振幅以及涡流强度，从而影响激波发生的频率和位置，极大地降低叶片表面流动质量。
此外，叶片正弯曲还会增加叶片振动率。
综上所述，叶片的正弯曲会显著影响压缩机叶栅叶片表面流动的性能，因此应该加以充分考虑。
叶片正弯曲对压缩机叶栅叶片表面流动的影响有着重要的实用意义。
在一些压气机的设计过程中，必须考虑到叶片正弯曲。
叶片太弯曲会使激波更猛烈地出现并影响叶片表面的气动性能，从而影响压气机的效率。
因此，在压气机叶片的设计和工作原理设计中，应当重视叶片正弯曲。
首先，必须根据工作条件和性能目标，采用合理的叶片正弯曲角度，以降低叶片上涡流强度，减少振动率，减少激波强度以及减少能量损失，从而提高压缩机效率。
其次，在实验过程中，应按照叶片正弯曲或叶片振动率的变化，进行精确的测量和分析，以确定相应叶片正弯曲角度的最优参数，以便将压缩机的性能提高到最优水平。
此外，在应用叶片正弯曲时还应考虑叶片的几何结构，特别是其表面凹凸度，以降低压气机叶栅叶片表面的振动率和流动不稳定性。
一般情况下，叶片表面凹凸度越小，其振动率也越低。
另外，叶片表面凹凸度越大，其激波发生的频率也会增加，因而流动不稳定性也会增加。
因此，叶片表面凹凸度也应得到充分考虑，以提高叶片表面的流动质量。
几种叶片参数变化对叶轮机气动性能的影响
几种叶片参数变化对叶轮机气动性能的影响摘要：叶轮机叶片设计与制造过程中，常常遇到某一尺寸参数变化对叶轮机性能影响是否显著的问题。
本文以常见的叶片尺寸参数偏离设计状态问题为切入点，分析了不同叶片尺寸参数的敏感度，以期对叶轮机设计与制造有所帮助。
关键词：叶轮机、叶片、形状、性能叶轮机械的气动性能主要由叶片决定，叶片某一尺寸参数或形状的微小变化也可能会对叶片的气动性能产生显著影响，我们将这类参数称为敏感参数。
为了掌握叶片的敏感参数，需进行较多的研究。
下文是本人工作过程中经常遇到的叶片偏离设计状态的问题，以及这类问题的分析。
一、叶片前缘变为非圆弧型对气动性能的影响涡轮叶片的前缘一般设计成大圆弧，但这个圆弧前缘是否一定是唯一实用的前缘呢？陈雷[1]对比了Ｂｅｚｉｅｒ曲线前缘和圆弧前缘涡轮的气动性能。
在涡轮正常运行的攻角范围内，该非圆弧前缘有减小损失的作用，其机理是：非圆弧前缘的曲率半径逐渐增大，减小了前缘表面流动的法向压力梯度，抑制前缘的过度膨胀，削弱吸力峰，降低切点附近切向速度及速度梯度，减小由摩擦力引起的能量耗散，损失变小，且非圆弧形曲线的δ越大，流动损失相对越小；但在涡轮非设计工况的大攻角条件下，叶盆分离更加严重，流动性能恶化，损失增大。
压气机前缘也可以设计成非圆弧形，优化前缘形状的机理是，曲率半径逐步增大,可以减小前缘表面流动的法向压力梯度,抑制前缘表面的过度膨胀,从而降低吸力峰,减小吸力峰内的逆压梯度,避免叶片表面的层流分离,改善叶片气动性能。
因此，可以将压气机前缘设计成椭圆形前缘[2]。
但椭圆前缘加工难度较大，陈宏志[3]探索了带平台的圆弧形前缘，其形状如同1.2，即在圆弧前缘的叶背位置上铣出一个平面，并铣出倒角来过渡。
椭圆前缘一般由a/b决定其性能，而平台前缘的性能由平台前端在原始圆弧前缘上的位置和倾斜角决定。
但两者的优化效果都类似，不过平台前缘的平面两端形成两个弱吸力峰,取代了原始圆弧形前缘上的单个强吸力峰。
流体力学与流体机械——第10章(机翼与叶栅理论6-7)
满足条件：
（1）平板叶栅与原叶栅的栅距t相等；
（2）安放角等于原叶栅的无环量绕流角β0（即
零升力方向）；
升力系数
（3）弦长满足：b (Clz / Cl )bz
五、叶栅绕流问题的解法
叶栅绕流的求解分为正命题和反命题。
基本思想是应用保角变换，把给定的叶栅平面 变换到某一辅助平面，使在辅助平面上的绕流 是已知的或容易求解的。这样，在叶栅平面上 的流动就可以逆变换关系求出。
3. 奇点法 用来解任意叶栅正、反命题的现代方法之一。 其实质是在有势流场中置入的点源系与点涡 系替代叶栅中的翼型，以确定流场受叶栅干 扰后的流动。
第六节 叶栅及叶栅特征方程
叶片式水力机械的转轮、导叶轮都由若干 个相同的叶片或翼型按相互等距离排列组 成，叶片或翼型之间将彼此相互影响。 按 照一定规律排列起来而又相互影响的叶片 或翼型的组合，叫做翼栅或叶栅。
叶栅理论的目的在于寻找叶栅与流体之间 相互作用的运动学和动力学规律，以及影 响这些规律的各种因素，是叶片式水力机 械水动力学计算的理论基础。
v1xv2 y 'v2 xv1 y '
v1xv2 y 'v2 xv1 y '
引入新的系数i0
i0
m 1 K
式（3）可写成
v y '' Kv y '(1 K )i0v x （4）
上式两端同时乘以列线长度2πr， r为展 开成平面叶栅的圆柱流面的半径，有
2rv y '' 2rKv y '2r(1 K )i0v x
4. 安放角 翼型的弦线与列线之间的夹角称为安放角， 用βs表示。中弧线在前缘点处的切线与列 线的夹角叫进口安放角，用βs1表示。同样可 定义出口安放角βs2 。
带端导叶平面叶栅流动结构与性能的数值研究
的相互 作用 。
围等指 标有 了较 大 的 改 善 ， 明导 叶 是 风 机 叶轮 说 内部 流场无 分离绕 流控 制 的有 效方法 ｊ 。郑 国胜
控 制 叶顶 间 隙流 动 的方 法 包括 ： 壁 处 理 技 对某 轴流风 扇 叶端 导 叶 的 作用 进 行 了研究 ， 为 端 认 术、 改变 间隙形 态 法 、 面 层 隔离 技 术 、 片 弯 掠 端导 叶作用 是影 响并控 制叶顶 泄漏 流和 叶顶 二 次 附 叶 以及 围带技 术等 。叶 片端 导 叶来源 于航 空 机翼 的 流 ； 附加导 叶后 ， 叶顶泄漏 流 的主要 动力 不是 简单 翼尖 端叶 ， 作为控 制 间隙流动 的方 法 之一 ， 近年 来 在 叶轮机 械领域 也受 到 了关 注 。Ｂｎｏ 轴 流 叶 ｉｄｎ对 片进 行实验 ， 现吸力 侧端 导 叶几乎 没有 用处 ， 发 而 的吸力面 和压 力面 的压差 ， 是泄 漏流 进 出 口 间 而
黄 中华 ， 陈 泽。 戴 韧
（ 海理工大学 ， 海 上 上 ２ ０９ ） ００ ３
摘
要： 以Ｎ Ｃ６ Ａ Ａ ５叶型为基础 ， 构造 出平 面叶栅端导叶的流动分析模型 ， 研究 了在不 同间隙尺寸条件 下等宽度端 导
叶的安装位置对 叶栅性能 的作用。计算结果表 明， 导叶在 叶片吸力面侧安装 时， 端 叶栅性 能最佳 。其次 ， 对应某一个端 导叶条件 ， 存在一个最佳的间隙大小 。 关键词 ： 轴流风扇 ； 端导叶 ； 平面叶栅 ；叶顶泄漏涡 ； 中图分类号 ： Ｔ ４ Ｈ５ 文献标 识码 ： Ａ
叶片加工误差对压气机性能影响研究综述
Chinese Journal of Turbomachinery Vol.66，2024,No.2Summary of Research on the Influence of Blade MachiningErrors on Compressor Performance *Wei-peng Lei 1Hong-zhou Fan 1Jian-hua Yong 2Xin Shu 2（1.School of Energy and Power Engineering,Xi'an Jiaotong University;2.Shengu Group Co.,Ltd.）Abstract：Impeller blades inevitably experience errors during actual machining,which can lead to performance differences between actual and theoretical design.This article studies the impact of different types of errors on compressor performance based on the manufacturing errors of impeller blade profile and roughness.Firstly,analyze the impact of different contour deviation forms on compressor performance,and explore various research methods,such as uncertainty analysis and low-speed simulation,to achieve a true judgment of the impact of manufacturing errors on compressor performance.Point out the contour manufacturing errors,and pay special attention to the impact of the leading edge of the blade on compressor performance.Secondly,the surface roughness error of blades needs to be determined based on the actual design situation and processing cost to determine the accuracy range of surface roughness.Taking into account various influencing factors,error compensation techniques are consciously used during the design process to reduce the impact of manufacturing errors on compressor performance.Keywords：Compressor;Manufacturing Error;Profile Tolerance;Roughness;Error Compensation摘要：叶轮叶片在实际加工过程中会难免出现误差，从而导致实际叶轮与理论设计叶轮产生性能差异。
表面粗糙度对压气机叶栅流动特性的影响
表面粗糙度对压气机叶栅流动特性的影响王作彪【摘要】在低速平面叶栅风洞中,实验研究了表面粗糙度对高负荷压气机流动特性的影响,并对叶片吸力面不同位置布置的表面粗糙度进行了对比分析.通过墨迹流场显示法对叶栅壁面流场进行了测量,利用五孔气动探针对叶栅出口截面进行了扫掠,给出了不同方案出口截面马赫数、二次流速度矢量的分布以及叶栅的流场特征,以分析和探讨表面粗糙度对叶栅流动特性的影响.结果表明,吸力面局部表面粗糙度的增加使得角区分离范围减小;且随着粗糙带向尾缘移动,角区分离范围的减小程度也逐渐增加.【期刊名称】《节能技术》【年(卷),期】2015(033)004【总页数】5页(P345-348,361)【关键词】高负荷压气机;平面叶栅;表面粗糙度;流动特性;实验研究【作者】王作彪【作者单位】中航动力科技工程有限责任公司,北京100029【正文语种】中文【中图分类】V231.3;TK474.80 引言压气机部件性能的下降是导致燃气轮机整体性能衰退的主要原因之一，这将引起燃气轮机运转寿命周期中燃油消耗量和温室气体排放量的增加。
由于受到污垢沉积、腐蚀和磨损等外界因素的影响，压气机叶片表面粗糙度呈现不均匀特点的增加，而叶片表面粗糙度的增加是引起压气机性能下降的关键因素之一，针对压气机内表面粗糙度增加引起的压气机性能衰减一直都是各国研究的热点，对其机理进行详细研究和分析，一方面可以对压气机的清洗和维护提供理论基础，另一方面也对叶片的加工工艺改善具有一定指导意义。
国外对表面粗糙度引起的压气机性能衰退的相关研究工作开展较早，而且多以实验研究为主，NASA Lewis 研究中心的Suder 等［1］研究了表面粗糙度对跨音速轴流压气机动叶性能衰退的影响，分别在100%、80%和60%设计转速下进行了动叶特性测量，发现表面粗糙度的增加将引起性能的大幅降低，各个工况条件下的效率和压比都显著下降。
Bammert 和Woelk 等［2］对比了一台三级轴流压气机中采用光滑叶片和表面粗糙叶片对性能的影响，发现对于不同的表面粗糙度程度时压气机总效率的下降在6% ～13%之间，而总压比的下降最大可达到30%。
开槽位置和槽道结构对叶栅性能的影响
进 出 口两 端 的静压差 ， 将压 力面槽 道进 口附近 的气流 吸入 小槽 内 ， 经槽 道 加 速后 ， 吸力 面 槽 道 出 口处 形 在 成射 流 ， 股气 流可 以有效 吹除 叶片 吸力 面尾缘 分离 这 气 流 ， 制和延 缓附 面层分 离 ， 而改善 压气 机性 能 ， 控 从 提高 压气 机 的工作稳定 性 。 但在 文 献 ［ ］ ， ４ 中 由于 计算 方 法 的 局 限 ，并 没 有
１ 数 值 分 析 方 法
本文 采用 商业 Ｃ Ｄ软件 Ｎ ＭＥ Ａ模拟 了 叶片 开 Ｆ Ｕ Ｃ
求解 小槽 内部 流场 ， 只是根据 槽道 两端 静压差 粗 略计
算 了小槽进 出 口气流 的流量 和速度 ， 因此对 于槽 道 内
槽对 叶栅 性能 的影 响。数 值 计 算 采 用 雷诺 平 均 二 维
装角 ４ 。稠度 １７ ， ５， ．４ 弦长 Ｃ为 ８ 。 ０Ｉ 姗
表 １ 叶 型 主 要 数 据
Ｔａ ｌ ｂ ａ ｎ ｄａ ａ ｆ ａ ｒ ｏ ｌ ｂ ｅ１ ｌ ｉ ｔ ｏ ｉｆ ｉ
～ —
表面 气流 在大攻 角情 况 下具 有 从 叶 片 表 面分 离 的 趋
开槽 位 置 和槽 道 结构 对 叶栅 性 能 的影 响
周 敏， 王如根， 曹朝辉， 张相毅
（ 军 －程 大 学 工 程 学 院 ， 西 西 安 空 １ － 陕 ７０３ ） １０８
摘 要 ： 于 利 用小 槽 出 口射 流 控 制 叶 片 吸 力 面 尾 缘 分 离 气 流 的 思 想 ， 进 一 步 研 究 开 槽 位 置 和 槽 道 结 构对 叶 栅 基 为 性 能 的影 响 ， 计 了 三种 叶片 开 槽 处 理 方 案 ， Ｃ Ｄ方 法 对 开 槽 前 后 的 流 场 进 行 数 值 模 拟 分 析 。计 算 结 果 表 明 ， 设 用 Ｆ 小 槽 出 口射 流可 以有 效 吹 除 叶 片 吸 力 面 尾缘 分 离 气 流 ， 制 和 延 缓 附 面 层 分 离 ， 而 增 大 了气 流 转 折 角 ， 低 了 总 压 控 从 降
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本课题研究的 目的是通过流场计算软件对平面叶栅 现 ， 孔宽 １ ｒ 抽气量通过孑 内给定背压控制 。 ． ｍ。 ５ ａ Ｌ 通道 内二维粘性流场计算与分析 ， 出抽气位 置 、 气量 得 抽
等对 平 面 叶栅 性 能 的影 响 ，确 定 总 压 损 失 系 数 最低 时 的
抽气位置。希望能成为研究抽气技术对压气机叶栅性 能 ４ 。 。 流 为 不 可 压 缩 气 体 ， 口马 赫 数 为 ０２ 总 压 为 ５ 来 人 ．， ０３ ５ ａ总 ８Ｋ， 影 响的先导 ， 为设计高负荷 、 高性能 的吸附式 高压压气机 １１２Ｐ ， 温 为 ２８ 出 口背 压 为 大 气 条件 。
度下 降等性能的损失 。而流动分离 的原 因是叶背附面层
的低 能 气 流 不 足 以抵 抗 正 压 力梯 度 。 究 表 明 ， 果 在 叶 研 如 片表面（ 要是吸力面 ） 孔或槽进行 吹抽气 ， 主 开 吸去 贴 在
叶 片上 的一 层 厚 附 面层 ， 那就 有可能促 使 叶背气 流不分 离
此 ， 课题 研 究 中主 要包 括 以下 几 个 方 面 的 内容 。 本
提供 有 益 的 帮助 。
１２ 研 究 的 内容 与方 法 ．
２ 抽 气 位 置和 抽 气 量 对 叶栅 性 能 的 影 响 ． ２ 正 常 情 况下 ， 流 通 过 叶 栅 时 ， 叶 片表 面尤 其 是 吸 气 在
文章 正 是 在 上 述思 想 指 导 下 ，以 平 面压 气机 叶栅 为 研 究 对 象 ， 用 数 值 计算 方法 模 拟 叶 栅 内部 粘 性 流 动 ， 采 了 解 叶栅 特性 变 化 与 抽 气位 置 、抽 气量 等参 数 之 间 的对 应
或推迟分离的发生， 从而可以降低流动损失 、 增大气流折转
角。
吸力 面抽气 通过在 吸力 面表面 内法线 方 向开 孔实 叶栅几何参数为 ： 叶片安装角为 ７ ， ５ 栅距为 １０ｍ ０ ｍ， 几 何 进 、 出 气 角 分 别 为 ５ 。 和 ９。 ， 气 流 折 转 角 为 ０ ５
的优 化 设 计 提 供 依 据 。
关键 词 ： 值 计 算 ； 力 面抽 气 ； 气 量 ； 气位 置 数 吸 抽 抽 中 图分 类号 ： ２ １ Ｖ３ ． ３ 文 献 标 识 码 ： Ａ 文 章 编 号 ：０ ６ ８ ３ （ ０ ０ １ — ０ ７ ０ １０— ９７ ２ １）０ ０ ９ — ２
第２ ９卷第 １ ０期
Ｖｏ ．９ Ｎｏ １ １ ．０ ２
பைடு நூலகம்
企 业 技 术 开 发
ＴＥＣＨＮＯＬＯＧＩ ＣＡＬ ＤＥＶＥＬ０ＰＭＥＮＴ ＯＦ ＥＮＴＥＲＰＲＩ ＳＥ
２１ ０ ０年 ５月
Ｍ ａ ．０１ ｖ２ ０
叶 片 吸 力 面 抽 气对 平 面 叶 栅 性 能 的 响 影
杨 帆
（ 中国民航飞行学 院新津分院机务部 ， 四川 成 都 ６ １３ ） １４ ０
摘 要 ： 随着 压 气 机 的 多级化 ， 下游 气流 发 生 流 动 分 离。如 果 在 叶 片 表 面 开 孔抽 气 ， 就 有 可 能 叶 背 气 流 不 那
分 离或 推 迟 分 离 的发 生 ， 达 到 降 低 流 动 损 失 的 目的 。 数 值 模 拟 了平 面 叶栅 通 道 中 的二 维 粘性 流 场 ， 以 分析
了吸 力 面抽 气对 大转 角平 面叶 栅 性 能 的 影响 。文章 主要 研 究 叶 栅 特 性 变化 与抽 气位 置 、 气 量 等 参数 之 间 抽
的 对应 关 系 。为 以后 叶 栅 通 道 间 三 维 粘性 流场 数 值 模 拟 打 下 了基 础 ， 而为 进 一 步 进 行 抽 气 式 压 气机 叶 片 从
力面 ， 附面层会逐渐发展变厚 ， 这样就会产生 流动损 失 、 减小 气 流 转 角 并堵 塞 叶栅 通 道 ， 响气 流 通 过 。 影 比较 直 观
的 方法 是 在 叶 片 吸力 面开 孔 抽 气 ，通 过 吸 除小 部 分 低 能 气体 来 控 制 附 面 层厚 度 甚 至 气 流 的 分 离 。 由于 气 流 通 过
能有何种影响 ， 为以后三维数值模拟计算 留下参考依据。 ２ 计 算 结 果分 析
２１ 叶型 和 叶 栅 几 何 、 动 参 数 介 绍 ． 气
文 章所 选 用 的大 转 角 叶 型几 何 参 数 如下 ： 弦 长 ：０ ｌ １０ｉｍ ｌ 前 缘 小 圆半 径 ：．ｍ １ ｍ ８ 后 缘 小 圆半 径 ： ｍ １ ｍ 前 缘 角 ：５ ２。 后 缘 角 ：０ ２。 最 大 扰 度 ：。 ９ 最 大 挠 度 距前 缘 距 离 ： ０ｍｍ ４ 最 大 厚 度 ： ． ｍｍ ４５ 最 大 厚 度距 前 缘 距 离 ：０ ｍ ３ ｍ
关系 ，为进一步进 行抽气式压气机叶片的优化设计提供 依据。 并通 过 对 计 算 得 出结 果 与 图形 的研 究 ， 析 出抽 气 叶栅 附面 层 分 离 的位 置 以及 发 展 趋 势 的 不 同 ，因此 选 取 分 位 置 、 气 量 等对 气 流转 折 角 、 压 损 失 系 数 的 影 响 。 抽 总 因 不 同 的抽 气 位 置会 对 叶栅 性 能 产 生不 同 的影 响 。
１ 研 究概 述
１１ 研 究 的 目的和 意 义 ． 随着 工 业技 术 的不 断 发 展 以及 叶轮 机 械 设 计 日趋 迫 切 要求 的提 高 ， 发 动机 性 能 的 要 求越 来 越 高 ， 更 高 压 对 故 比的风 扇 级 设 计任 务 提 上 日程 。但 航 空 发 动 机 上 的轴 流 压气机 ／ 扇都是多级结构 ， 风 随着 流 动 向下 游 发 展 ， 子 转 进 口附 面 层 增 厚 ， 上 级 数 增 加 ， 片 高 度 减 小 ， 口附 加 叶 进 面层相对厚度亦增加 ， 流动分离 ， 致效率降低 、 定裕 导 稳