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端壁吸/吹气对超声速压气机叶栅流场影响机理的对比研究
被引量：
5
1
作者
李清华
曹志远
胡骏
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2019年第9期1991-2002,共12页
附面层吸/吹气是抑制流动分离、提高压气机叶片负荷的有效技术途径。针对超声速压气机叶栅内激波诱导的角区分离,分别采用多种不同的端壁吸/吹气方案对其进行流动控制,旨在探索端壁吸/吹气对激波干涉下角区分离的控制机理,并对比分析端...
附面层吸/吹气是抑制流动分离、提高压气机叶片负荷的有效技术途径。针对超声速压气机叶栅内激波诱导的角区分离,分别采用多种不同的端壁吸/吹气方案对其进行流动控制,旨在探索端壁吸/吹气对激波干涉下角区分离的控制机理,并对比分析端壁吸/吹气对超声速压气机叶栅角区分离的控制效果。结果表明:在激波/端壁附面层干涉下,该超声速压气机叶栅内存在大范围的激波诱导角区分离,角区分离使得该超声速叶栅存在强三维效应,二维叶栅中的单正激波变为'斜激波+正激波'结构,叶中吸力面尾缘开式分离变为闭式分离;端壁吸气可有效抑制该超声速叶栅的角区分离,吸气后近端壁区损失系数大幅降低,最优端壁吸气缝方案的起始点与亚声速压气机叶栅相同,但端壁吸气后叶中的双激波结构变为单正激波结构,叶中流动分离增大;端壁吹气也可有效抑制角区分离,其控制效果略优于端壁吸气,其原因是吹气缝处的静压高于吸气缝,对激波的增强作用弱于端壁吸气;与端壁吸气方案不同的是,最优端壁吹气缝方案的起始点位于叶片前缘。
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关键词
激波/附面层干扰
超声速压气机叶栅
角区分离
附面层抽吸
附面层吹
气
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题名
端壁吸/吹气对超声速压气机叶栅流场影响机理的对比研究
被引量：
5
1
作者
李清华
曹志远
胡骏
机构
南京航空航天大学能源与动力学院
中国航发四川燃气涡轮研究院
西北工业大学动力与能源学院
出处
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2019年第9期1991-2002,共12页
基金
国家自然科学基金(51806174
51741601)
文摘
附面层吸/吹气是抑制流动分离、提高压气机叶片负荷的有效技术途径。针对超声速压气机叶栅内激波诱导的角区分离,分别采用多种不同的端壁吸/吹气方案对其进行流动控制,旨在探索端壁吸/吹气对激波干涉下角区分离的控制机理,并对比分析端壁吸/吹气对超声速压气机叶栅角区分离的控制效果。结果表明:在激波/端壁附面层干涉下,该超声速压气机叶栅内存在大范围的激波诱导角区分离,角区分离使得该超声速叶栅存在强三维效应,二维叶栅中的单正激波变为'斜激波+正激波'结构,叶中吸力面尾缘开式分离变为闭式分离;端壁吸气可有效抑制该超声速叶栅的角区分离,吸气后近端壁区损失系数大幅降低,最优端壁吸气缝方案的起始点与亚声速压气机叶栅相同,但端壁吸气后叶中的双激波结构变为单正激波结构,叶中流动分离增大;端壁吹气也可有效抑制角区分离,其控制效果略优于端壁吸气,其原因是吹气缝处的静压高于吸气缝,对激波的增强作用弱于端壁吸气;与端壁吸气方案不同的是,最优端壁吹气缝方案的起始点位于叶片前缘。
关键词
激波/附面层干扰
超声速压气机叶栅
角区分离
附面层抽吸
附面层吹
气
Keywords
Shock wave/boundary layer interaction
Supersonic compressor cascade
Corner separation
Boundary layer suction
Boundary layer injection
分类号
V233 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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题名
作者
出处
发文年
被引量
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1
端壁吸/吹气对超声速压气机叶栅流场影响机理的对比研究
李清华
曹志远
胡骏
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2019
5
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