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1前言近年来,压气机叶栅中应用弯曲叶片的研究已受到许多学者的重视l‘,‘]并得到了一些有益的结果。我们已完成的正倾斜、正弯曲和S型平面扩压叶棚的实验结果也表明,采用正弯曲方式的叶片可明显改善叶栅根区气流流动状况,延缓壁角失速,降低端区二次流损失【‘,‘1。为了对比在相同的叶片倾斜角下不同叶片堆迭线型式对叶栅流场的影响,进行了应用反弯曲叶片的压气机平面叶栅的实验研究,以期找出比较合理的叶片弯曲型式,从而降低叶栅的二次流损失。本文在0”、土5”和土10“冲角下,对叶片堆送线如图1所示的反弯曲叶片组成的扩压叶… 相似文献
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环形叶栅中二次流与损失的数值模拟 总被引:3,自引:1,他引:3
1引言三维叶栅中的损失主要由叶型损失、端部损失及二次流损失等组成。而其中的二次流损失,由于在损失总量中往往占有很大的比重,且又强烈依赖于叶栅几何形状等本身的特点,因而十分受到关注。许多学者分别用计算或试验的方法来研究二次流动,已经做了大量的工作(如文献1~8)。然而,以往大部分的研究往往局限于直列叶栅,对沿径向非等截面的环形叶棚的详细研究甚少。本文基于非正交曲线坐标与非正交速度分量下完全守恒型的Navier-Stokes方程,采用时间推进法与Baldwin-Lomax湍流模型,数值求解环形叶栅内部的粘性流场,得到了十分… 相似文献
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高速高负荷压气机叶栅损失特性实验研究 总被引:1,自引:0,他引:1
《工程热物理学报》2017,(8)
实验测量了某高速高负荷压气机叶栅两个马赫数(0.5884和0.5)下-8°、-6°、-4°、-1.69°、0°、2°、4°和8°共8个攻角的栅后流场,分析了其损失特性随着攻角的变化规律。结果表明:设计马赫数0.5884下,该叶栅低总压损失系数对应的攻角范围较小,随着攻角往两端偏离最优攻角,叶栅损失很快就急剧增加;从2°到4°攻角,流场结构发生了改变,近叶中区域也开始发生了较大的分离,而近端区的角区分离反而减小,使得总压损失未迅速增加,而是基本不变;随着攻角进一步增大到8°,发展成了全叶高的大尺度分离流动,尾迹速度亏损急剧增大,总压损失也急剧增大。 相似文献
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端壁翼刀降低叶栅损失机理的实验研究 总被引:1,自引:0,他引:1
通过实验研究和拓扑分析的方法,分析了安装端壁翼刀后的压气机叶栅内流场的旋涡结构和演化过程.结果表明,安装翼刀后,在翼刀的安装位置产生了一对方向相反的旋涡,通道涡的强度减弱;马蹄涡的吸力面分支与叶栅吸力面相交的位置向下游推移,沿叶高向叶片中部流动的范围缩短,进而叶栅吸力面壁角区的流动得到了改善,降低了叶栅总损失. 相似文献
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1实验装置与模型叶片倾斜和弯曲的概念是针对小径高比环形叶栅提出来的。在短叶片环形叶栅中采用弯曲叶片的效果如何,本文作者对此进行了研究。同时也讨论了边界条件对静叶出口流场的影响。本实验是在哈尔滨工业大学的环形叶栅风洞上进行的。实验用的三套叶栅为:(1)常规径向叶片;(2)两端倾斜角为15”的弯曲叶片;(3)两端倾斜角为22“的弯曲叶片。其特性参数为:径高比为10.553,弦长b—31.Zmm,叶型安装角风一45.3“,进气角。0—90”,几何平均出气角。1—15”。出口马赫数M=0.26左右。(1)()(3)均为等截面叶栅,(2)… 相似文献
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高亚音速二元叶栅损失的理论分析和实验研究 总被引:1,自引:0,他引:1
本文主要目的,是采用可压流紊流附面层理论,利用附面层理论中的一些附面层特性参数,如动量厚度、形状因子和能量因子以及其他组合参数等;采用栅后尾迹中附面层简单幂方气体速度分布;并在过去叶栅损失理论研究的基础上,推导出亚音速、跨音速二元叶栅总压损失简化了的计算方程。用它可以计算亚音速、跨音速压气机叶栅在设计工作情况和非设计工作情况下的二元叶栅总压损失。文中还提出了压气机叶栅在高亚音速、跨音速工作条件下,修正气体压缩性影响的新的图线方法。 按照所推导出来的叶栅损失计算公式,对给定叶型叶栅在不同工作情况下,进行了叶栅损失计算。另外,对给定叶型叶栅进行了吹风实验,测量出不同情况下的叶栅损失,两种数据进行了比较,得到较好的一致。 相似文献
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本实验室叶栅风洞自1976年投入运行,已经完成了30套叶栅实验。这些叶栅的工作参数都属于跨音速范围.这包括有蒸、燃气轮机,动叶和导叶,顶、中、根部截面的各类叶型.稠度范围是b/t=1~2.5,气流折转角范围θ=11°~125°.它们具有一定的广泛性和代表性。 相似文献