尾缘厚度对涡轮叶栅流场的影响

叶顶凹槽肋条对涡轮转子叶尖泄漏流场的影响随着工业化和科技的不断发展，涡轮机作为一种重要的能量转换器，在能源、航空、船舶、发电等领域得到了广泛应用。

然而，由于涡轮叶尖处的泄漏，使得涡轮机效率降低、热量损失增加、叶轮表面热应力增大等问题日益凸显。

因此，研究涡轮叶尖泄漏的机理和控制方法已经成为涡轮机研究领域的一项重要研究内容。

叶顶凹槽肋条是一种常用的叶尖泄漏控制方法。

在涡轮转子叶尖区域，尤其是高压涡轮上，通常会设置一些凹槽和肋条，以破坏涡流的旋转结构，消耗能量，降低泄漏质量流率。

研究表明，叶顶凹槽肋条的设计和优化对于降低叶尖泄漏和提高涡轮机效率具有重要的影响。

本文将从以下几个方面介绍叶顶凹槽肋条对涡轮转子叶尖泄漏流场的影响：一、叶顶凹槽肋条的作用机理叶顶凹槽和肋条的作用机理主要有两个方面：一是能量损失；二是涡流结构的破坏和调整。

在高压涡轮中，常用的凹槽和肋条数目及尺寸的设计原则是，使得涡流在尽量短的路径上沿着凹槽或肋条产生旋涡流，从而消耗涡流动能，减小涡流动能对叶尖的影响。

此外，凹槽和肋条能够生成明显的横向涡，抑制轴向涡的产生，并从而调整涡流结构，减小涡流的高速区域，改变流场的动态特性，从而减小泄漏流量的大小。

二、叶顶凹槽肋条的设计原则在涡轮叶尖凹槽和肋条的设计中，需要考虑以下几个方面：1、凹槽和肋条的尺寸要与轮毂半径和楔形量匹配，以使涡流在其上产生对轮毂的阻挡作用，降低叶尖泄漏流速。

2、凹槽和肋条的宽度和深度对于流场的影响较大，通常是通过试验和数值模拟的方式进行优化。

3、凹槽和肋条的数量和间距需要平衡阻挡涡流的作用和阻挡流量增加的作用。

三、叶顶凹槽肋条对涡轮叶尖泄漏的影响研究表明，合理的叶顶凹槽和肋条设计可以有效地减小涡流尾迹的width和depth，从而减少叶尖泄漏的流体引起的磨损和热应力，提高涡轮机的效率。

在一些研究中，增加叶顶凹槽和肋条的数量和减小凹槽和肋条间距，对于涡轮机的性能提高和叶片表面的温度分布影响不大，而对于泄漏流的作用较大。

尾缘襟翼对大型风力机气动性能及尾流特性影响的研究尾缘襟翼对大型风力机气动性能及尾流特性影响的研究摘要：本文通过对尾缘襟翼在大型风力机中的应用进行研究，分析了尾缘襟翼对风力机气动性能和尾流特性的影响。

首先介绍了尾缘襟翼的基本原理和作用机制，然后设计并搭建了实验平台，并进行了一系列的试验和测量。

实验结果表明，尾缘襟翼能够显著改善风力机的气动性能，提高整机的发电效率，并减小尾流速度差和涡旋强度。

最后，对尾缘襟翼在实际应用中的前景和挑战进行了讨论。

1. 引言大型风力机是目前广泛应用于风能发电的设备之一。

然而，在风力机运行过程中，将产生大量的尾流，严重影响风力机的发电效率和附近地面环境。

因此，研究尾流特性及其对风力机气动性能的影响具有重要的理论意义和实际应用价值。

2. 尾缘襟翼的基本原理和作用机制尾缘襟翼作为一种常见的尾流改善装置，其基本原理是在风力机的尾缘处增加一定的襟翼结构，通过改变风流的流向和速度分布，降低尾流速度的差异，并减小尾流涡旋的强度，从而改善风力机的气动性能。

3. 实验设计与方法为了研究尾缘襟翼对风力机气动性能和尾流特性的影响，我们设计并搭建了一个实验平台。

实验平台包括一个大型风力机模型和相应的测量设备。

通过改变尾缘襟翼的结构参数和安装位置，分别进行了多组试验，并对风力机的气动性能和尾流特性进行了测量和分析。

4. 结果与分析实验结果表明，尾缘襟翼能够显著影响风力机的气动性能。

与无尾缘襟翼的情况相比，尾缘襟翼的安装可以有效提高风力机的气动效率，提高发电量。

同时，通过改变尾缘襟翼的结构参数和安装位置，可以进一步优化风力机的气动性能，达到最佳的尾流改善效果。

5. 尾缘襟翼应用的前景和挑战尾缘襟翼作为一种改善风力机尾流的装置，具有广阔的应用前景。

然而，尾缘襟翼在应用过程中也面临一些挑战，如结构设计的复杂性、安装和维护难度等。

因此，在进一步推广应用尾缘襟翼的过程中，需要进一步研究和解决这些挑战。

6. 结论本研究通过对尾缘襟翼在大型风力机中的应用进行了系统的研究和分析，得到了以下结论：尾缘襟翼能够显著改善风力机的气动性能，提高整机的发电效率；尾缘襟翼能够减小尾流速度差和涡旋强度，改善风力机的尾流特性；尾缘襟翼在实际应用中具有广阔的前景，但也存在一些挑战，需要进一步研究和解决通过对尾缘襟翼在大型风力机中的应用进行研究和分析，本研究发现尾缘襟翼能够显著改善风力机的气动性能，提高整机的发电效率。

不同叶片厚度对轴流风机流动特性影响的数值模拟
李俊1徐洪海1余培铃1徐金秋2
［摘要］为了获得不同叶片厚度对轴流风机流动持性的影响”对叶片相对厚度为6%、9%、12%以及15%的4种风机进行了数值模拟。

结果表明：薄叶片风机在设计流量点附近有更好的气动性能，但流量变化对风机性能的影响明显大于厚叶片风机,厚叶片的风机有更大的稳定工作区间。

叶片厚度的增加,改善了叶片前缘附近的流动情况，但使叶片尾缘附近的做功能力减弱,流动分离更加严重；减小了叶顶泄漏流对主流的影响和叶顶二次流动强度，但叶片中尾部二次流强度增加，使流动失稳，增加了能量损失,使得风机气动性能降低。

【期刊名称】风机技术
【年(卷)，期】2017(059)005
【总页数】7
【关键词】轴流风机；数值模拟；叶片厚度；流动特性
0引言
轴流式通风机通常应用于大流量低压力的场合。

其发展较离心式通风机晚些, 但在19世纪末已经广泛应用于工业场合。

随看航空事业的发展，机翼理论的研究和发展推动了轴流式通风机设计的发展［1］。

目前国内外研究人员对轴流式通风机的研究和设计主要集中在通风机叶片结构的优化方面,从而提高轴流式通风机的全压和效率。

在叶片优化设计的研究中主要关注的是比转速、叶片安装角、叶片进出口气流角等参数对风机性能的影响。

许名珞［2］通过改变叶片安装角，从而改变了叶片的后弯角,最终结果发现仿真结果与实验测试结果相符, 满足了优化目标。

来流湍流度及端壁效应对涡轮叶片上对流换热的影响
来流湍流度及端壁效应对涡轮叶片上对流换热的影响
利用大尺寸低速开式叶栅风洞对涡轮叶片表面的对流换热进行了实验测量,叶片高度方向布置了3个测量位置,距端壁距离分别为5 mm,30 mm及150 mm.重点对比研究了高来流湍流度、端壁效应及来流雷诺数对涡叶片中部及根部区的过渡起始点、过渡区长度及换热的影响.实验参数范围是:来流湍流度Tu=0.75～13.5%,来流雷诺数Re=60000～240000.
作者：朱惠人许都纯郭涛刘松龄 Zhu Huiren Xu Duchun Guo Tao Liu Songlin 作者单位：西北工业大学刊名：航空动力学报 ISTIC EI PKU英文刊名：JOURNAL OF AEROSPACE POWER 年，卷(期)：1999 14(3) 分类号：V231.1 关键词：湍流叶片对流换热测量。

涡轮叶片尾缘内部冷却技术专利技术发展分析发布时间：2022-08-31T03:08:31.129Z 来源：《当代电力文化》2022年第8期作者：曹昕慧[导读] 随着航空事业的快速发展，提燃气涡轮发动机叶片冷却性能备受关注，叶片尾缘作为叶片中最薄弱的部分，其冷却技术的研究具有重要意义。

曹昕慧国家知识产权局专利局专利审查协作江苏中心江苏苏州 215000摘要：随着航空事业的快速发展，提燃气涡轮发动机叶片冷却性能备受关注，叶片尾缘作为叶片中最薄弱的部分，其冷却技术的研究具有重要意义。

关键词：涡轮叶片，尾缘，气膜冷却，冲击冷却前言目前，关于叶片尾缘冷却的研究目标主要集中在提高叶片机械性能和疲劳强度、提高叶片冷却效果、最小化冷却剂流量、提高叶片耐高温性、改善叶片气动性等方面。

根据具体需求，关于叶片尾缘冷却的研究需要有不同侧重，进而有不同技术分支。

从一级分支来看，主要从强化换热技术、冷却位置、功效以及其它进行分类。

一级分支下，强化换热技术又从气膜冷却[1]、冲击冷却、扰流柱技术、肋壁技术、复合冷却、其它等几个方面进行分类；从实现的功效方面，分为改善冷却、提高强度、气动性等几个方面，且这几个方面的大前提是叶片尾缘的冷却结构；从冷却部位方面，可以分为外部冷却方式和内部冷却方式。

其中内部冷却是指涡轮叶片的冷却介质不从尾缘排出，外部冷却是指涡轮叶片的冷却介质从尾缘排出，对叶片外表面进行冷却。

本文重点分析叶片尾缘内部冷却技术发展路线。

一、叶片尾缘内部冷却技术发展路线相对于外部冷却技术，涡轮叶片尾缘冷却的内部冷却技术发展较晚，且对其研究的技术人员较为集中，主要是通用电气。

图1示出了内部冷却技术的发展脉络。

1995年，通用电气在专利US5464322A中提出通过叶片内部多个分隔肋的布置得到多个串联和并联的冷却腔室，冷气流过尾缘后再次返回前缘位置进行冷却，强化了叶片尾缘内部冷却。

图1内部冷却技术发展脉络 1997年，通用电气再次在专利US5611662A中提出一种优化叶片尾缘内部冷却的方式。

Numerical Investigation on the Influence ofVariable-Camber Cascades on Compressor Performance and Flow FieldGUO Anqi ,ZHANG Guochen ,YU Hanke ,LI Zhipeng ,ZHOU Yitong ,SUN Yinuo(Shenyang Aerospace University 〔School of Aero-engine 〕,Shenyang 110136,China)Abstract :The variable-camber blade is composed of two or three sections,with the leading edge fixed and the rear half adjustable.This article conducts numerical calculation and analysis on the flow field and aerodynamic performance parameters of variable-camber cascades with different curvature.The results show that as the curvature position moves from the leading edge to the trailing edge,the airflow turning angle gradually decreases,and the ability to regulate the outlet airflow becomes stronger.The application of variable-camber blades not only prevents surging but also ensures the efficiency of the compressor.Keywords :variable-camber blade;numerical calculation;flow angle;compressor变弯度叶栅性能及流场研究郭安琪，张国臣，于瀚科，李志鹏，周艺桐，孙依诺（沈阳航空航天大学〔航空发动机学院〕，辽宁沈阳110136）【摘要】变弯度叶片是由两段或者三段构成，前缘部分固定不动，后半部分可以调节。

涡轮叶栅尾迹对二次流影响的试验研究
刘火星;周琨;邹正平
【期刊名称】《工程热物理学报》
【年(卷),期】2009()3
【摘要】本文利用运动圆柱排模拟上游叶片尾迹,在平面涡轮叶栅上研究了上游尾迹与叶栅通道内二次流相互作用,初步讨论了尾迹与二次流相互作用的机理,研究发现利用这种相互作用可以控制二次流的强度、减小二次流损失,进而可实现提高涡轮效率的目的。

【总页数】5页(P397-401)
【关键词】涡轮;平面叶栅;尾迹
【作者】刘火星;周琨;邹正平
【作者单位】北京航空航天大学航空发动机气动热力国防重点实验室
【正文语种】中文
【中图分类】O357.5
【相关文献】
1.基压对跨声速涡轮叶栅尾迹损失影响的研究 [J], 姜正礼;刘志刚;凌代军
2.基压对跨声速涡轮叶栅尾迹损失影响的研究 [J], 姜正礼;凌代军
3.周期性尾迹对涡轮端区二次流强度影响 [J], 曹惠玲;左灿林
4.透平叶栅尾部形状及喷气对尾迹流的影响 [J], 王建华
5.上游尾迹与涡轮叶栅通道涡相互作用研究 [J], 綦蕾;郑赟;邹正平;刘火星;李维;周颖;许如琦
因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。

第23卷第7期2008年7月航空动力学报Journal of Aerospace Pow erVol.23No.7J uly 2008文章编号:100028055(2008)0721225207进口附面层对大转角弯曲扩压叶栅气动性能的影响陈绍文,陈　浮,王仲奇(哈尔滨工业大学能源科学与工程学院,哈尔滨150001)摘 要:在低速条件下,对不同进口附面层厚度的大折转角环形弯曲扩压叶栅进行了实验和数值研究,分析了在不同厚度的进口附面层条件下叶片弯曲对扩压叶栅气动性能的影响.结果表明,相比实验进口附面层条件,当进口附面层较薄时,在多数冲角情况下采用正弯叶片对叶栅气动性能的改善程度都有所增大,而较大正冲角时,在较大折转角叶栅中采用较大弯角的正弯曲叶片仍然引起损失激增.关　键　词:进口附面层;扩压叶栅;弯曲叶片;叶型折转角中图分类号:V23113 文献标识码:A收稿日期:2007207205;修订日期:2007210226基金项目:国家自然科学基金(50646021);高等学校博士学科点专项科研基金(20060213007)作者简介:陈绍文(1979-),男,江西新干人,博士,主要从事叶轮机械内流动研究.E ffects of inlet boundary layar on aerodynamic performance ofbow ed compressor cascades with large camber angleC H EN Shao 2wen ,C H EN Fu ,WAN G Zhong 2qi(Energy Science and Engineering School ,Harbin Instit ute of Technology ,Harbin 150001,China )Abstract :The annular bowed comp ressor cascads wit h large camber angle under differ 2ent inlet bo undary layers t hicknesses were investigated experimentally and numerically under low 2speed condition.The effect s of bowed blade on aerodynamic performance of comp ressor cascade were analyzed under different inlet boundary layer t hicknesses.The result s show t hat ,when t he inlet boundary layer is getting t hinner ,t he aerodynamic performance of cas 2cades improves under most flow conditions.However ,t he total loss will rise sharply if bowed blade wit h bigger incidences is adopted in t he cascade wit h larger camber angle when t he bowed angle is bigger.K ey w ords :inlet boundary layer ;comp ressor cascade ;bowed blade ;camber angle 加大气体在叶栅内的折转能力,进而有效提高压气机负荷或级压比,这是现代高性能压气机级设计所追求的重要目标之一,而这也必然导致叶栅流道内三维分离的加剧,从而引起二次流损失增加.在压气机中采用弯曲叶片设计方法可以有效控制叶栅流道内的三维流动,以达到减少分离、提高效率和压比的目的[122],前期对低速环形叶栅风洞实验的研究结果[324]表明,在大折转角扩压叶栅中采用正弯叶片可以有效减小各个折转角叶栅的损失,但并不是所有弯曲方案都能够达到这一效果,且在不同的几何和进口条件下叶片弯曲对叶栅气动性能影响的程度也不相同.在叶片几何形状一定的情况下,进口附面层对扩压叶栅气动性能有很大的影响.文献[5]实验航　空　动　力　学　报第23卷研究了进口附面层厚度对大转角弯曲叶片涡轮叶栅损失的影响,结果表明附面层越厚,叶片反弯曲降低的损失比例越高;Breugelmans[6]首先在弯曲扩压叶栅中考虑来流附面层的影响,并指出进口附面层厚度的增长易导致叶栅损失的增大以及栅内流动的恶化;钟兢军等[7]在平面叶栅风洞上对不同进口附面层厚度的弯曲扩压叶栅进行了实验研究,指出采用正弯叶片在不同厚度进口附面层条件下均未得到损失的减小,而反弯叶片只是在较薄附面层条件下降低了叶栅损失.对于扩压叶栅来说,前期的研究结果主要是针对较低负荷的叶栅或者是平面叶栅,而对大折转角环形叶栅中的研究开展还较少,为了研究进口附面层厚度对大折转角环形弯曲扩压叶栅气动性能的影响,本文在具有较厚的进口附面层条件下进行了实验研究,并对人工减薄进口附面层条件下的弯曲叶栅进行了数值模拟,探讨了在不同厚度的进口附面层条件下,叶片弯曲对扩压叶栅气动性能影响的不同之处,以指导今后弯曲叶片在大折转角扩压叶栅中的合理有效应用.1　实验与数值方法实验在哈尔滨工业大学推进理论与技术研究所低速扇形叶栅风洞上进行,实验栅前表压为2500Pa,风洞洞内温度为305K.轮毂、机匣半径分别为475mm和575mm,叶片高度100mm,弦长100mm,整圈叶片数为45个,实验段实物结构如图1.实验叶栅的叶型为NACA65系列,实验叶栅模型如图2所示.实验在5个冲角条件下,对40°,50°和60°三种折转角时不同弯曲角度的叶栅进行了吹风实验,其中每种折转角叶栅分别由直叶栅和15°,20°,25°三种正弯4套叶栅组成,共计12套叶栅.数值研究采用商业软件FL U EN T,计算网格的生成采用GAMB IT商业软件,网格结构为非结构化六面体网格,离开端壁和叶片表面第一层网格的距离为5×10-5m,所有计算样本的平均计算网格数为334750,网格如图3所示.叶栅进、出口边界条件设置与实验中测量得到的结果一致.实验进口上、下端壁附面层厚度均达到30%叶高,且不同攻角下,进口附面层特性基本保持一致.数值方法对三维粘性流场进行求解时,湍流模型采用增强壁面处理的k2ε模型,实验进口湍流度大概为6%～7%,计算中采用的湍流度设置为6%,两者基本一致,增强了实验与计算结果的可比性.数值计算采用了人工减薄的进口附面层,而实验研究则采用了较厚的进口附面层.由于大折转角扩压叶栅中流动受进口附面层厚度影响较大,因此仅选择了部分较大折转角叶栅的实验方案进行数值模拟计算,为方便研究比较,具体方案选择为0°和+5°冲角时60°折转角25°弯角正弯叶栅和直叶栅、+10°和-10°冲角时50°折转角直叶栅和15°弯角正弯叶栅,共计8套方案.计算与实验结果对比良好,图4和图5分别给出了+5°冲角下60°折转角直叶栅出口总压损失系数和叶片中部型面静压、以及吸力面极限流线的计算和实验结果对比图.通过计算和实验的对比,表明采用6221　第7期陈绍文等:进口附面层对大转角弯曲扩压叶栅气动性能的影响FL U EN T 对低速条件下直、弯叶栅的湍流模拟能够比较精确的表达出压气机叶栅的气动特性,因此可以认为按照以上描述的设定进行的数值模拟是可信的.2　实验结果分析计算结果表明,在给定的人工减薄附面层进口边界条件下,在与实验进口相同截面处产生了大约5%相对叶高厚度的进口附面层,而实验给定的进口边界层厚度接近30%叶高,在两种具有较大差别的进口附面层条件下,压气机叶栅的气动性能必然有所不同,叶片正弯对叶栅的影响范围及程度也将改变.图6所示为两种进口附面层条件下叶栅出口总压损失系数的节距平均值沿叶高的分布.由图可见,不同厚度的进口附面层对端区损失影响的差别极大,且附面层越厚叶片正弯曲在端壁区域的影响范围越大,向中径处延伸的也越多,这表明端区低能流体的径向迁移距离随之增大.在不同冲角和叶型折转角条件下,叶片正弯对叶栅不同径向高度损失的影响程度随进口附面层厚度的变化而不同.在两种进口附面层条件下,各冲角时50°折转角正弯叶栅上端区损失相比直叶栅都有所改善,且减小程度基本一致.不同的是,下端区损失随进口附面层厚度变化的趋势相差较大,在实验进口附面层条件下,正弯叶栅下端区的损失较直叶栅不但没有减小,反而在个别位置要高于直叶栅,这是由于中径处低能流体过度积聚,产生对端区低能流体的挤压作用而引起,在人工减薄附面层进口条件下这种情况明显被改善,且正弯叶栅下端壁损失较直叶栅要减小,此外,负冲角时附面层对正弯叶栅损失的影响程度要小于正冲角时.-10°冲角时,在人工减薄附面层进口条件下的正弯叶栅中径区域的损失增长较实验进口附面层条件下明显减小,+10°冲角时,人工减薄附面层进口条件下的正弯叶栅中径部分区域(距离下端壁45%～55%叶高)损失的增长程度增大明显,而整个中径区域损失的增长程度比实验进口附面层条件下要小.综合分析表明,50°折转角叶栅在较小厚度的进口附面层条件下,叶片正弯的效果要明显好于较大厚度的进口附面层时,且在负冲角时的改善程度要好于正冲角时.在60°折转角叶栅中,近零冲角时不同进口附面层下的直、弯叶栅损失对比变化趋势与50°折转角叶栅一致,在人工减薄进口附面层条件下正弯叶栅端部损失改善的程度更大,且中径处损失增长的程度更小,叶片正弯使得端区损失明显减小的同时并没有引起中部损失的激增,这与实验进口附面层下的结果完全相反,也表明进口附面层厚度对大折转角正弯叶栅损失分布具有较大7221航　空　动　力　学　报第23卷图6　节距质量平均总压损失系数沿叶高的分布Fig.6　Distribution of pitch2mass2averaged total pressure loss coefficient along blade height影响.在+5°冲角时60°折转角叶栅的实验结果表明,叶片正弯容易引起叶栅中径处损失的激增,从而导致总损失的急剧增大.在人工减薄进口附面层条件下,叶片正弯对上端壁的改善较实验结果更显著,进口附面层厚度对下端壁损失的影响不大,正弯叶栅中径处损失的增长仍然较大,尽管其程度较实验结果要小.以上结果表明,无论哪种厚度的进口附面层,正冲角下在60°折转角叶栅中应用较大弯角的正弯曲叶片设计都需要谨慎.图7所示为叶栅不同冲角、不同叶型折转角叶栅相同叶高截面静压系数的分布情况.从中可以看到,在50°折转角叶栅中,距离下端壁5%叶高截面的静压系数在两种进口附面层条件下的变化较50%叶高截面都要大.-10°冲角时,不同进口附面层条件下,叶片正弯使得叶栅中部负荷增大两端负荷减小的规律一致,且在人工减薄附面层进口条件下5%叶高处的叶片负荷明显增大,说明此时端壁区域的流动状况较好,利于在叶栅中采用正弯叶片;而在+10°冲角时,两种进口附面层条件下5%叶高处的正弯叶片负荷明显减小的同时,中径处负荷也都基本保持不变,此时这种规律不受进口附面层厚度的影响.在60°折转角叶栅中,近零冲角时两种进口附面层条件下正弯叶片负荷的变化规律基本一致,且5%叶高截面正弯叶片负荷的变化程度更大,人工减薄附面层进口条件下弯叶栅负荷的变化程度比实验进口附面层厚度时要大,即5%和50%叶高截面负荷减小的程度都有较大减小;+5°冲角时两种进口附面层条件下直、弯叶栅5%叶高截面负荷变化规律及程度相差较大,人工减薄附面层进口条件下正弯叶栅5%叶高截面负荷减小明显,而实验进口附面层条件下负荷略有增大,而两种进口附面层条件下正弯叶栅50%叶高截面的负荷变化规律和程度基本不变,这表明在大正冲角下大弯角的正弯叶片对流动的影响随进口附面层厚度的影响较小,这一点在图6中也有所体现.此外,正冲角时大转角叶栅吸力面较大的逆压梯度易引起附面层急速增厚,从而加速流动分离,而进口附面层越厚,这种影响也越大.为了进一步了解在不同进口附面层条件下叶片正弯对叶栅内流动及其分离的影响,图8给出了人工减薄进口附面层条件下叶栅吸力面极限流线的数值模拟结果,对比图9中实验进口附面层时的结果可以看到,在-10°冲角50°折转角叶栅和0°冲角60°折转角叶栅中,叶片正弯对吸力面流动的影响主要表现为两端区流动较直叶栅有所改善,且分离向中径区发展进而引起中部区域流动状况下降.此时,在人工减薄附面层进口条件下正弯叶栅端区流动的改善程度相对较大,且中径处流动恶化程度相对较小.而在正冲角50°和60°8221　第7期陈绍文等:进口附面层对大转角弯曲扩压叶栅气动性能的影响图7　相同叶高处静压系数分布Fig.7　Distribution of static pressure coefficient at same blade height折转角正弯叶栅中,尽管分离区的强度和范围有所减小,但仍然使得叶栅中径的损失增长明显,特别是60°折转角叶栅中,这与图6中的分析结果相一致.综上可知,在叶栅吸力面气流已经发生较大分离的情况下,叶栅端壁进口附面层厚度增大对流动的影响不及吸力面附面层厚度的增大对流动的影响大,叶片正弯对叶栅气动性能的影响程度受进口附面层厚度的影响较小;叶栅吸力面分离越小,端壁附面层对叶栅内流动影响所占比例越大,叶片正弯对叶栅气动性能的改善能力也就越强.因此,在进口附面层较薄的情况下,采用正弯叶片在多数情况下对叶栅气动性能的改善程度都有所增大,而正冲角时在较大折转角叶栅中不推荐采用较大弯角的正弯曲叶片,而此时采用优化匹配的弯曲方案将具有一定的可行性.9221航　空　动　力　学　报第23卷3　结　论1)当叶栅内吸力面的分离情况较严重时,叶片正弯对叶栅气动性能的影响程度受进口附面层厚度的影响较小;而当叶栅内吸力面的分离较小时,叶片正弯对叶栅气动性能的改善程度随进口附面层厚度的增大而增大.2)相比实验进口附面层条件,当进口附面层较薄时,在多数情况下采用正弯叶片对叶栅气动性能的改善程度都有增大,而较大正冲角时,在较大折转角叶栅中采用较大弯角的正弯曲叶片仍然引起损失激增.(3)在正冲角时,在文中两种进口附面层条件下,在较大折转角叶栅中都不推荐采用较大弯角的正弯曲叶片.参考文献:[1]　Axel F,Walter R,Joerg R S.Performance of stronglybowed stators in a42stage high speed compressor[R].ASME Paper GT2003238392.[2]　SHAN G Erbing,WAN G Zhongqi,SU Jiexian.The ex2perimental investigations on t he compressor cascades wit hleaned and curved blade[R].ASME Paper,932GT250. [3]　陈浮,陈绍文,王可立,等.大折转角弯曲扩压叶栅变冲角性能研究[J].工程热物理学报,2006,27(2):2202222.CH EN Fu,CH EN Shaowen,WAN G Keli,et al.Per2formance of curved compressor cascades wit h large camber0321　第7期陈绍文等:进口附面层对大转角弯曲扩压叶栅气动性能的影响angles at different incidences [J ].Journal of Engineering Thermophysics ,2006,27(2):2202222.(in Chinese )[4]　陈绍文,陈浮,王可立,等.采用弯叶片的不同折转角压气机叶栅流场气动性能[J ].推进技术,2007,28(3):1702175.CH EN Shaowen ,CH EN Fu ,WAN G Keli ,et al.Aerody 2namic performance study of curved compressor cascades wit h different camber angles [J ].Journal of Propulsion Technology ,2007,28(3):1702175.(in Chinese )[5]　韩万今,吕卫红,卢文才,等.进口附面层对大转角弯叶片损失的影响[J ].工程热物理学报,1994,15(4):3912394.HAN Wanjin ,L ΒWeihong ,L U Wencai ,et al.The influ 2ence of t hicknesses of inlet boundary layers on losses in cascades [J ].Journal of Engineering Thermophysics ,1994,15(4):3912394.(in Chinese )[6]　Breugelmans F A E.Influence of incidence angle on t hesecondary flow in compressor cascade wit h different dihe 2dral distribution[R ].ISAB E Paper 8527078.[7]　钟兢军,刘毓国,苏杰先,等.进口附面层厚度对弯叶片扩压叶栅损失的影响[J ].工程热物理学报,1997,18(5):5532557.ZHON G Jingjun ,L IU Yuguo ,SU Jiexian ,et al.The effect s of inlet boundary layer t hickness on t he loss of curved blade compressor cascade[J ].Journal of Engineer 2ing Thermophysics ,1997,18(5):5532557.(in Chinese )1321。