鱼鳞纹叶栅试验研究

鱼鳞纹叶栅试验研究 113 11 第 13 卷 第 1 期航空动力学报V o lN o 1998 1998 年1 月J an. Journa l of A ero spa ce Power 鱼鳞纹叶栅试验研究 3 3 沈阳黎明发动机制造公司苗润田王连贵 北京航空航天大学 高歌 【摘要】 鱼 鳞 纹 叶 栅 临 界 马 赫 数 比 原 型 提 高 了 915% , 减 少 了 4619% , 比 直 纹 叶 栅 也 减 少 了 1017% 。最大二元静压比比原型高 217% , 比直纹叶栅高 1117% 。在原型叶栅不能达到的= 018M a1 处, 两种花纹叶栅均未堵塞。 主题词: 压气机 叶栅 减阻 试验 分类号: 14232V 1 前言 1 压气机叶栅减阻试验研究, 在取得直纹叶栅的显著效果之后, 又进行了几项试验, 其中1 鱼鳞纹叶栅效果最佳。鱼鳞纹叶栅试验与原型及直纹叶栅一样, 都是在沈阳航空发动机研究 所 近音速平面叶栅风洞上进行的。试验方法也相同。鱼鳞纹叶栅是在原型叶栅叶片 表 关于同志近三年现实表现材料材料类招标技术评分表图表与交易pdf视力表打印pdf用图表说话 pdf 201A C 面加工出类似鱼鳞的花纹而成。 进一步可将两种花纹用于同一叶片, 能更大幅度提高, 叶栅的 气动性能, 并且可以推广用到各种流体机械表面, 在飞机、螺桨和各种叶轮机械中有效高的应 用价值。 2 试验结果及初步分析 鱼鳞纹、直纹及原型叶栅的试验结果见 1, 3 图和表 1。 表 13 种叶栅主要性能数据对比 () ( )? ? ?Β ƒ?设计 Νm in i叶栅设计P 2P 12Dm ax Ρi= 015? M a 01685 4018? 617? 11810 10075 17609 1010? 105原型直纹 4117? 518? 1014? 01735 111987 010075 314261 鱼鳞纹 4111? 614? 1014? 01750 112127 010077 310610 综合图 1, 3 和表 1 可以看出以下几点: () 1鱼鳞纹叶栅的临界马赫数有更大幅度的提高。 由表 1 可以得出, 鱼鳞纹叶栅的临 M a 界马赫数比原型叶栅提高了 915? 。 从图 1 可以直观看出, 在高马赫数下, 两种花纹叶栅的总 压损失系数均大大下降, 当= 0175 时, 鱼鳞纹叶栅下降了近 2ƒ3。在原型叶栅达不到的M a M a 1996 年 12 月收稿; 1997 年 5 月收到修改稿。3 3 男 56 岁 高工 沈阳黎明发动机制造公司设计处 110043 = 018 处, 两种花纹叶栅均未堵塞。 此时鱼鳞纹叶栅的总压损失系数又较直纹叶栅低了很多。 就是说, 在高马赫数下鱼鳞纹叶栅的损失最低。 由图 1 还可以看出, 在低马赫数下鱼鳞纹叶栅 的总压损失系数与原型叶栅相当。 这说明鱼鳞纹叶栅的速度特性最好。 图 1 设计攻角下 Ν及?Β 随 i 的变化 图 2 设计马赫数下 Ν及?Β 随 i 的变化 () 2大攻角下鱼鳞纹叶栅的总压损失系数 比直纹叶栅降低更多。 从表 1i= 015栏中的数? ΝΝ据和图 2 曲线的大攻角部分可以清楚地看出这一点。 鱼鳞纹叶栅的 比原型叶栅减小 4619? , 比直纹Νi= 015? 叶栅减小 1017? 。 此外, 鱼鳞纹叶栅还消除了直纹及 125时损失突增的现?象。 - 0其它一些叶栅存在的 = i 尽管这是平面叶栅特有的层流分离现象。 由图 2 左半 ( 部的损失曲线可以看出, 当攻角小于设计攻角 = -id ) 517?以后, 鱼鳞纹叶栅的总压损失系数增加较快。 在 大的负攻角下, 鱼鳞纹叶栅的总压损失系数明显高于 另两种叶栅。 上述情况说明, 鱼鳞纹叶栅的攻角特性在大的正 攻角下最好, 在大的负攻角下较差。 ( ) () 3鱼鳞纹叶栅的最大二元静增压比 ƒP 2 P 1 2D m ax ()最高 见表 1, 图 3。它比原型叶栅高 217? , 比直纹叶 栅高 1117? 。从图 3 可以看出, 当进口马赫数小于 017 时, 3 种叶栅的二元静增压比基本在一条线上; =M a () 图 3 设计攻角下 P P 及 ? 随M a 的变化 ƒ212D 017 时, 原型叶栅首先达到其最大静增压比。> 017M a () 后, 两种花纹叶栅的静增压比继续上升, 到= 0175 时才达到各自的最大值。这与 1中所述 M a 高马赫数下两种花纹叶栅, 特别是鱼鳞纹叶栅的总压损失系数大幅度降低是相对应的。 综上所述, 鱼鳞纹叶栅在高马赫数、大攻角下所表现出的低损失和高压比的特性, 充分体 现出其承受高负荷的能力。鱼鳞纹之所以如此明显改善叶栅的气动性能, 是因为鱼鳞纹呈菱形 交叉排列, 迫使气流形成纤细的双曲线涡丝网纹, 抑制了附面层内的湍流, 起到了减阻的作用, 2 使叶片升阻比得到提高的结果。 更细致的机理有待深入研究。 它与直纹的减阻机理完全不1, 3 同。 ( ) 4由图 1, 3 中上半部的曲线及表 1 中的数据可以看出, 鱼鳞纹叶栅的气流转折角?Β 与之所对应的落后角 比原型叶栅改善不大。 这和预期的结果是一致的。? ( ) () 5鱼鳞纹叶栅的最小总压损失系数 比原型叶栅略有增加 见表 1, 约增加 217? 。这 Νm in () 与前面 2中所述, 在大的负攻角下鱼鳞纹叶栅的损失较大有关, 因为 3 种叶栅的最小总压损 () 失均出现在小于设计攻角的左边 见图 2。 3 小结 ( ) 1与原型叶栅相比, 鱼鳞纹叶栅的临界马赫数提高了 915? , 最大二元静增压比提高了 ( ) 217? , 大攻角下的总压损失系数 降低了 4619? , 设计点气流转折角增加了 013,? 设计 Νi= 015? 点落后角减小了 013?, 攻角范围增加了 014,? 最小总压损失系数增加了 217? 。 具体数据见表 1。 其综合性能优于直纹叶栅, 是所试十余种叶栅中最好的一种叶栅。 () 2鱼鳞纹和直纹可以用于同一叶片。 由于作用原理和应用部位的区别, 两种花纹同时使 用时, 其性能收益也应是叠加关系。 二者的结合将会更大幅度提高叶片的气动性能。 () 3鱼鳞纹、直纹以及二者的结合普遍适用于各种流体机械表面, 在飞机、螺旋桨以及各种 叶轮机械中具有较高的应用价值。 参 考 文 献 ( ) 1 苗润田, 王连贵, 钱鲁泓, 唐智明, 高歌. 压气机叶片刻花纹试验研究. 航空动力学报, 1993, 8 2: 155- 1572 . Gao Ge and Yo ng YanT h e R a t io na l E qua t io n s o f Incom p re ssib le T u rbu len t F low and It s A pp lica t io n to S im u la t io n o f T ran sito n. Subm it ted to P h y sic s o f F lu id s, 1997 ( ) 3 苗润田, 唐智明, 王连贵, 高歌. 压气机叶栅紊流减阻试验研究. 航空动力学报, 1991, 6 1: 13- 16 () 魏星禄责任编辑 m ea su rem en t s o f th e o ve ra ll p e rfo rm an ce an d e lem en t p e rfo rm an ce, e sp ec ia lly th e b lade t ip , f low p ro ve th a t th e t rea ted ca sin g s en h an ce th e com p re sso r eff ic ien cyb u t m ak e sligh t lo ss o f . sta ll m a rg inA cco rd in g to an a lyzin g th e effec t s o f each st ru c tu ra l p a ram e te r o n th e com p re s2 , so r eff ic ien cy an d sta ll m a rg in an op t im iza t io n o f p r im a ry geom e t r ic p a ram e te r s h a s b een . fo u n d o u tT h en th e effec t s o f th e g roo ved ca sin g t rea tm en t s o n th e p e rfo rm an ce o f th e com 2 .p re sso r ro to r h ave b een revea led an d som e va lu ab le co n c lu sio n s h ave b een rea so n ed o u t Key W ord s Com p re sso r s C a scade s T rea tm en t E ff ic ien cy EXPER IM ENTAL INVEST IGA T IO N O F F ISH SCAL E PA TTERNED CA SCAD E M ia o Run t ian an d W an g L ian gu i (). . , 110043 D es ig n D ep tS h enya n g L IM IN G E n g in e M a n uf a c tu r in g C oS h enya n g ()4 ., 100083 Ga o Ge th D ep t B e ij in g U n ive rs ity of A e ron a u t ics a n d A s t ron a u t ics B e ij in g Seve ra l ca scade s w ith d iffe ren t p a t te rn s h ave b een te sted w ith th e A BSTRACT , p u rpo se o f tu rb u len ce d rag redu c t io n in com p re sso r ca scadeaf te r th e st ra igh t p a t te rn ed ca s2 cade o b ta in ed no tab le effec t s. 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