典型文献
仿生翅室对跨声速扩压叶栅角区分离流动影响研究
文献摘要：
为了抑制压气机叶片吸力面角区分离,减小内部流动损失,改善通道内的通流能力,基于蜻蜓翅翼的翅室和褶皱结构特征,在跨声速扩压叶栅的端壁上布置仿生翅室结构.采用数值模拟方法,研究不同深度的仿生翅室结构对角区分离流动的影响.研究结果表明:0°攻角条件下仿生翅室影响效果最明显,能够提高端壁附近的湍动能,增加靠近端壁处流体速度,减小分离涡的影响范围,增强叶栅通流能力,从而提高叶片的扩压能力;随着深度的增加,对角区分离的抑制效果先增加后减小,最佳方案使得总压损失系数降低7.22％.当攻角小于最小损失攻角,仿生翅室诱导分离涡起始点提前,扩大角区分离范围,增加了流动损失;当攻角大于最小损失攻角,对角区分离的抑制效果先增强后减弱,角区分离范围大到一定程度后,其产生的效果不明显.
文献关键词：
航空发动机;压气机;叶片;叶栅;角区分离;数值模拟;流动控制
中图分类号：
作者姓名：
徐文峰;孙鹏;杨国刚
作者机构：
大连海事大学 轮机工程学院,辽宁大连 116026;中国民航大学 适航学院,天津 300300
文献出处：
引用格式：
[1]徐文峰;孙鹏;杨国刚-.仿生翅室对跨声速扩压叶栅角区分离流动影响研究)[J].推进技术,2022(05):99-109
A类：
B类：
仿生,跨声速,扩压叶栅,角区分离,分离流动,压气机叶片,吸力面,面角,内部流动,流动损失,通流能力,蜻蜓,翅翼,褶皱,端壁,壁上,数值模拟方法,不同深度,对角,攻角,影响效果,湍动能,近端,流体速度,分离涡,影响范围,抑制效果,总压损失系数,最小损失,始点,大角,航空发动机,流动控制
AB值：
0.338078
相似文献
机标中图分类号，由域田数据科技根据网络公开资料自动分析生成，仅供学习研究参考。
