【摘要】：通過數(shù)值計(jì)算對(duì)帶有尾緣開槽結(jié)構(gòu)的突肩葉尖間隙流場結(jié)構(gòu)、泄漏流量、泄漏損失、表面?zhèn)鳠嵯禂?shù)進(jìn)行了對(duì)比研究.研究結(jié)果顯示:相比全突肩葉尖,吸力側(cè)尾緣開槽突肩葉尖可以改變開槽附近泄漏流的流動(dòng)路徑,有效抑制其與主流的摻混.壓力側(cè)尾緣開槽和吸力側(cè)尾緣開槽均會(huì)增加間隙泄漏流量.壓力側(cè)尾緣開槽突肩葉尖會(huì)增加間隙泄漏損失,開槽長度越大損失越大.研究范圍內(nèi)的吸力側(cè)尾緣開槽均會(huì)減小間隙泄漏損失,但存在最佳開槽長度.壓力側(cè)和吸力側(cè)尾緣開槽均會(huì)輕微地增加葉尖表面?zhèn)鳠嵯禂?shù).
[Abstract]:The flow field structure, leakage flow rate, leakage loss and surface heat transfer coefficient of shoulder tip clearance with grooved tail edge are studied by numerical calculation. The results show that compared with the whole shoulder tip, the suction side tail edge slotted shoulder tip can change the flow path of the leakage flow near the slot and effectively restrain its mixing with the mainstream. The slotting of pressure side tail edge and suction side tail edge will increase clearance leakage flow. The slotted shoulder tip of the tail edge of the pressure side increases the gap leakage loss, and the bigger the slot length is, the greater the loss is. Slotted trailing edge of suction side can reduce gap leakage loss, but the optimum slot length exists. The heat transfer coefficient of the tip surface was increased slightly by grooving the tail edge of the pressure side and suction side.
【作者單位】： 南京航空航天大學(xué)能源與動(dòng)力學(xué)院江蘇省航空動(dòng)力重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室;南京航空航天大學(xué)航天學(xué)院;中國航空工業(yè)集團(tuán)公司沈陽發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)研究所;
【基金】：國家自然科學(xué)基金(51406085) 江蘇省研究生培養(yǎng)創(chuàng)新工程(KYLX_0306) 中央高�；究蒲袠I(yè)務(wù)費(fèi)專項(xiàng)資金
【分類號(hào)】：V231.1

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本文編號(hào)：2419274