基本介紹
- 中文名：葉柵尾跡損失
- 外文名：Cascade wake loss
- 一級學科：航空航天
- 二級學科：空氣動力學
- 葉柵損傷類型：葉型損失、尾跡損失和激波損失
- 跨聲速區：損失通常是隨馬赫數的增大而增加
簡介,基壓的基本原理,葉柵試驗件,葉柵損失預估,
簡介
在亞聲速氣流中，渦輪葉片的尾跡損失與附而層損失相比通常很小，因此在薄尾緣中經常被忽略。然而，隨著出口馬赫數增加到聲速，損失係數急劇增大。隨著損失的增大，在葉片尾跡將形成複雜的激波型式。在跨聲速範圍內，損失通常是隨馬赫數的增大而增加。
跨聲速渦輪尾跡損失是葉柵損失的主要部分，大約占總損失的三分之一。跨聲速尾跡氣流十分複雜，必須了解其基本的氣流流動模型。目前，計算損失的方法大多根據經驗公式，但這個方法限制了計算損失的準確性。國外的一些研究表明:基壓和損失、基壓和反壓都存在著一定的關係。早在上世紀八十年代初，Sieverding就開展了跨聲速葉柵基壓問題的研究。隨後Xu和Denton先後對基壓問題進行了比較詳細的研究，側重於從理論上推導了葉片尾緣的激波型式和尾跡損失產生的機理，在理論分析中大多數是以簡化的圓形尾緣和三角形尾緣為基礎。而在真實的渦輪葉片中尾緣的型式是不同的。
Deich等在跨聲速範圍內系統地研究了尾緣厚度和形狀對損失的影響，然而他們沒有提供詳細的試驗數據，以致他們所給出的研究結果幾乎對了解損失的機理沒有幫助，但他們能將尾緣損失修正為尾緣厚度的線性關係。Prust和Helon在亞聲速完成了不同尾緣形狀和厚度的葉柵試驗，得出了損失與阻力係數成正比、並與基壓成函式關係的結論。
姜正禮利用超、跨聲速平而葉柵風洞在近二十年中所做的葉柵試驗數據，進行分類整理，以尋找出基壓對反壓和基壓對損失的簡便經驗公式，為葉型設計的氣動計算提供葉柵損失係數和葉片表而馬赫數分布的預估。
基壓的基本原理
基壓通常認為是在葉片尾緣中壓力不變的區域內測量的壓力，如圖所示。然而，由於葉片尾緣厚度的限制，通常僅能在尾緣開一個靜壓孔測取。在某些試驗葉片中，所測基壓並不一定代表其真實值，需用大量的葉柵試驗數據來分析、整理、歸納出基壓與其它葉柵參數的關係。
近年來，葉輪機計算流體力學(CFD)、特別是三維CFD技術有了較大進展。但對於計算既有亞聲速區又有超聲速區的一種混合流場的超聲速葉柵繞流來說，還存在著一定的誤差。為了能更好地預估葉柵損失和葉片表而馬赫數分布，有必要弄清柵後影響尾緣損失的機理。
基壓原理圖
基壓原理圖葉柵試驗件
在過去的葉柵試驗中由於有的葉片尾緣較薄無法在試驗中測得它們的基壓，從已經試驗的葉柵試驗件中篩選出幾套葉柵其葉型見圖。
葉型簡圖
葉型簡圖這些葉柵的氣流進氣角、轉折角以及進出口馬赫數都各不相同。但就槽道型式而論，它們可以分為兩大類，即一類是純收縮型，另一類是收縮一擴張型。它們的喉部位置不同，但流動特點相似，都是進口亞聲速氣流在葉柵槽道前段加速至喉部後達聲速接著在槽道後部的擴張段和斜切口部分繼續超聲速膨脹。因此總的流場是亞聲速和超聲速的混合流場，其流態以聲速線為分界，在超聲速流態區有各種激波、膨脹波產生。它們與葉片表而附而層、尾跡均會發生干擾，使槽道內形成複雜的波系，會對葉柵的氣動性能帶來很大的影響。
葉柵損失預估
氣流流經葉柵槽道後的損失主要由三部分組成，即葉型損失、尾跡損失和激波損失。當葉柵在亞聲速區工作時，損失僅來自前兩項。而超臨界工況後，葉片後緣產生了激波，增加了激波損失。另外，激波與附面層和尾跡發生干擾，使得原葉型損失和尾跡損失發生變化。因此跨聲速葉柵總的損失取決於激波的強度、位置以及它們與附而層和尾跡相互干擾的程度，取決於變化後的上述三項損失的總和。
在葉柵試驗中，探針在柵後所測得的葉柵損失包含了葉型損失、尾跡損失和激波損失實際上就是葉柵的總損失。由於跨聲速流場中氣流流動的複雜性在現有的流場計算中很難準確預估其損失。
通過對大量基壓數據進行分析發現，基壓對葉柵損失有著十分重要的影響。若葉片後緣的基壓低於反壓(葉柵出口靜壓)，就意味著氣流在葉片尾緣產生了強激波，或葉片尾緣後的渦旋增強，氣流在葉片表而出現局部分離，葉柵損失增大。
