叶片正弯曲对透平静叶栅叶片气动特性影响的实验研究

    1前言

    在低展弦比小折转角平面透平静叶栅中，端部损失在总损失中占较大比例[L11，因此设法降低端部损失成为大幅度降低该透平静叶栅总损失的主要途径之。文献!2,3!对一低展弦比小折转角透平静叶型开展了大量的叶片正弯曲作用的实验研究，其结果表明:对于该叶型叶栅，采用正弯曲叶片，可以在叶片表面特别是吸力面产生一个沿叶高方向的“C"形静压分布，它有助于将端部低能流体吸入主流，削弱端部二次流动，使端部损失大幅减少，但使中部损失增加。当叶片正弯曲角为20。左右时，叶栅总损失最小;当弯曲角增大至300时，叶栅端部损失变化较小而中部损失增加较大，叶栅总损失增大。所以认为，对于低展弦比小折转角平面透平静叶栅，存在使叶栅总损失最小的最佳叶片正弯曲角(+200左右);不仅如此叶片正弯曲在叶片表面特别是叶片吸力面形成的“C'，形静压分布被认为是叶片弯曲作用的主要特征，在工程应用中，建立这种“C'，形静压分布已成为设计弯曲叶片的主要准则。

    以上结论只是基于一种叶型的实验结果得到的。因此选择其它透平静叶型，研究叶片正弯曲作用，探讨上述结论的普遍性也很有意义。文献【4]对另一种典型透平静叶型开展了叶片正弯曲对透平叶栅流场影响的实验研究。结果表明，对该叶型叶栅，随着叶片正弯曲角的增加(00 ^J +300，通道涡一直位于端壁附近，涡强度变化不大，但叶栅中部二次流速度、尾迹区域二次流速度及叶栅出口尾缘涡明显增强，叶栅端部损失变化很小，而叶栅中部损失大幅加，从而使叶栅总损失增大。这一结果表明，对于该叶型的低展弦比小折转角平面透平静叶栅，叶片正弯曲没有降低叶栅总损失。文献[’]得出的结果受到了普遍重视，但文献[’]没有进行壁面静压分布的测量，而静压分布对叶栅附面层的发展起重要作用[(S}，因而使其结果的分析受到限制。

    本文是在文献[’工作的基础上，对该叶型具有常规直叶片和弯曲角分别为100、20“及30“的正弯曲叶片叶栅叶片表面静压分布的进行了详细地测量，并结合文献阂的结果，分析叶片正弯曲对叶片气动特性的影响。

    2实验设备和数据处理

    实验研究是在中国科学院工程热物理研究所跨音速平面叶栅风洞上进行的。实验叶型是日本航空宇宙技术研究所(NAL)透平静叶型f}l，见图1。实验叶栅分别为常规直叶片叶栅和端部倾斜角‘=+100、十200 , +30“的正弯曲叶片叶栅，叶片积叠线形状见图2，实验叶栅的详细几何和气动参数见文献[f41.叶片表面从10%相对叶高开始，在叶高方向每隔10%相对叶高取一个水平截面布静压孔，共五个截面。每个截面上沿叶型共布42静压孔，基本按等弧长间距排列，如图1圆实点所示.静压孔直径为0.5 mm ,