压气机线性振荡叶栅气弹试验研究(二)叶尖间隙的影响.pdf

第29卷第4期 航空学报 V01．29No．4 ACTA ETASTRONAUTICASINlCA 2008 2008年 7月 AERONAUTlCA July 文章编号：1000—6893(2008)04—0804—07 压气机线性振荡叶栅气弹试验研究(二)：叶尖 间隙的影响 杨慧1，何力2，王延荣1 (1．北京航空航天大学能源与动力工程学院，北京100083) (2．牛津大学工程科学系，英国牛津0XI3PJ) on inLinear Cascade． Compressor ExperimentalStudyAeroelasticityOscillating Effect PartⅡ：Tip-clearance Huil，HeLi2，Wang Yang Yanron91 of ofAeronautics NumericalSimulationResearchCenter，SchoolJet University (1．Aeroengine Propulsion，Beijing and 100083，China) Astronautics，Beijing OXl of Science，OxfordUniversity，Oxford3PJ，UK) (2．DepartmentEngineering 摘要：为了加强对叶轮机三维气动弹性机理的理解，为数值模拟方法提供试验验证数据，开展了压气机线 性叶栅气动弹性试验研究。本研究分为2个部分，第l部分研究压气机线性振荡叶栅的气弹稳定性，本文为 第2部分，重点辨别叶尖间隙对压气机叶片气弹稳定性的影响。试验结果表明随着叶尖间隙的增加，间隙流 对振动叶片有失稳影响，其影响范围几乎遍及整个叶高，这与非定常气动的瞬时径向相互作用的结论是一致 的。这种失稳效应与叶片间相位角对叶栅气弹稳定性的影响不耦合。间隙流在叶栅稳定性最差时影响最显 著。详细的非定常压力试验结果表明，随着叶尖间隙的增加，叶片表面非定常压力幅值减小区域与间隙流造 成的卸载区域相对应。由试验结果可以推断，不考虑叶尖间隙的数值模型町能会给出过稳定的叶片颤振预测。 关键词：航空、航天推进系统；流体一固体耦合振动；影响系数法；叶尖间隙；气动阻尼；三维非定常流；压气机 振荡叶栅 中图分类号：V211．47；V216．2+4文献标识码：A iscarriedouttOenhancethe ofthree-dimensional(3D)bladeaeroelastic Abstract：An understanding experiment mechanismsandto the dataforthevalidat