LOGIN TO YOUR ACCOUNT

Username
Password
Remember Me
Or use your Academic/Social account:

CREATE AN ACCOUNT

Or use your Academic/Social account:

Congratulations!

You have just completed your registration at OpenAire.

Before you can login to the site, you will need to activate your account. An e-mail will be sent to you with the proper instructions.

Important!

Please note that this site is currently undergoing Beta testing.
Any new content you create is not guaranteed to be present to the final version of the site upon release.

Thank you for your patience,
OpenAire Dev Team.

Close This Message

CREATE AN ACCOUNT

Name:
Username:
Password:
Verify Password:
E-mail:
Verify E-mail:
*All Fields Are Required.
Please Verify You Are Human:
fbtwitterlinkedinvimeoflicker grey 14rssslideshare1
Publisher: National Aviation University
Languages: Ukrainian
Types: Unknown
Subjects: compressor cascades; hysteresis; separated flows; circular inlet distortion; aerodynamic trail; aerodynamic performances, UDC 629.735.083.02.06.(045), компрессорные решетки; гистерезисные эффекты; отрывные течения; круговая неравномерность потока; аэродинамический след; аэродинамические характеристики, УДК 629.735.083.02.06.(045), аеродинамічні характеристики [компресорні решітки; гістерезисні ефекти; відривні течії; колова нерівномірність потоку; аеродинамічний слід]
The effect of stalled flow hysteresis in the process of streamlining a cylindrical solid, isolated backswept wing of a model aircraft and a decelerating compressor cascade is analyzed in the given article. The structure and the performances of stalled flows depending on the speed of the flow, angles of attack and on the direction of their change are considered. Generalized results of research of hysteresis effect occurrence in aerodynamic performances of compressor cascades and its influence on compressor bladed disks performances that operate in real conditions of periodic circular inlet distortion induced by aerodynamic trail behind the blade cascade of the compressor inlet guide vane are demonstrated. It is stated that the periodical flow non-uniformity leads to an earlier separation of axial compressor flow: at the values of Strouhal number  flow separation occurs at the values of air expenses by 10–15% higher than in the stages that are streamlined by a uniform flow. For typical compressor cascades at values of Reynolds number  the range of significant effect from the periodical oscillating flow non-uniformity on the performances of cascades corresponds to the range of values  In the stages of axial compressors of gas-turbine engines with inlet guide vanes or with the engine front trail, the flow separation from the surface of blades takes place 3-5% earlier (according to the parameter of expense ) than in the stages without inlet guide vanes or without the engine front trail which is induced by the flow non-uniformity at the inlet of compressor. В статье проведен анализ явления гистерезиса отрывных течений при обтекании цилиндрического тела прямого изолированного крыла модели самолета, диффузорной компрессорной решетки профилей, а также анализ структуры и характеристик отрывных течений в зависимости от скорости потока и углов атаки и направления изменения их значений. Изложены обобщенные результаты исследований проявления эффекта гистерезиса в аэродинамических характеристиках компрессорных решеток и его влияние на характеристики лопаточных венцов, работающих в реальных условиях периодической окружной неравномерности потока, обусловленной аэродинамическими следами за решеткой профилей входного направляющего аппарата. Установлено, что периодическая неравномерность потока приводит к более раннему срыву потока осевого компрессора: при значениях чисел Струхаля  срыв потока наступает при значениях расхода воздуха на 10-15% более высоких, чем в ступенях, обтекаемых равномерным потоком. Для типичных компрессорных решеток при значениях чисел Рейнольдса  диапазон существенного влияния периодической окружной неравномерности потока на характеристики решеток соответствует диапазону значений чисел  В ступенях осевых компрессоров авиационных газотурбинных двигателей с входными направляющими аппаратами (ВНА), или со стойками передней опоры (СПО) двигателя срыв потока с поверхности лопаток наступает на 3-5% ранее (по параметру расхода ), чем в ступенях без ВНА и СПО, что вызвано неравномерностью потока на входе в компрессор. У статті проведено аналіз явища гістерезису відривних течій при обтіканні циліндричного тіла, прямого ізольованого крила моделі літака, дифузорної компресорної решітки профілів,а також аналіз структури і характеристик відривних течій в залежності від швидкості потоку і кутів атаки та напряму зміни їх значень. Викладено узагальнені результати досліджень прояву ефекту гістерезису в аеродинамічних характеристиках компресорних решіток та його вплив на характеристики лопаткових вінців, що працюють в реальних умовах періодичної колової нерівномірності потоку, обумовленої аеродинамічними слідами за решіткою профілів вхідного направляючого апарату. Установлено, що періодична нерівномірність потоку призводить до більш раннього зриву потоку осьового компресора: при значеннях чисел Струхаля  зрив потоку настає при значеннях витрати повітря на 10–15% вищих, ніж в ступенях, що обтікаються рівномірним потоком. Для типових компресорних решіток при значеннях чисел Рейнольдса  діапазон суттєвого впливу періодичної колової нерівномірності потоку на характеристики решіток відповідає діапазону значень чисел  В ступенях осьових компресорів авіаційних газотурбінних двигунів з вхідними направляючими апаратами (ВНА), або зі стійками передньої опори (СПО) двигуна зрив потоку з поверхні лопаток настає на 3-5% раніше (по параметру витрати ), ніж у ступенях без ВНА і СПО, що спричинено нерівномірністю потоку на вході в компресор.