Решение обратных задач газодинамики компрессорных решеток с учетом турбулентного пограничного слоя на профиле

Abstract

Представлена модификация разработанной ранее методики решения обратных задач газодинамики компрессорных решеток для дозвуковых течений. Использован подход, при котором решение обратной задачи дополнено расчетом турбулентного пограничного слоя на профиле решетки с применением метода интегральных соотношений. Верификация методики проведена путем расчета пограничного слоя на плоской пластине, а также с использованием результатов численного моделирования турбулентных газовых течений в построенных решетках. Методика обладает точностью, достаточной для построения первого приближения проектируемой решетки, которая в дальнейшем может быть оптимизирована с целью улучшения ее аэродинамических характеристик.

Представлено модифікацію раніше розробленої методики розв’язання зворотних задач газодинаміки компресорних решіток для дозвукових течій. Використано підхід, при якому розв’язання зворотної задачі доповнено розрахунком турбулентного примежового шару на профілі решітки з застосуванням методу інтегральних співвідношень. Верифікацію методики проведено шляхом розрахунку примежового шару на плоскій пластині, а також з використанням результатів чисельного моделювання турбулентних газових течій у побудованих решітках. Методика має точність, що достатня для побудови першого наближення решітки, що проектується, яка в подальшому може бути оптимізована з метою покращення її аеродинамічних характеристик.

The modification of the earlier developed inverse design technique for the subsonic compressors cascades gasdynamics is presented. Based on this approach, the inverse problem solution is supplemented with the turbulent boundary layer calculations on the cascade profile using the integral relations method. The validation of the technique is carried out by the flat plate turbulent boundary layer calculation, and also by the use of the results of numerical simulation of turbulent gas flows in projected cascades. The accuracy of the technique is enough for the cascade initial approximation construction which can be optimized with the purpose of its aerodynamic characteristics improvement.