NACA翼型叶顶对低展弦比向心涡轮影响特性

针对压缩空气储能向心涡轮叶片展弦比低、叶顶间隙泄漏损失大的问题,将NACA0004翼型引入叶片顶部厚度分布以改善气动性能。采用ANSYSCFX软件对向心涡轮三维流场进行数值求解,分析0.5%~8%叶顶间隙范围内NACA0004翼型叶顶对间隙泄漏流结构和损失特征的影响。结果表明,NACA0004翼型叶顶对向心涡轮等熵效率的影响随叶顶间隙而变化。当叶顶间隙为0.5%时,NACA0004翼型叶顶使向心涡轮等熵效率降低0.3%;当叶顶间隙由1%增加至8%时,NACA0004翼型叶顶对等熵效率提升值由0.4%增加到1.9%。不同叶顶间隙下NACA0004翼型叶顶对间隙泄漏流损失特影响机理存在差异,当叶顶间隙为0.5%时,NACA0004翼型叶顶使泄漏流集中在叶片吸力面附近,并在叶轮出口区域产生更多泄漏流,增加叶片吸力面附近流动损失;当叶顶间隙为1%~8%时,NACA0004翼型叶顶能够降低叶片前缘和尾缘附近叶片压力面和吸力面压差,减小叶顶间隙泄漏流速度,降低与主流掺混强度,抑制流动损失。与此同时,叶轮强度也满足要求。研究成果可为同类向心涡轮叶顶间隙泄漏损失的控制提供参考。