航空动力学报
JOURNAL OF AEROSPACE POWER
1998年  第13卷  第1期科技期刊

鱼鳞纹叶栅试验研究

沈阳黎明发动机制造公司 苗润田**   王连贵
北京航空航天大学 高歌
【摘要】   鱼鳞纹叶栅临界马赫数比原型提高了9.5%，减少了46.9%，比直纹叶栅
也减少了10.7%。最大二元静压比比原型高2.7%，比直纹叶栅高1.17%。在原型叶
栅不能达到的Ma1=0.8处，两种花纹叶栅均未堵塞。
主题词：  压气机  叶栅  减阻  试验
分类号：  V232.4

1 前 言

   压气机叶栅减阻试验研究，在取得直纹叶栅的显著效果［1］之后，又进行了几
项试验，其中鱼鳞纹叶栅效果最佳。鱼鳞纹叶栅试验与原型及直纹叶栅［1］一样，
都是在沈阳航空发动机研究所A201C近音速平面叶栅风洞上进行的。试验方法也相同。
鱼鳞纹叶栅是在原型叶栅叶片表面加工出类似鱼鳞的花纹而成。进一步可将两种花纹
用于同一叶片，能更大幅度提高，叶栅的气动性能，并且可以推广用到各种流体机械
表面，在飞机、螺桨和各种叶轮机械中有效高的应用价值。

2  试验结果及初步分析

    鱼鳞纹、直纹及原型叶栅的试验结果见1～3图和表1。

表1 3种叶栅主要性能数据对比
叶栅Ma△β设计δ设计(P2/P1)2Dmaxξminσi=0.5°（%）△i
原型
直纹
鱼鳞纹0.685
0.735
0.75040.8°
41.7°
41.1°6.7°
5.8°
6.4°1.1810
1.1987
1.21270.0075
0.0075
0.00775.7609
3.4261
3.061010.0°
10.4°
10.4°

    综合图1～3和表1可以看出以下几点：

    (1)鱼鳞纹叶栅的临界马赫数Ma有更大幅度的提高。由表1可以得出，鱼鳞纹叶
栅的临界马赫数比原型叶栅提高了9.5%。从图1可以直观看出，在高马赫数下，两
种花纹叶栅的总压损失系数均大大下降，当Ma=0.75时，鱼鳞纹叶栅下降了近2/3。
在原型叶栅达不到的Ma=0.8处，两种花纹叶栅均未堵塞。此时鱼鳞纹叶栅的总压损
失系数又较直纹叶栅低了很多。就是说，在高马赫数下鱼鳞纹叶栅的损失最低。由
图1还可以看出，在低马赫数下鱼鳞纹叶栅的总压损失系数与原型叶栅相当。这说明
鱼鳞纹叶栅的速度特性最好。


图1 设计攻角下ξ及△β随i的变化     图2  设计马赫数下ξ及△β随i的变化

    (2)大攻角下鱼鳞纹叶栅的总压损失系数ξ比直纹叶栅降低更多。从表1ξi=0.5°
栏中的数据和图2曲线的大攻角部分可以清楚地看出这一点。鱼鳞纹叶栅的ξi=0.5°比
原型叶栅减小46.9%，比直纹叶栅减小10.7%。此外，鱼鳞纹叶栅还消除了直纹及其它
一些叶栅存在的i=-0.25°时损失突增的现象。尽管这是平面叶栅特有的层流分离现象。
由图2左半部的损失曲线可以看出，当攻角小于设计攻角(id=-5.7°)以后，鱼鳞纹叶栅
的总压损失系数增加较快。在大的负攻角下，鱼鳞纹叶栅的总压损失系数明显高于另
两种叶栅。

图3 设计攻角下(P2/P1)2D及δ随Ma的变化 
    上述情况说明，鱼鳞纹叶栅的攻角特性在大的正攻角下最好，在大的负攻角下较差。

    (3)鱼鳞纹叶栅的最大二元静增压比(P2/P1)2Dmax最高(见表1，图3)。它比原型叶
栅高2.7%，比直纹叶栅高1.17%。从图3可以看出，当进口马赫数小于0.7时，3种叶栅
的二元静增压比基本在一条线上；Ma=0.7时，原型叶栅首先达到其最大静增压比。
Ma＞0.7后，两种花纹叶栅的静增压比继续上升，到Ma=0.75时才达到各自的最大值。
这与(1)中所述高马赫数下两种花纹叶栅，特别是鱼鳞纹叶栅的总压损失系数大幅度
降低是相对应的。

    综上所述，鱼鳞纹叶栅在高马赫数、大攻角下所表现出的低损失和高压比的特性，
充分体现出其承受高负荷的能力。鱼鳞纹之所以如此明显改善叶栅的气动性能，是因
为鱼鳞纹呈菱形交叉排列，迫使气流形成纤细的双曲线涡丝网纹，抑制了附面层内的
湍流，起到了减阻的作用，使叶片升阻比得到提高的结果［2］。更细致的机理有待深
入研究。它与直纹的减阻机理完全不同［1，3］。

    (4)由图1～3中上半部的曲线及表1中的数据可以看出，鱼鳞纹叶栅的气流转折
角△β与之所对应的落后角δ比原型叶栅改善不大。这和预期的结果是一致的。

    (5)鱼鳞纹叶栅的最小总压损失系数ξmin比原型叶栅略有增加(见表1)，约增加
2.7%。这与前面(2)中所述，在大的负攻角下鱼鳞纹叶栅的损失较大有关，因为3种叶
栅的最小总压损失均出现在小于设计攻角的左边(见图2)。

3  小  结

    (1)与原型叶栅相比，鱼鳞纹叶栅的临界马赫数提高了9.5%，最大二元静增压比
提高了2.7%，大攻角下的总压损失系数(ξi=0.5°)降低了46.9%，设计点气流转折角增
加了0.3°，设计点落后角减小了0.3°，攻角范围增加了0.4°，最小总压损失系数增加
了2.7%。具体数据见表1。其综合性能优于直纹叶栅，是所试十余种叶栅中最好的一
种叶栅。

    (2)鱼鳞纹和直纹可以用于同一叶片。由于作用原理和应用部位的区别，两种花
纹同时使用时，其性能收益也应是叠加关系。二者的结合将会更大幅度提高叶片的
气动性能。

    (3)鱼鳞纹、直纹以及二者的结合普遍适用于各种流体机械表面，在飞机、螺旋
桨以及各种叶轮机械中具有较高的应用价值。

男  56岁  高工  沈阳黎明发动机制造公司设计处  110043
参考文献
1苗润田，王连贵，钱鲁泓，唐智明，高歌．压气机叶片刻花纹试验研究．航空
动力学报，1993，8(2)：155-157
2Gao Ge and Yong Yan.The Rational Equations of Incompressible Turbulent 
Flow and Its Application to Simulation of Transiton.Submitted to Physics of Fluids,1997
3苗润田，唐智明，王连贵，高歌．压气机叶栅紊流减阻试验研究．航空动力学
报，1991，6(1)：13-16

1996年12月收稿；1997年5月收到修改稿。

（责任编辑  魏星禄）
