Определение границы устойчивости лопаточных венцов к дозвуковому флаттеру при больших углах атаки

Abstract

This paper presents an experimental-numerical method for determination of the subsonic flutter stability boundary of blade rows at large angles of incident flow. The aerodynamic test rig for determining the unsteady aerodynamic loads is described. The test results are presented for a straight cascade of airfoils in a wide range of variation in the angle of attack and reduced vibration frequency, based on which the regularities in the effect of the angle of attack on the subsonic flutter stability boundary of blading are established.

Изложена методика экспериментально-расчетного определения границы устойчивости лопаточных венцов к дозвуковому флаттеру при больших углах натекания потока. Описан аэродинамический стенд для определения нестационарных аэродинамических нагрузок. Приведены результаты испытаний плоской решетки лопаточных профилей в широком диапазоне изменения угла атаки и приведенной частоты колебаний, с использованием которых установлены закономерности влияния угла атаки на границу устойчивости лопаточных венцов к дозвуковому флаттеру.

Викладено методику експериментально-розрахункового визначення границі стійкості лопаткового вінця до дозвукового флатера при великих кутах натікання потоку. Описано аеродинамічний стенд для визначення нестаціонарних аеродинамічних навантажень. Наведено результати випробувань плоскої решітки лопаткових профілів у широкому діапазоні зміни кута атаки і зведеної частоти коливань, із використанням яких установлено закономірності впливу кута атаки на границю стійкості лопаткових вінців до дозвукового флатера.