陳 帆 ，王鎖芳 ，李 賀

（1.南京航空航天大學能源與動力學院，南京210016；2.中國航發(fā)沈陽發(fā)動機研究所，沈陽110015）

導流葉片寬度對預旋系統(tǒng)性能影響的數(shù)值研究

陳 帆1，王鎖芳1，李 賀2

（1.南京航空航天大學能源與動力學院，南京210016；2.中國航發(fā)沈陽發(fā)動機研究所，沈陽110015）

為研究導流葉片結構尺寸對盤腔預旋性能的影響,采用RN G k-ε模型對導流葉片無量綱寬度為0、0.1、0.2、0.4、0.6、0.8和1.0的預旋系統(tǒng)在不同旋轉(zhuǎn)雷諾數(shù)工況下進行了數(shù)值研究。結果表明：導流葉片能夠提高噴嘴壓比和溫降系數(shù)，旋轉(zhuǎn)雷諾數(shù)越大，提高的幅度越大；旋轉(zhuǎn)雷諾數(shù)較大時，噴嘴壓比和溫降系數(shù)隨導流葉片無量綱寬度增大而增大，無量綱寬度超過0.6后，趨于平穩(wěn)。當導流葉片無量綱寬度在0～0.2范圍內(nèi)，總壓損失系數(shù)隨導流葉片無量綱寬度的增大而增大；當導流葉片無量綱寬度大于0.2時，總壓損失系數(shù)隨導流葉片無量綱寬度的增大基本不發(fā)生變化。

預旋系統(tǒng)；導流葉片；噴嘴壓比；溫降系數(shù)；總壓損失系數(shù)

0 引言

在航空燃氣渦輪發(fā)動機空氣冷卻系統(tǒng)中，預旋系統(tǒng)是1個重要組成部分。隨著發(fā)動機性能要求越來越高，渦輪前溫度不斷升高，為了能夠使渦輪葉片正常工作，對冷氣品質(zhì)的要求越來越高，冷氣預旋系統(tǒng)結構設計的優(yōu)劣直接影響預旋系統(tǒng)的預旋效果。高壓氣體經(jīng)過預旋噴嘴膨脹加速，使其本身靜溫降低，同時產(chǎn)生1個與轉(zhuǎn)盤旋轉(zhuǎn)方向相同的周向分速度，降低了氣流與轉(zhuǎn)盤的相對速度，從而降低了進入渦輪葉片冷卻氣體相對總溫,提高了冷卻渦輪葉片冷氣的品質(zhì)。預旋系統(tǒng)的溫降和壓降是表征預旋性能的重要參數(shù)。

國內(nèi)外學者都對預旋系統(tǒng)進行了大量研究。Popp[1]對蓋板式預旋系統(tǒng)進行數(shù)值模擬，研究了不同幾何結構預旋系統(tǒng)的流量系數(shù)和溫降，發(fā)現(xiàn)出氣孔與預旋噴嘴面積比對溫降有重要影響；Wang[2]通過試驗發(fā)現(xiàn)盤腔內(nèi)流場有效旋流比隨著進口旋流比的增大線性增大。由于預旋噴嘴對整個預旋系統(tǒng)的溫降和壓降有很大影響，很多學者專門對預旋系統(tǒng)中的噴嘴[3-8]進行了試驗和數(shù)值研究。Gupta[9]、Charles Wu[10]和 Tian[11]等通過數(shù)值計算研究了導流葉片對預旋系統(tǒng)的影響，發(fā)現(xiàn)蓋板腔靜壓損失的主要原因是供氣孔入口氣流與轉(zhuǎn)子間存在周向速度差；Jarzombek[12]研究了轉(zhuǎn)-靜結構和轉(zhuǎn)-轉(zhuǎn)結構的預旋系統(tǒng)，獲得了2種結構的3維流場；張建超和王鎖芳[13]提出了1種帶導流葉片的徑向預旋結構；吳衡[14]發(fā)現(xiàn)轉(zhuǎn)盤上的導流葉片對維持盤腔內(nèi)氣流的旋流比具有重要作用，降低了噴嘴出口壓力，增強了離心增壓效果，并顯著提高噴嘴前后溫降，從而增大了溫降系數(shù)。

文獻[14]表明帶導流葉片的預旋系統(tǒng)能夠提高溫降系數(shù)，但是轉(zhuǎn)盤上的導流葉片會增加整個預旋系統(tǒng)的質(zhì)量，降低發(fā)動機的效率。因此，了解導流葉片結構參數(shù)對預旋性能的影響規(guī)律，達到導流葉片減重和提高預旋性能的雙重目標，成為亟需解決的問題。

本文采用數(shù)值模擬方法，初步研究了不同旋轉(zhuǎn)雷諾數(shù)下導流葉片寬度與旋轉(zhuǎn)盤腔間隙的比值對盤腔預旋性能的影響，從而為預旋系統(tǒng)導流葉片設計提供參考。

1 計算模型和計算方法

1.1 計算模型

本文對航空發(fā)動機空氣系統(tǒng)中的蓋板式預旋系統(tǒng)進行研究，蓋板式預旋系統(tǒng)主要由進氣腔、噴嘴、預旋腔、接受孔、共轉(zhuǎn)腔以及出氣孔構成，本文中的模型在共轉(zhuǎn)腔壁面添加了導流葉片。計算模型中噴嘴、接受孔、導流葉片及出氣孔數(shù)目均設定為36，為了提高計算效率，取整個模型的1/36為計算域，包括靜止域和旋轉(zhuǎn)域，簡化后模型如圖1（a）所示，深色部分為靜止域，淺色部分為旋轉(zhuǎn)域，模型的相關參數(shù)如圖1（b）所示，并見表1。盤腔最大半徑b=210 mm，在保證共轉(zhuǎn)腔寬度不變的情況下，設定導流葉片寬度為l，取導流葉片無量綱寬度l/s5分別等于0(不帶導流葉片)、0.1、0.2、0.4、0.6、0.8 和 1.0 進行計算。模型中相關位置如圖1（c）所示。x=0 mm的位置在噴嘴出口截面位置，其中A代表預旋系統(tǒng)進口截面，B代表噴嘴進口截面，C代表噴嘴出口截面，D代表接受孔進口截面，E代表接受孔出口截面，F(xiàn)代表出氣孔進口截面，G代表系統(tǒng)出口截面。

采用ICEM對計算域進行結構化網(wǎng)格劃分，如圖2所示。模型中對噴嘴、接受孔、壁面及出氣孔處網(wǎng)格進行了加密，同時在導流葉片周圍網(wǎng)格也進行了加密。對導流葉片寬度等于共轉(zhuǎn)腔寬度的模型進行了網(wǎng)格獨立性驗證，計算了當網(wǎng)格數(shù)量分別為40萬、60萬、80萬、90萬和110萬情況下的溫降，當網(wǎng)格數(shù)量大于80萬時，溫降變化范圍不超過0.1%，最終將網(wǎng)格數(shù)量控制在80萬左右，考慮到帶導流葉片模型需要加密，于是將帶導流葉片模型的網(wǎng)格數(shù)量控制在85萬左右。

1.2 計算方法及邊界條件

采用商業(yè)軟件ANSYS CFX對模型求解，文獻[15]針對預旋結構進行了試驗，并驗證了湍流模型，發(fā)現(xiàn)RNG k-ε模型的計算結果能夠與試驗結果較好地吻合。故選取RNG k-ε模型進行數(shù)值計算，采用Scalable壁面函數(shù)進行近壁面處理，轉(zhuǎn)靜交界面處理采用Frozen Rotor[16]法。計算完成后經(jīng)過校核，全部算例的壁面y+=30～200。

表1 幾何參數(shù)

計算時，預旋系統(tǒng)入口設為壓力入口邊界，給定總溫700 K，給定總壓1519.875 kPa；出口設為壓力出口，給定靜壓為1013.25 kPa。靜止域設為靜止，旋轉(zhuǎn)域給定旋轉(zhuǎn)角速度，轉(zhuǎn)靜交界面設置為GGI interface，壁面設置為絕熱無滑移壁面，模型中周期性對稱面設置旋轉(zhuǎn)周期性邊界條件，計算流體為可壓縮空氣。

2 參數(shù)定義

2.1 導流葉片無量綱寬度

導流葉片無量綱寬度（下文簡稱葉寬）z定義為

式中：l為導流葉片寬度；s5為共轉(zhuǎn)腔寬度。

2.2 旋轉(zhuǎn)雷諾數(shù)

[12]定義旋轉(zhuǎn)雷諾數(shù)Reω

式中：ω為盤腔旋轉(zhuǎn)角速度；b為盤腔最大半徑；ρ、μ

分別為空氣的密度和動力黏度。

2.3 噴嘴壓比

參考文獻[15]定義噴嘴壓比π

式中：PA*為進氣總壓；pC為噴嘴出口截面平均靜壓。

2.4 旋流比

參考文獻[14]定義旋流比Sr

式中：Vφ為氣流絕對周向速度；R為當?shù)匕霃健?/p>

2.5 溫降系數(shù)、當?shù)仂o溫和總壓損失系數(shù)

溫降系數(shù)ψ定義為

式中：TA*為進氣總溫；TG,r*為系統(tǒng)出口相對總溫。

當?shù)仂o溫定義為T。總壓損失系數(shù)ζ定義為

式中：pG,r*為系統(tǒng)出口相對總壓。

2.6 當?shù)貕毫ο禂?shù)

當?shù)貕毫ο禂?shù)β定義為

式中：prel*為當?shù)叵鄬倝骸?/p>

3 計算結果分析與討論

公式中數(shù)值計算的數(shù)據(jù)全部通過質(zhì)量流量加權平均的方法獲得。

3.1 導流葉片對噴嘴壓比的影響

預旋系統(tǒng)的性能和噴嘴的性能密切相關，導流葉片對噴嘴流動特性具有重要影響。不同旋轉(zhuǎn)雷諾數(shù)下噴嘴壓比隨葉寬的變化情況如圖3所示。

從圖中可得：

（1）當 Reω=5.05×106時，預旋噴嘴壓比隨葉寬的增大變化很小；當Reω≥1.01×107時，噴嘴壓比隨葉寬的增大而增大；隨著旋轉(zhuǎn)雷諾數(shù)提高，噴嘴壓比增大的幅度變大。相比于葉寬為0，Reω=1.52×107時，當葉寬分別為 0.1、0.2、0.4、0.6、0.8 和 1.0 時，預旋噴嘴壓比分別增大了 1.9%、3.8%、5.8%、6.1%、6.6%、6.6%；在Reω=2.53×107時，預旋噴嘴壓比分別增大了7.5%、17.4%、20.5%、23.8%、24.7%、25.8%。由于共轉(zhuǎn)腔內(nèi)的導流葉片旋轉(zhuǎn)，導流葉片對共轉(zhuǎn)腔內(nèi)氣體作功，對預旋腔內(nèi)氣體產(chǎn)生抽吸作用，使預旋腔內(nèi)壓力減小，降低了噴嘴出口的背壓，從而增大了噴嘴壓比；當旋轉(zhuǎn)雷諾數(shù)較小時，共轉(zhuǎn)腔內(nèi)氣流與轉(zhuǎn)盤相對速度較小，導流葉片產(chǎn)生的抽吸作用較弱，所以噴嘴壓比變化不明顯。當旋轉(zhuǎn)雷諾數(shù)提高時，氣流與轉(zhuǎn)盤的相對速度增大，導流葉片對氣流作用增強，抽吸作用增強，所以旋轉(zhuǎn)雷諾數(shù)越高，導流葉片對噴嘴壓比影響越大。

（2）旋轉(zhuǎn)雷諾數(shù)不變，葉寬從0增至0.2時，噴嘴壓比急劇增大，葉寬大于0.2時，噴嘴壓比增大變慢，當葉寬大于0.6時，噴嘴壓比增幅趨于平緩。這是因為當葉寬小于0.6時，氣體黏性使共轉(zhuǎn)腔內(nèi)部分氣體受到導流葉片的影響，引起上游噴嘴出口背壓降低，隨著葉寬增大，共轉(zhuǎn)腔內(nèi)越來越多氣體受到導流葉片的作用而加速，使噴嘴背壓繼續(xù)降低。當葉寬達到0.6時，由于氣體的黏性作用，導流葉片幾乎對整個共轉(zhuǎn)腔內(nèi)的氣體產(chǎn)生影響，繼續(xù)增大葉寬，對共轉(zhuǎn)腔內(nèi)氣體受到的影響基本不變，所以噴嘴出口背壓變化不大。

3.2 導流葉片對溫降系數(shù)的影響。

不同旋轉(zhuǎn)雷諾數(shù)下，溫降系數(shù)隨葉寬的變化規(guī)律如圖4所示。

從圖中可得：

（1）當 Reω=5.05×106～1.01×107時，溫降系數(shù)隨葉寬的增大變化很小。

（2）當 Reω≥1.52×107時，溫降系數(shù)隨葉寬的增大而增大，當葉寬大于0.6時，趨于平緩。

（3）旋轉(zhuǎn)雷諾數(shù)越高，導流葉片對溫降的提高幅度越大，與葉寬為0時相比，當葉寬為0.6時，在Reω=1.52×107和 Reω=2.53×107下的溫降系數(shù)分別增大了0.65和3.69。

在不同旋轉(zhuǎn)雷諾數(shù)時，不同葉寬下共轉(zhuǎn)腔內(nèi)x=28mm處的旋流比分布如圖5所示。在Reω=5.05×106時，在導流葉片的徑向位置處，葉寬為0時的旋流比接近于1，氣流周向速度與轉(zhuǎn)盤速度相差很小，所以當葉寬大于0時，導流葉片對氣流的作用也不明顯，僅在靠近高半徑位置略微增強，說明此時導流葉片對共轉(zhuǎn)腔內(nèi)的氣流作用很小，所以對溫降系數(shù)影響不大。在Reω=2.53×107時，在低半徑位置，有導流葉片的旋流比比無導流葉片的大，從導流葉片根部開始直至最高半徑位置，葉寬為0時的旋流比比葉寬為0.6和1.0的小很多。這可能是因為氣流通過接受孔進入共轉(zhuǎn)腔時，導流葉片根部對氣流產(chǎn)生阻礙，擾亂了氣流的流向，使氣流周向速度降低，所以氣流旋流比較低。在葉片根部以上位置，導流葉片對氣流起導向作用并對氣流作功，使氣流的周向速度接近于導流葉片的旋轉(zhuǎn)速度，所以氣流的旋流比得到了較大的提高，能夠減小氣流相對于轉(zhuǎn)盤的動溫。葉寬為0.6和1.0時的旋流比分布相差不大。這說明當葉寬達到0.6時，繼續(xù)增大葉寬，共轉(zhuǎn)腔內(nèi)氣流的旋流比增大并不明顯，相對動溫變化不大。

在 Reω=2.53×107，葉寬分別為 0、0.2、0.6 和 1.0時，整個流路中靜溫的變化情況如圖6所示。從圖中可見，相比于葉寬為0的情況，有導流葉片時，由于噴嘴壓比增大，噴嘴出口速度增大，噴嘴出口靜溫更低。氣流從接受孔出口經(jīng)過共轉(zhuǎn)腔到出氣孔的入口后，有導流葉片時的靜溫略高于無導流葉片的，這是由于導流葉片使氣流加速，離心力增強，升溫作用加強。由于導流葉片使氣流加速到接近于轉(zhuǎn)盤速度，能夠較流暢地通過出氣孔，所以在出氣孔中靜溫變化不大，而無導流葉片時氣流進入出氣孔時存在較大的相對速度，通過出氣孔撞擊壁面使黏性耗散增強，靜溫升高。在葉寬為0.2時，出口靜溫略高于葉寬為0時的，葉寬大于0.6時，出口靜溫略低于葉寬為0時的。

綜上所述，葉寬為0.2時，相對總溫降低主要是導流葉片提高氣流旋流比降低相對動溫所造成的；葉寬大于0.6時，相對總溫降低主要是出口靜溫和出口相對動溫共同降低所造成的。

3.3 導流葉片對總壓損失系數(shù)的影響

在不同旋轉(zhuǎn)雷諾數(shù)下，預旋系統(tǒng)總壓損失系數(shù)隨葉寬的變化規(guī)律如圖7所示。

從圖中可得：

（1）在低雷諾數(shù)時，導流葉片對總壓損失系數(shù)影響很小，這是因為低雷諾數(shù)下導流葉片對氣流作用小，引起的流場中氣流狀態(tài)變化小。

（2）當旋轉(zhuǎn)雷諾數(shù)較高時，帶有導流葉片的預旋系統(tǒng)總壓損失系數(shù)比不帶導流葉片的大，在葉寬為0～0.2時，壓力損失系數(shù)隨葉寬的增大而增大；當葉寬大于0.2時，總壓損失系數(shù)隨葉寬的增大基本不發(fā)生變化。

在Reω=2.53×107時流路不同位置當?shù)貕毫ο禂?shù)的變化如圖8所示。從圖中可見，在不同葉寬下流路當?shù)貕毫ο禂?shù)變化趨勢基本一致。從系統(tǒng)進口開始，在噴嘴、預旋腔內(nèi)產(chǎn)生較大壓力損失，有導流葉片的在預旋腔中的壓力下降很大。在接受孔處的幾乎沒有壓力損失；在共轉(zhuǎn)腔內(nèi)有1個壓力升高過程，然后在出氣孔中存在一部分損失。

由于進氣腔的氣流速度低，流場穩(wěn)定，損失很小。噴嘴中由于氣流流動狀態(tài)的急劇變化有較大的流動分離和摩擦損失。預旋腔中存在動靜坐標系轉(zhuǎn)換、高低速流體摻混和壁面摩擦損失，動靜坐標系轉(zhuǎn)換損失只與轉(zhuǎn)盤轉(zhuǎn)速有關；噴嘴出口速度越大，引起預旋腔內(nèi)的低速氣流和噴嘴出口高速氣流的摻混損失也越大，同時預旋腔內(nèi)的氣流速度隨噴嘴出口的速度增大而增大，增加了與壁面的摩擦損失。在Reω=2.53×107時，當葉寬分別從0增至0.2，0.2增至0.6，0.6增至1.03的過程中，噴嘴出口速度和壓比的變化規(guī)律相同，所以預旋腔內(nèi)的摻混損失及摩擦損失的變化是先快速增大，后緩慢上升，最后趨于平緩。

在Reω=2.53×107時，共轉(zhuǎn)腔內(nèi)x=28mm處的相對總壓如圖9所示。從圖中可見，由于無導流葉片時旋流比較低，且上游損失小，所以其相對總壓比有導流葉片時的高。葉寬為0.2～1.0時的相對總壓分布相似，在低半徑位置，低壓區(qū)隨葉寬的增大而增大，這主要是因為導流葉片使上游相對總壓減小導致的，但在導流葉片以上的高半徑位置，由于離心升壓的作用，相對總壓的大小基本一致。

在 Reω=2.53×107時，徑向位置為 200 mm 處，葉寬為0、0.6及1.0出氣孔的截面流線如圖10所示。紅色箭頭代表轉(zhuǎn)盤旋轉(zhuǎn)方向。在葉寬為0時，由于氣流和出氣孔的相對速度大，氣流不容易通過出氣孔，在下壁面出現(xiàn)流動分離，產(chǎn)生1對很大的旋渦，在旋渦區(qū)產(chǎn)生很大的渦流損失，使壓力降低；而葉寬為0.6和1.0時，氣流相對于出氣孔速度低，流動分離小，更容易通過，產(chǎn)生的損失小。這就解釋了圖9中無導流葉片時位置F至G的損失大于有導流葉片時的。

4 結論

本文針對具有不同寬度導流葉片的預旋系統(tǒng)進行了數(shù)值研究，得到以下結論：

（1）導流葉片能夠降低噴嘴出口背壓以及提高共轉(zhuǎn)腔內(nèi)氣流旋流比，從而提高噴嘴壓比和溫降系數(shù)。

（2）在計算工況內(nèi)，旋轉(zhuǎn)雷諾數(shù)較低時，導流葉片對噴嘴壓比和溫降系數(shù)影響很??；旋轉(zhuǎn)雷諾數(shù)越高，導流葉片對噴嘴壓比和溫降系數(shù)的提高幅度越大。

（3）旋轉(zhuǎn)雷諾數(shù)較高時，噴嘴壓比和溫降系數(shù)隨導流葉片無量綱寬度的增加而增大，導流葉片無量綱寬度大于0.6后，趨于平緩。

（4）導流葉片無量綱寬度在0～0.2時，壓力損失系數(shù)隨葉寬的增加而增加；當導流葉片無量綱寬度大于0.2時，總壓損失系數(shù)隨導流葉片無量綱寬度的增大基本不變。

參考文獻：

[1]Popp O，Zimmermann H，Kutz J.CFD analysis of coverplate receiver flow[J].Journal of Turbomachinery，1998，120（1）：V00-1T01A089.

[2]Wang Z,Lu L，Bovik A C.Cooling air temperature reduction in a Direct Transfer preswirl system[J].Journal of Engineering for Gas Turbines&Power，2003，126（4）：955-964.

[3]Lewis P,willson M,Lock G D,et al.Effect of radial location of nozzles on performance preswirl systems:a computational and theoretical study[J].Journal of Power and Energy,2009,223（2）:179-190.

[4]Bricaud C，Richter B，Dullenkopf K，et al.Stereo PIV measurements in an enclosed rotor-rotor system with preswirled cooling air[J].Experiments in Fluids,2005,39(2)：202-212.

[5]Bricaud C，Geis T，Dullenkopf K，et al.Measurement and analysis of aerodynamic and thermodynamic losses in pre-swirl system arrangements[C]//ASME Turbo Expo 2007：Power for Land，Sea，and Air.2007：1115-1126.

[6]Yan Y，Gord M F，Lock G D，et al.Fluid dynamics of a preswirl rotor-stator system [J].Journal of Turbomachinery.2003,125(4):805-813.

[7]Javiya U，Chew J，Hills N.A comparative study of cascade vanes and drilled nozzle designs for pre-swirl[C]//ASME 2011 Turbo Expo：Turbine Technical Conference and Exposition.2011：913-920.

[8]Zhang F,Wang X,Liu G,et al.Computational fluid dynamics analysis for effect of length to diameter ratio of nozzles on performance of pre-swirl systems[J].J Power and Energy,2015,229（4）：381-392.

[9]Gupta A K，Ramerth D，Ramachandran D.Numerical simulation of TOBI flow:analysis of the cavity between a sealplate and HPT disc with pumping vane[C]//ASME Turbo Expo 2008：Power for Land，Sea，and Air.2008：1571-1578.

[10]Wu C，Vaisman B，Mc Cusker K.CFD analysis of HPT blade air delivery system with and without Impellers[C]//ASME 2011 Turbo Expo：Turbine Technical Conference and Exposition,2011：883-892.

[11]Tian S，Zhang Q，Liu H.CFD investigation of vane nozzle and impeller design for HPT blade cooling air delivery system［C］//ASME Turbo Expo 2013：Turbine TechnicalConference and Exposition.2013：V03AT15-A012.

[12]Jarzombek K，Benra F K，Dohmen H J.CFD analysis of flow in high radius pre-swirl system[R].ASME 2007-GT-27404.

[13]張建超，王鎖芳.帶導流片的徑向預旋系統(tǒng)流動結構數(shù)值研究[J].重慶理工大學學報，2014，28（1）:43-48.ZHANG jianchao，Wang suofang.Numerical investigation on flow structure of radial Pre-swirl System with deflector vanes[J].Journal of Chongqing University of Technology，2014，28（1）:43-48.(in Chinese)

[14]吳衡，劉高文，馮青，等.葉輪對預旋系統(tǒng)影響的數(shù)值研究[J].推進技術，2016,37（1）:57-64.WU heng，LIU gaowen，F(xiàn)ENG Qing，et al.Numerical simulations on effects of impellers in a pre-swirl system[J].Journal of Propulsion Technology，2016,37（1）:57-64.(in Chinese)

[15]張建超.冷氣預旋結構的溫降與流阻特性研究 [D].南京:南京航空航天大學，2014.ZHANG jianchao.Research on characteristic of temperature reduction and flow resistance of pre-swirl system[D].Nanjing：Nanjing University of Aeronautics and Astronautics，2014.(in Chinese)

[16]祝昭.轉(zhuǎn)/靜交界面處理方法研究及渦輪結構與氣動分析[D].南京:南京航空航天大學，2008．ZHU zhao.Investigation on Rotor/Stator interface processing method and analys is on configuration and aerodynamic of turbine[D].Naning:Nanjing University of Aeronautics and Astronautics，2008. (in Chinese)

Numerical Study on Influence of Width of Guide Vane on Performance of Pre-Swirl System

CHEN Fan1，WANG Suo-fang1，LI He2
（1.College of Energy and Power，Nanjing University of Aeronautics and Astronautics， Nanjing 210016， China；2.AECC Shenyang Engine Institute，Shenyang 110015，China）

In order to investigate the influence of the size of the guide vane on the performance of pre-swirl system，the RNG model was used to study the non-dimensional width of the guide vane which is equal to 0、0.1、0.2、0.4、0.6、0.8 and 1.0 under different rotating Reynolds number.The results show that the nozzle pressure ratio and temperature drop coefficient of the pre-swirl system can be enhanced by the guide vane， the magnitude of increase is higher with increase of the rotating Reynolds number； the nozzle pressure ratio and the temperature drop coefficient increase with the increase of the width of the guide vane at the high rotating Reynolds number，and when the dimensionless width of the guide vane is more than 0.6,it tends to be stable.When the dimensionless width of the guide vane is in the range of 0 to 0.2，the total pressure loss coefficient continually increase with the increase of the dimensionless width of the guide vane， and it is almost unchanged when the guide vane non-dimensional width is increased from 0.2 to 1.0.

pre-swirl system； guide vane；nozzle pressure ratio；temperature drop coefficient；total pressure loss coefficient

V 231.3

A

10.13477/j.cnki.aeroengine.2017.05.003

2017-03-27

陳帆（1992），男，在讀碩士研究生，研究方向為航空發(fā)動機熱端部件冷卻；E-mail：cf861921232@163.com。

陳帆，王鎖芳，李賀.導流葉片寬度對預旋系統(tǒng)性能影響的數(shù)值研究[J].航空發(fā)動機，2017，43（5）：14-20.CHEN Fan，WANG Suofang，LI he.Numerical study on influence of width of guide vane on performance of pre-swirl system[J].Aeroengine，2017，43（5）：14-20.

（編輯：李華文）