Дослідження управління примежовим шаром в лопаткових вінцях компресорів є актуальним і становить практичний інтерес для вирішення завдання забезпечення газодинамічної стійкості компресорів газотурбінних двигунів. У роботі ставиться за мету дослідити вплив густини розміщення турбулизаторів на поверхні лопатки на рівень втрат при критичному режимі обтікання. У роботі досліджувалась течія в решітках аеродинамічних профілів з різною густиною розміщення турбулізаторів. Елементи штучної шорсткості розміщувалися на вхідній ділянці спинки лопатки, яка становила 30% площі поверхні лопатки. В роботі досліджувалися характеристики решіток профілів при коефіцієнті густини розміщення турбулізаторів 0,36; 0,24; 0,18. Форма елементів штучної шорсткості - півсфера. Використання елементів штучної шорсткості на вхідній ділянці спинки лопатки з коефіцієнтом густини розміщення 0,18...0,36 призводило до зниження значення коефіцієнта втрат повного тиску на максимальному режимі роботи решітки з 0,084 ... 0,12(для решіток з гладких лопаток) до 0,03 ... .0,041.
Исследование управления пограничным слоем в лопаточных венцах компрессоров является актуальным и представляет практический интерес для решения задачи обеспечения газодинамической устойчивости компрессоров газотурбинных двигателей. В работе ставиться цель исследовать влияние плотности размещения турбулизаторов на поверхности лопатки на уровень потерь при критическом режиме обтекания. В работе исследовалось течение в решетках аэродинамических профилей с различной плотностью размещения. Элементы искусственной шероховатости размещались на входном участке спинки лопатки, который составлял 30% площади поверхности лопатки. В работе исследовались характеристики решеток профилей при коэффициенте плотности размещения турбулизаторов 0,36; 0,24; 0,18. Форма элементов искусственной шероховатости – полусфера. Использование элементов искусственной шероховатости на входном участке спинки лопатки с коэффициентом плотности размещения 0,18…0,36 приводило к снижению значения коэффициента потерь полного давления на максимальном режиме работы решетки с 0,084…0,12 (для решеток из гладких лопаток) до 0,03….0,041.
The research of boundary layer control at compressor blade row is actually. It is practical interest to solve the problem of providing of gas-dynamic stability of compressors of gas turbine engines. Aim of work is to investigate the effect of the placement density of turbulators on blade surface at the loss level at the critical flow mode. Flow at airfoil cascade with different placement densities is studied in work. Roughness elements were placed at the entrance of the blade witch was 30% of the surface area of the blade. The characteristics of airfoil cascades at placement density coefficient 0.36, 0.24, 0.18 were investigated. Shape of roughness element is hemisphere. Using of roughness elements at the entrance of the blade with a placement density coefficient 0.18…0.36 lead to a decreasing in value of total pressure loss coefficient at critical flow mode from 0.084…0.12 (for cascade with smooth blades) to 0.03…0.041
