摘要
航空发动机向着高效率、低耗油率、高推重比方向发展，压气机需要在高效率、高压比以及高稳定工况下进行工作。叶顶间隙的存在会造成严重的叶尖泄漏流动，大量研究表明，压气机中损失主要是由叶项泄漏损失引起的。合理调控叶顶间隙流动会提高航空发动机的稳定性和气动性能。近年来，叶尖小翼作为一种被动控制间隙流方式受到了广泛的关注，深入研究压气机中应用叶尖小翼的作用效果以及作用机理，可以为发展控制间隙流动的途径奠定基础，主要工作如下: 首先，本文对跨声速风扇转子子NASA Rotor67加装不同安装方式的(压力面小翼、吸力面小翼）的叶尖小翼在不同工况下进行了数值研究，分析其气动特性，研究结果表明四种宽度的压力面叶尖小翼分别使跨声速风扇转子的流量稳定裕度增加28.5％、33.9％、51.1％、56.9％。跨声速风扇转子泄漏涡与激波作用之后叶顶泄漏涡并没有破碎，涡/波干涉是失稳的主要原因。压力面小翼降低了风扇转子的叶顶泄漏涡强度，减弱了泄漏涡与激波相互干涉的强度，使得叶尖激波/泄漏涡干涉后形成的流体阻塞区面积减小，提高了风扇转子叶尖的通流能力，从而提高了风扇转子的流量稳定裕度。 然后，在变间隙(小间隙0.25％chord、设计间隙1.1％chord、大间隙2.25％chord)工况下，间隙越大泄漏强度越强，小间隙工况时，造成跨声速风扇转子失速主要是由于涡/波干涉作用和转子吸力面较大的附面层分离，压力面小翼使流量稳定裕度增加32.9％，总压比和最高等熵效率都略有下降。在小间隙工况下机理扩稳主要是削弱了涡/波干涉作用，叶尖小翼对风扇转子吸力面的附面层分离影响较小。大间隙工况时，压力面小翼使流量稳定裕度增加了47.7％，风扇转子的总压比和最高等熵效率都有降低。大间隙工况下压力面叶尖小翼扩稳原理与设计工况下的扩稳原理类似，即通过削弱涡/波干涉强度。叶尖间隙越大，压力面叶尖小翼对涡/波干涉作用减弱效果越明显。 最后，在变工况（100％设计转速、80％设计转速、60％设计转速）条件下进行有/无叶尖小翼的气动特性的探讨，研究表明在100％转速以及80％转速时，泄漏涡并没有破碎，影响风扇转子失速的原因主要是由于风扇转子叶尖区域激波与叶尖泄漏涡的干涉作用，使涡/干涉形成的低能流体堵塞了风扇转子通道内的流动。在60％转速时，泄漏涡发生破碎，诱导跨声速风扇转子失速的原因主要是泄漏涡从相邻叶片的前缘溢出。100％转速和80％转速时，叶尖小翼减弱激波与泄漏涡干涉的强度，减小了激波与泄漏涡干涉作用后低马赫数区域，使通道内流动更加顺畅。而60％转速时，压力面叶尖小翼的扩稳原因在于不仅减弱了涡/波的干涉强度而且还减弱叶尖三维分离程度。
NETL