摘要
高压涡轮是航空发动机最为重要的部件之一，其工作效率对整台发动机具有较大影响。面对航空发动机高推重比，低油耗的需求，必须进行高压涡轮的精细化气动设计。叶顶泄漏流是涡轮动叶流场重要的二次流结构，涡轮动叶在旋转工作时与机匣之间的缝隙将产生叶顶泄漏流。高负荷涡轮叶片吸力面和压力面的极大压差成为泄漏流的驱动力，叶顶间隙成为泄漏流的发展空间，叶顶间隙的存在使一部分气流偏离涡轮设计的方向流动，进入叶顶间隙内横跨叶顶流动，从叶片吸力面流出间隙并与端区通道主流掺混。泄漏流参与组成泄漏涡、通道涡，引起的二次流损失是涡轮损失的重要组成部分，制约涡轮效率的进一步提高。因此开展泄漏流的流动机理研究和提出控制泄漏流的方法对提升涡轮性能，降低涡轮损失具有重要意义。 蜂窝结构因具有良好的封严特性，广泛应用在发动机的各种气路封严中。大量研究证实，将蜂窝结构布置在涡轮叶顶可以实现对泄漏流的有效控制。本文主要研究了变角度蜂窝叶顶结构和分区蜂窝叶顶结构对泄漏流场的影响及其应用下的叶栅二次流总压损失控制。以某型高负荷高压涡轮为研究对象，选定经优化过的复合蜂窝棱台结构为基准蜂窝结构来构建物理模型，将蜂窝排布的方式参数化，包含位置参数、角度参数、尺寸参数、分区参数，使用数值模拟和实验的方法研究蜂窝结构在叶顶的排布方式对泄漏流的抑制效果。 变角度叶顶蜂窝结构以排布角度为变量，优化得到抑制泄漏流最佳的蜂窝排布角度，对比分析了平叶顶，基准角度蜂窝叶顶，优化角度蜂窝叶顶对泄漏流的控制效果。研究表明蜂窝使叶顶流场更复杂，蜂窝结构产生了阻碍泄漏流运动的展向速度，蜂窝腔内旋涡消耗是减弱泄漏流的主要作用机理。叶顶泄漏流场的压力和速度分布是不均匀的，蜂窝排布角度的变化会影响其对泄漏流的抑制效果，40.65°的蜂窝排布方向可以更好地抑制泄漏流，在叶栅出口降低了6%的总压损失。分区叶顶结构将叶顶分成两个区域，分别布置不同参数的蜂窝，对比分析了两种不分区蜂窝叶顶和分区蜂窝叶顶控制的流场。结果表明前缘附近的泄漏流和中尾缘附近的泄漏流应使用不同的蜂窝抑制，各自区域内布置适合的蜂窝结构可以提升蜂窝对泄漏流的抑制效率，减少泄漏流损失。
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