小翼寬度對矩形擴壓葉柵氣動性能的影響及優(yōu)化策略研究一、引言1.1研究背景與意義在現(xiàn)代航空工業(yè)中，航空發(fā)動機作為飛機的核心動力裝置，其性能的優(yōu)劣直接決定了飛機的飛行性能、可靠性與經(jīng)濟性。壓氣機作為航空發(fā)動機的三大核心部件之一，在整個發(fā)動機系統(tǒng)中扮演著至關(guān)重要的角色。它的主要功能是對進入發(fā)動機的空氣進行壓縮，提高空氣的壓力和溫度，為后續(xù)的燃燒過程提供高壓空氣，從而顯著提升發(fā)動機的熱效率和推力。隨著航空技術(shù)的飛速發(fā)展，飛機對發(fā)動機的性能要求日益嚴苛，這就對壓氣機的性能提出了更高的挑戰(zhàn)，研發(fā)高性能的壓氣機成為航空領(lǐng)域的關(guān)鍵任務(wù)之一。在壓氣機的諸多性能影響因素中，葉頂間隙泄漏流動問題是制約其性能提升的關(guān)鍵瓶頸。由于壓氣機葉頂與機匣之間不可避免地存在一定間隙，在葉片壓力面與吸力面之間的壓差驅(qū)動下，會產(chǎn)生從壓力面?zhèn)攘飨蛭γ鎮(zhèn)鹊娜~頂泄漏流動。這種泄漏流動不僅會導(dǎo)致葉頂間隙損失的增加，還會引發(fā)堵塞效應(yīng)，嚴重降低壓氣機的效率，削弱其壓升能力，并對壓氣機的穩(wěn)定工作裕度產(chǎn)生負面影響。據(jù)相關(guān)研究表明，葉頂泄漏流動所造成的損失在壓氣機總損失中占據(jù)相當大的比例，對壓氣機性能的影響不容忽視。因此，尋找有效的方法來控制壓氣機葉頂?shù)男孤┝鲃樱蔀榱颂岣邏簹鈾C性能的關(guān)鍵所在。葉尖小翼技術(shù)作為一種新興的葉頂間隙泄漏流動控制方法，近年來受到了國內(nèi)外學(xué)者的廣泛關(guān)注。葉尖小翼是安裝在葉片頂部的小型翼面結(jié)構(gòu)，通過合理設(shè)計其形狀、尺寸和安裝位置，可以對葉頂泄漏流動進行有效的調(diào)控，從而改善壓氣機的氣動性能。相關(guān)研究成果表明，葉尖小翼能夠改變?nèi)~頂區(qū)域的流場結(jié)構(gòu)，抑制葉頂泄漏渦的形成和發(fā)展，減少流動損失，進而提高壓氣機的效率和穩(wěn)定工作裕度。例如，在一些實驗研究中，安裝葉尖小翼后，壓氣機的總壓損失系數(shù)明顯降低，效率得到顯著提升。在眾多影響葉尖小翼控制效果的因素中，小翼寬度是一個關(guān)鍵參數(shù)。不同寬度的葉尖小翼會對葉頂流場產(chǎn)生不同的影響，進而對壓氣機矩形葉柵的氣動性能產(chǎn)生顯著差異。然而，目前關(guān)于不同寬度小翼對矩形擴壓葉柵氣動性能影響的研究還不夠深入和系統(tǒng)，許多關(guān)鍵問題仍有待進一步探索和解決。例如，不同寬度小翼在不同工況下對葉柵總壓損失系數(shù)、流場結(jié)構(gòu)以及旋渦強度等氣動性能參數(shù)的具體影響規(guī)律尚不明確；如何根據(jù)實際工況選擇最優(yōu)的小翼寬度，以實現(xiàn)壓氣機氣動性能的最大化提升，也缺乏深入的研究和分析。因此，深入研究不同寬度小翼對矩形擴壓葉柵氣動性能的影響具有重要的理論意義和實際應(yīng)用價值。從理論層面來看，這一研究有助于揭示葉尖小翼與葉頂泄漏流動之間的相互作用機理，豐富和完善壓氣機氣動熱力學(xué)理論體系，為壓氣機的設(shè)計和優(yōu)化提供堅實的理論基礎(chǔ)。通過對不同寬度小翼作用下葉柵流場的詳細分析，可以深入了解葉頂泄漏流動的形成、發(fā)展和演化規(guī)律，以及葉尖小翼對其調(diào)控的內(nèi)在機制，從而為進一步優(yōu)化葉尖小翼設(shè)計提供理論指導(dǎo)。從實際應(yīng)用角度而言，該研究成果對于指導(dǎo)壓氣機的設(shè)計和優(yōu)化具有重要的參考價值，能夠幫助工程師們更加科學(xué)、合理地設(shè)計葉尖小翼，提高壓氣機的性能，進而提升航空發(fā)動機的整體性能，滿足現(xiàn)代航空工業(yè)對高性能發(fā)動機的迫切需求。在航空發(fā)動機的設(shè)計過程中，工程師們可以根據(jù)具體的設(shè)計要求和工況條件，參考本研究中關(guān)于不同寬度小翼對氣動性能影響的規(guī)律，選擇最合適的小翼寬度，以達到降低壓氣機總壓損失、提高效率和穩(wěn)定工作裕度的目的，從而提高航空發(fā)動機的性能和可靠性，降低燃油消耗和運營成本。1.2國內(nèi)外研究現(xiàn)狀壓氣機作為航空發(fā)動機的關(guān)鍵部件，其性能提升一直是航空領(lǐng)域的研究重點。葉尖小翼技術(shù)作為一種控制葉頂泄漏流動、改善壓氣機性能的有效手段，受到了國內(nèi)外學(xué)者的廣泛關(guān)注。眾多研究聚焦于葉尖小翼對壓氣機葉柵氣動性能的影響，不同寬度小翼的相關(guān)研究也取得了一定進展。國外在葉尖小翼對壓氣機葉柵氣動性能影響的研究起步較早。早期，一些學(xué)者通過實驗和數(shù)值模擬相結(jié)合的方法，對葉尖小翼的基本作用機理進行了探索，發(fā)現(xiàn)葉尖小翼能夠改變?nèi)~頂流場結(jié)構(gòu)，抑制葉頂泄漏渦的發(fā)展，從而降低流動損失。在不同寬度小翼的研究方面，部分研究表明，小翼寬度的變化會對葉柵的氣動性能產(chǎn)生顯著影響。例如，有研究通過改變小翼寬度，觀察到隨著小翼寬度增加，葉頂泄漏渦的強度先減小后增大，在某一特定寬度下，葉柵的總壓損失達到最小值，氣動性能得到優(yōu)化。然而，這些研究多集中在特定工況和葉柵模型下，對于不同工況和復(fù)雜葉柵結(jié)構(gòu)的普適性規(guī)律研究還不夠深入。國內(nèi)學(xué)者在該領(lǐng)域的研究近年來也取得了豐碩成果。通過數(shù)值模擬和實驗研究，深入分析了葉尖小翼對壓氣機葉柵氣動性能的影響機制。在不同寬度小翼的研究中，有研究發(fā)現(xiàn)，對于壓力面小翼，隨著寬度增大，葉柵總壓損失系數(shù)先增大后減小，存在一個最佳寬度使得葉柵氣動性能最優(yōu)；而對于吸力面小翼，總壓損失系數(shù)隨寬度增大一直呈減小趨勢，但減小幅度相對較小。還有研究從流場結(jié)構(gòu)和旋渦強度等角度分析不同寬度小翼的影響，指出小翼寬度的改變會影響葉頂泄漏渦與通道渦的相互作用，進而影響葉柵的整體性能。但目前國內(nèi)研究在不同寬度小翼與其他葉尖小翼參數(shù)（如安裝位置、形狀等）的協(xié)同優(yōu)化方面，還存在一定的研究空白。盡管國內(nèi)外在葉尖小翼對壓氣機葉柵氣動性能影響方面取得了一定成果，但關(guān)于不同寬度小翼的研究仍存在不足。一方面，現(xiàn)有的研究大多是在特定的實驗條件或數(shù)值模擬環(huán)境下進行的，對于不同工況（如不同馬赫數(shù)、雷諾數(shù)等）以及不同類型壓氣機葉柵的通用性研究較少，難以形成統(tǒng)一的理論和設(shè)計準則。另一方面，對于不同寬度小翼在復(fù)雜流動條件下（如非定常流動、多相流等）的性能表現(xiàn)，以及小翼寬度與其他葉尖小翼設(shè)計參數(shù)的綜合優(yōu)化研究還不夠充分，無法全面滿足實際工程應(yīng)用的需求。因此，深入研究不同寬度小翼對矩形擴壓葉柵氣動性能的影響，填補現(xiàn)有研究的空白，具有重要的理論意義和實際應(yīng)用價值。1.3研究內(nèi)容與方法本研究將綜合運用實驗研究與數(shù)值模擬兩種方法，深入探究不同寬度小翼對矩形擴壓葉柵氣動性能的影響，具體研究內(nèi)容如下：實驗研究：搭建實驗平臺，選用高亞聲速風(fēng)洞作為實驗設(shè)備，將由葉片拼裝而成的矩形擴壓葉柵作為實驗樣品。利用紅外測溫儀、高精度壓力傳感器等工具，測量多種葉柵在不同攻角、不同葉頂間隙大小和不同小翼寬度下的葉柵上端壁壁面靜壓云圖，獲取壁面靜壓分布情況，分析壓力變化規(guī)律；測量上半葉高出口截面二次流流線，清晰呈現(xiàn)二次流的流動軌跡，揭示二次流的形成與發(fā)展機制；測量總壓損失系數(shù)分布，準確評估葉柵的能量損失程度，為分析小翼對葉柵氣動性能的影響提供關(guān)鍵數(shù)據(jù)。通過這些實驗測量，全面了解不同工況下葉柵的流動特性和氣動性能變化。數(shù)值模擬：采用計算流體力學(xué)（CFD）軟件對實驗葉柵進行數(shù)值模擬，研究其攻角特性。通過模擬不同攻角下葉柵的流場，分析氣流在葉柵中的流動情況，包括流速、壓力分布等參數(shù)的變化，深入探究攻角對葉柵氣動性能的影響規(guī)律。同時，對不同實驗葉柵流道內(nèi)部的旋渦結(jié)構(gòu)進行詳細分析，觀察旋渦的生成位置、發(fā)展趨勢以及與小翼之間的相互作用，揭示旋渦結(jié)構(gòu)對葉柵總壓損失系數(shù)和氣動性能的影響機制。通過數(shù)值模擬，能夠獲得更詳細的流場信息，與實驗結(jié)果相互驗證和補充，為研究提供更全面的依據(jù)。本研究通過實驗和數(shù)值模擬相結(jié)合的方式，從多個角度深入研究不同寬度小翼對矩形擴壓葉柵氣動性能的影響，為壓氣機的設(shè)計和優(yōu)化提供理論支持和實踐指導(dǎo)。二、矩形擴壓葉柵與葉尖小翼概述2.1矩形擴壓葉柵工作原理與特點矩形擴壓葉柵作為壓氣機的關(guān)鍵組成部分，在航空發(fā)動機的空氣壓縮過程中發(fā)揮著不可或缺的作用。其工作原理基于氣體動力學(xué)的基本原理，主要通過改變氣流的速度和壓力來實現(xiàn)空氣的壓縮。當氣流進入矩形擴壓葉柵時，由于葉柵通道的特殊形狀設(shè)計，氣流在通道內(nèi)的流動面積逐漸擴大。根據(jù)連續(xù)性方程，在質(zhì)量流量守恒的前提下，氣流速度會隨著流動面積的增大而逐漸降低。與此同時，根據(jù)伯努利方程，氣流的靜壓會相應(yīng)升高。這是因為在理想情況下，氣流的總能量保持不變，當動能（與速度相關(guān)）減小時，靜壓能（與壓力相關(guān)）就會增加。通過這種方式，矩形擴壓葉柵實現(xiàn)了對氣流的減速擴壓過程，從而提高了空氣的壓力，為后續(xù)的燃燒過程提供了高壓空氣。在壓氣機中，矩形擴壓葉柵通常由多排葉片按照一定的規(guī)律排列組成。每一排葉片都承擔著對氣流的壓縮作用，多排葉片的協(xié)同工作使得空氣能夠逐步被壓縮到所需的壓力水平。矩形擴壓葉柵的工作特點主要體現(xiàn)在以下幾個方面：高效壓縮：矩形擴壓葉柵通過合理的葉片設(shè)計和布局，能夠有效地引導(dǎo)氣流流動，實現(xiàn)對氣流的高效壓縮。在葉柵通道內(nèi)，氣流能夠較為順暢地流動，減少了流動損失，提高了壓縮效率。例如，一些先進的矩形擴壓葉柵采用了特殊的葉型設(shè)計，如彎曲葉片、可控擴散葉型等，這些設(shè)計能夠優(yōu)化氣流在葉柵內(nèi)的流動，降低附面層分離和激波損失，從而提高葉柵的壓縮效率。穩(wěn)定運行：矩形擴壓葉柵具有較好的穩(wěn)定性，能夠在一定的工況范圍內(nèi)穩(wěn)定工作。在設(shè)計工況下，葉柵能夠保證氣流的均勻流動和穩(wěn)定壓縮，為壓氣機的正常運行提供了保障。即使在偏離設(shè)計工況時，通過合理的調(diào)節(jié)和控制，矩形擴壓葉柵仍能保持一定的性能，確保壓氣機的穩(wěn)定運行。例如，在壓氣機的變工況運行過程中，可以通過調(diào)節(jié)葉片的角度、改變氣流的進氣條件等方式，使矩形擴壓葉柵適應(yīng)不同的工況需求，維持穩(wěn)定的壓縮性能。結(jié)構(gòu)緊湊：矩形擴壓葉柵的結(jié)構(gòu)相對緊湊，占用空間較小，這對于航空發(fā)動機的設(shè)計和制造具有重要意義。在有限的發(fā)動機空間內(nèi)，緊湊的葉柵結(jié)構(gòu)能夠有效地提高空氣壓縮效率，同時減少發(fā)動機的重量和體積，提高發(fā)動機的性能和經(jīng)濟性。例如，在一些小型航空發(fā)動機中，矩形擴壓葉柵的緊湊結(jié)構(gòu)設(shè)計能夠使其在較小的空間內(nèi)實現(xiàn)高效的空氣壓縮，滿足發(fā)動機對緊湊性和高性能的要求。然而，矩形擴壓葉柵在工作過程中也面臨著一些挑戰(zhàn)。其中，葉頂間隙泄漏流動問題是影響其性能的關(guān)鍵因素之一。由于葉頂與機匣之間存在間隙，在葉片壓力面與吸力面的壓差作用下，會產(chǎn)生葉頂泄漏流動。這種泄漏流動不僅會導(dǎo)致能量損失增加，降低葉柵的效率，還可能引發(fā)流動不穩(wěn)定，影響壓氣機的穩(wěn)定工作裕度。例如，在高負荷工況下，葉頂泄漏流動可能會加劇，導(dǎo)致葉柵內(nèi)的流場惡化，出現(xiàn)分離和堵塞現(xiàn)象，從而嚴重影響壓氣機的性能。因此，如何有效地控制葉頂間隙泄漏流動，成為提高矩形擴壓葉柵性能的關(guān)鍵問題之一。2.2葉尖小翼結(jié)構(gòu)與作用機制葉尖小翼作為一種安裝在葉片頂端的小型翼面結(jié)構(gòu)，在改善矩形擴壓葉柵氣動性能方面發(fā)揮著關(guān)鍵作用。其結(jié)構(gòu)設(shè)計通常較為精巧，主要由翼型、翼展和安裝角度等參數(shù)決定。翼型的選擇需依據(jù)具體的氣動需求，常見的翼型有NACA系列等，不同翼型具有不同的氣動特性，會對小翼的性能產(chǎn)生顯著影響。翼展即小翼的寬度，是本研究的關(guān)鍵參數(shù)，其大小直接關(guān)系到小翼對葉頂流場的控制效果。安裝角度則決定了小翼與葉片的相對位置關(guān)系，合適的安裝角度能夠使小翼更好地發(fā)揮作用。葉尖小翼的作用機制主要圍繞對葉頂泄漏流動的有效控制展開。在矩形擴壓葉柵中，由于葉片壓力面與吸力面之間存在明顯的壓差，在葉頂間隙處會產(chǎn)生從壓力面流向吸力面的泄漏流動。這種泄漏流動會引發(fā)一系列不良后果，如形成葉頂泄漏渦，導(dǎo)致能量損失增加，降低葉柵的效率，影響其穩(wěn)定工作裕度。葉尖小翼的存在能夠改變?nèi)~頂區(qū)域的流場結(jié)構(gòu)，從而有效削弱泄漏渦的強度。具體而言，當氣流流經(jīng)葉尖小翼時，小翼會對氣流產(chǎn)生擾動，使得壓力面?zhèn)鹊臍饬髟谛∫淼淖饔孟?，流動方向發(fā)生改變，從而減少了向吸力面?zhèn)鹊男孤┝?。這就如同在葉頂間隙處設(shè)置了一道屏障，阻擋了部分泄漏氣流，進而抑制了葉頂泄漏渦的形成和發(fā)展。此外，葉尖小翼還能夠通過與葉頂泄漏渦的相互作用，改變渦的運動軌跡和能量分布。在一些情況下，葉尖小翼能夠使葉頂泄漏渦的中心位置發(fā)生偏移，使其遠離葉片吸力面，從而減少了泄漏渦對吸力面邊界層的干擾，降低了邊界層分離的風(fēng)險，進一步提高了葉柵的氣動性能。例如，在某研究中，通過數(shù)值模擬觀察到安裝葉尖小翼后，葉頂泄漏渦的強度明顯減弱，渦的尺寸也有所減小，葉柵的總壓損失系數(shù)降低，效率得到了顯著提升。葉尖小翼通過其獨特的結(jié)構(gòu)設(shè)計和作用機制，對矩形擴壓葉柵的葉頂泄漏流動進行了有效的控制，為改善葉柵的氣動性能提供了一種可行的方法。2.3小翼寬度研究的關(guān)鍵參數(shù)在研究不同寬度小翼對矩形擴壓葉柵氣動性能的影響時，明確與小翼寬度相關(guān)的關(guān)鍵參數(shù)至關(guān)重要。這些參數(shù)不僅是描述小翼幾何特征的重要指標，更是深入探究小翼作用機制和影響規(guī)律的基礎(chǔ)。在本研究中，小翼寬度通常以葉片厚度和葉片弦長為基準進行表示。以葉片厚度為基準時，將小翼寬度表示為葉片厚度的倍數(shù)，如1倍葉片厚度、1.5倍葉片厚度等。這種表示方法能夠直觀地反映小翼寬度與葉片自身結(jié)構(gòu)尺寸的相對關(guān)系，有助于分析小翼寬度在葉片結(jié)構(gòu)體系中的占比變化對氣動性能的影響。以葉片弦長為基準時，將小翼寬度表示為葉片弦長的百分比，如5%弦長、10%弦長等。由于弦長是葉片的重要幾何參數(shù)，與氣流在葉片表面的流動特性密切相關(guān)，因此以弦長為基準表示小翼寬度，能夠更好地體現(xiàn)小翼在葉片流場中的相對位置和作用范圍。這些參數(shù)對研究具有多方面的重要性。從實驗研究角度來看，在搭建實驗平臺和制備實驗樣品時，準確確定小翼寬度的參數(shù)是保證實驗精度和可靠性的關(guān)鍵。只有按照精確的參數(shù)制造不同寬度的小翼，才能在實驗中準確測量和分析不同小翼寬度下矩形擴壓葉柵的氣動性能變化，為后續(xù)的研究提供可靠的數(shù)據(jù)支持。在數(shù)值模擬研究中，這些參數(shù)是構(gòu)建計算模型的基礎(chǔ)輸入。通過在CFD軟件中準確設(shè)置小翼寬度的參數(shù)，能夠模擬出不同寬度小翼作用下葉柵內(nèi)部復(fù)雜的流場情況，如流速分布、壓力分布、旋渦結(jié)構(gòu)等，從而深入分析小翼寬度對葉柵氣動性能的影響機制。從理論分析角度而言，這些關(guān)鍵參數(shù)為建立小翼與葉柵氣動性能之間的數(shù)學(xué)關(guān)系提供了依據(jù)。通過對不同參數(shù)下實驗和數(shù)值模擬結(jié)果的分析，可以建立起描述小翼寬度與葉柵總壓損失系數(shù)、效率、穩(wěn)定工作裕度等氣動性能參數(shù)之間的數(shù)學(xué)模型，為進一步優(yōu)化葉柵設(shè)計和預(yù)測葉柵性能提供理論工具。例如，通過數(shù)據(jù)分析可能發(fā)現(xiàn)小翼寬度與總壓損失系數(shù)之間存在某種函數(shù)關(guān)系，如二次函數(shù)關(guān)系，這將有助于工程師在設(shè)計葉柵時，根據(jù)所需的氣動性能指標，快速準確地確定小翼的最佳寬度。三、研究方案設(shè)計3.1實驗設(shè)計3.1.1實驗裝置搭建本實驗搭建了一套高精度的實驗平臺，以確保能夠準確測量和分析不同寬度小翼對矩形擴壓葉柵氣動性能的影響。實驗平臺主要由風(fēng)洞、葉柵模型、測量儀器等部分組成。實驗選用高亞聲速風(fēng)洞作為主要設(shè)備，該風(fēng)洞能夠提供穩(wěn)定且可控的氣流環(huán)境，滿足實驗對不同風(fēng)速和壓力條件的要求。風(fēng)洞的試驗段尺寸為[X]mm×[Y]mm×[Z]mm，氣流速度范圍為[V1]m/s-[V2]m/s，可精確模擬矩形擴壓葉柵在實際工作中的氣流工況。通過調(diào)節(jié)風(fēng)洞的進氣和排氣系統(tǒng)，可以實現(xiàn)對氣流速度、壓力和溫度等參數(shù)的精確控制，為實驗提供穩(wěn)定可靠的氣流條件。實驗葉柵模型由多個葉片按照特定的排列方式拼裝而成，形成矩形擴壓葉柵結(jié)構(gòu)。葉片采用航空鋁合金材料制造，這種材料具有良好的強度和耐腐蝕性，能夠在實驗條件下保持穩(wěn)定的形狀和性能。葉片的幾何參數(shù)經(jīng)過精確設(shè)計和加工，弦長為[L]mm，安裝角為[α]°，葉高為[H]mm，以確保葉柵模型的準確性和可靠性。在葉柵模型的設(shè)計過程中，充分考慮了葉片的形狀、間距和排列方式等因素，以模擬實際壓氣機中的矩形擴壓葉柵工作狀態(tài)。同時，為了便于安裝和拆卸不同寬度的小翼，葉柵模型采用了模塊化設(shè)計，方便在實驗過程中進行更換和調(diào)整。測量儀器方面，采用了多種高精度的儀器設(shè)備。利用紅外測溫儀對葉柵表面溫度進行實時監(jiān)測，確保實驗過程中葉柵的溫度在合理范圍內(nèi)，避免因溫度變化對實驗結(jié)果產(chǎn)生影響。使用高精度壓力傳感器測量葉柵流道內(nèi)的靜壓和總壓分布，壓力傳感器的精度達到±[ΔP]Pa，能夠準確捕捉流道內(nèi)壓力的微小變化。采用熱線風(fēng)速儀測量氣流速度，其測量精度為±[ΔV]m/s，可精確獲取氣流在葉柵內(nèi)的速度分布情況。在葉柵上端壁布置靜壓測點，通過引壓管將靜壓信號傳輸至壓力傳感器進行測量，以獲取壁面靜壓云圖。在上半葉高出口截面布置多點測量裝置，測量二次流流線和總壓損失系數(shù)分布，多點測量裝置采用高精度的壓力傳感器和熱線風(fēng)速儀，能夠同時測量多個點的壓力和速度信息，從而準確繪制二次流流線和總壓損失系數(shù)分布曲線。實驗裝置搭建完成后，對各部分設(shè)備進行了嚴格的調(diào)試和校準，確保實驗數(shù)據(jù)的準確性和可靠性。通過多次實驗測試，驗證了實驗裝置能夠穩(wěn)定運行，滿足實驗研究的要求。在調(diào)試過程中，對風(fēng)洞的氣流參數(shù)進行了校準，確保風(fēng)速、壓力和溫度的測量精度；對測量儀器進行了標定，保證其測量準確性。同時，對葉柵模型的安裝和固定進行了檢查，確保葉柵模型在實驗過程中不會發(fā)生位移或振動，影響實驗結(jié)果。3.1.2實驗工況設(shè)定為全面研究不同寬度小翼對矩形擴壓葉柵氣動性能的影響，本實驗設(shè)定了多種實驗工況，主要包括不同攻角、葉頂間隙大小和小翼寬度。攻角作為影響葉柵氣動性能的重要參數(shù)，其變化會導(dǎo)致氣流在葉柵內(nèi)的流動狀態(tài)發(fā)生顯著改變。本實驗選取攻角范圍為[-α1]°-[α2]°，以[Δα]°為間隔，共設(shè)置[X]個攻角工況。選擇這一攻角范圍的依據(jù)是，在實際壓氣機運行過程中，葉片會面臨不同的進氣角度，通過研究這一范圍內(nèi)攻角的變化對葉柵氣動性能的影響，可以更全面地了解葉柵在不同工況下的工作特性。例如，在航空發(fā)動機的啟動和加速過程中，壓氣機葉片的攻角會發(fā)生較大變化，通過實驗研究不同攻角下葉柵的性能，可以為發(fā)動機的設(shè)計和優(yōu)化提供重要參考。葉頂間隙大小對葉頂泄漏流動和葉柵氣動性能有著關(guān)鍵影響。本實驗設(shè)置葉頂間隙大小分別為[δ1]mm、[δ2]mm和[δ3]mm，覆蓋了實際壓氣機中常見的葉頂間隙范圍。在實際壓氣機中，由于制造工藝和運行條件的限制，葉頂間隙大小會存在一定的波動，通過研究不同葉頂間隙下葉柵的性能，可以評估葉頂間隙對葉柵氣動性能的影響程度，為壓氣機的制造和維護提供指導(dǎo)。例如，當葉頂間隙過大時，葉頂泄漏流動會加劇，導(dǎo)致葉柵效率降低，通過實驗研究不同葉頂間隙下的葉柵性能，可以確定合理的葉頂間隙范圍，以保證壓氣機的高效運行。小翼寬度是本實驗的核心研究參數(shù)，設(shè)置小翼寬度分別為[w1]mm（0.5倍葉片厚度）、[w2]mm（1倍葉片厚度）、[w3]mm（1.5倍葉片厚度）、[w4]mm（2倍葉片厚度）。選擇這些小翼寬度的依據(jù)是，在前期的理論分析和數(shù)值模擬研究中，發(fā)現(xiàn)小翼寬度在一定范圍內(nèi)變化時，對葉頂泄漏流動和葉柵氣動性能的影響較為顯著。通過研究不同寬度小翼對葉柵氣動性能的影響，可以確定最佳的小翼寬度，以實現(xiàn)對葉頂泄漏流動的有效控制和葉柵氣動性能的優(yōu)化。例如，通過前期的研究發(fā)現(xiàn)，當小翼寬度過小時，對葉頂泄漏流動的控制效果不明顯；而當小翼寬度過大時，可能會導(dǎo)致額外的流動損失，因此選擇上述不同寬度的小翼進行實驗研究，以確定最佳的小翼寬度范圍。通過組合不同的攻角、葉頂間隙大小和小翼寬度，共形成[X]種實驗工況。在每種工況下，均進行多次重復(fù)實驗，以確保實驗數(shù)據(jù)的準確性和可靠性。每次實驗采集的數(shù)據(jù)包括葉柵上端壁壁面靜壓云圖、上半葉高出口截面二次流流線和總壓損失系數(shù)分布等。通過對這些數(shù)據(jù)的分析，可以深入了解不同寬度小翼在不同工況下對矩形擴壓葉柵氣動性能的影響規(guī)律。例如，在不同攻角和葉頂間隙大小下，對比不同寬度小翼的葉柵總壓損失系數(shù)，可以確定在何種工況下哪種寬度的小翼能夠最有效地降低葉柵的總壓損失，提高葉柵的氣動性能。3.1.3測量參數(shù)與方法在實驗過程中，需要準確測量多個關(guān)鍵參數(shù)，以深入研究不同寬度小翼對矩形擴壓葉柵氣動性能的影響。主要測量參數(shù)包括葉柵上端壁壁面靜壓云圖、上半葉高出口截面二次流流線和總壓損失系數(shù)分布。葉柵上端壁壁面靜壓云圖能夠直觀地反映壁面壓力分布情況，對于分析葉頂泄漏流動和葉柵氣動性能具有重要意義。采用在葉柵上端壁布置靜壓測點的方法進行測量，測點均勻分布在葉柵上端壁表面，間距為[Δx]mm×[Δy]mm。通過高精度壓力傳感器連接靜壓測點，將靜壓信號轉(zhuǎn)換為電信號，并傳輸至數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)進行采集和處理。利用專業(yè)的數(shù)據(jù)處理軟件，根據(jù)采集到的靜壓數(shù)據(jù)繪制壁面靜壓云圖，清晰地展示壁面壓力的分布特征。在布置靜壓測點時，充分考慮了葉頂區(qū)域的流動復(fù)雜性，加密了葉頂附近的測點分布，以更準確地捕捉葉頂泄漏流動對壁面壓力的影響。同時，對壓力傳感器進行了嚴格的校準和標定，確保測量數(shù)據(jù)的準確性。上半葉高出口截面二次流流線能夠揭示二次流的流動軌跡，有助于深入理解葉柵內(nèi)部的復(fù)雜流動結(jié)構(gòu)。采用五孔探針測量上半葉高出口截面的氣流速度和方向。五孔探針能夠同時測量氣流的總壓、靜壓、速度和方向等參數(shù)，通過將五孔探針沿上半葉高出口截面進行逐點掃描，獲取各點的氣流參數(shù)數(shù)據(jù)。根據(jù)測量得到的氣流速度和方向數(shù)據(jù)，利用流線追蹤算法，繪制出二次流流線，清晰地展示二次流的流動形態(tài)和發(fā)展趨勢。在使用五孔探針進行測量時，對探針的安裝和校準進行了嚴格的控制，確保探針能夠準確測量氣流參數(shù)。同時，采用多次測量取平均值的方法，提高測量數(shù)據(jù)的可靠性?？倝簱p失系數(shù)分布是評估葉柵能量損失程度的關(guān)鍵指標，對于分析葉柵氣動性能至關(guān)重要。通過測量葉柵進出口的總壓和靜壓，利用總壓損失系數(shù)計算公式Y(jié)_{p}=\frac{p_{t1}-p_{t2}}{p_{t1}-p_{s1}}（其中p_{t1}為進口總壓，p_{t2}為出口總壓，p_{s1}為進口靜壓）計算總壓損失系數(shù)。在葉柵進口和出口分別布置總壓測點和靜壓測點，通過高精度壓力傳感器測量各測點的壓力值，并將數(shù)據(jù)傳輸至數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)進行處理。根據(jù)測量得到的壓力數(shù)據(jù)，計算出不同位置的總壓損失系數(shù)，繪制總壓損失系數(shù)分布曲線，直觀地展示葉柵內(nèi)總壓損失的分布情況。在測量過程中，對壓力傳感器的精度和穩(wěn)定性進行了嚴格的檢查和校準，確保測量數(shù)據(jù)的準確性。同時，對測量位置進行了合理的選擇，以全面反映葉柵內(nèi)的總壓損失情況。通過以上測量參數(shù)和方法，能夠全面、準確地獲取不同寬度小翼作用下矩形擴壓葉柵的氣動性能數(shù)據(jù)，為后續(xù)的數(shù)據(jù)分析和研究提供堅實的基礎(chǔ)。在數(shù)據(jù)測量和采集過程中，嚴格遵守實驗操作規(guī)程，確保實驗數(shù)據(jù)的可靠性和重復(fù)性。同時，對測量設(shè)備進行定期維護和校準，保證設(shè)備的正常運行和測量精度。三、研究方案設(shè)計3.2數(shù)值模擬設(shè)置3.2.1計算模型建立依據(jù)實驗葉柵的精確幾何參數(shù)，在專業(yè)的三維建模軟件中構(gòu)建數(shù)值計算模型。該模型嚴格按照實驗葉柵的尺寸、形狀和結(jié)構(gòu)進行設(shè)計，確保模型與實際葉柵的高度一致性。在建模過程中，充分考慮葉片的葉型、弦長、安裝角、葉高以及葉尖小翼的各項參數(shù)，如翼型、寬度、安裝角度等，對每個細節(jié)都進行精確繪制和設(shè)定。網(wǎng)格劃分是數(shù)值模擬的關(guān)鍵環(huán)節(jié)，直接影響計算結(jié)果的準確性和計算效率。采用結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格對計算域進行劃分，這種網(wǎng)格具有規(guī)則的排列方式和良好的正交性，能夠提高計算精度和收斂速度。在葉片表面和葉尖小翼表面，進行網(wǎng)格加密處理，以更好地捕捉邊界層內(nèi)的流動細節(jié)。邊界層內(nèi)的流動變化劇烈，加密網(wǎng)格能夠更準確地模擬氣流在這些區(qū)域的速度、壓力和溫度等參數(shù)的變化。在葉柵通道內(nèi)，根據(jù)氣流的流動特性，合理調(diào)整網(wǎng)格疏密程度，在流動變化較大的區(qū)域，如葉頂間隙附近和葉片尾緣，適當加密網(wǎng)格，以提高對復(fù)雜流動的模擬能力。通過網(wǎng)格無關(guān)性驗證，確定了合適的網(wǎng)格數(shù)量，確保計算結(jié)果不受網(wǎng)格數(shù)量的影響。在網(wǎng)格無關(guān)性驗證過程中，逐步增加網(wǎng)格數(shù)量，對比不同網(wǎng)格數(shù)量下的計算結(jié)果，當計算結(jié)果的變化小于一定閾值時，認為此時的網(wǎng)格數(shù)量滿足計算要求。邊界條件的設(shè)定對于數(shù)值模擬的準確性至關(guān)重要。在進口邊界，設(shè)定為總壓邊界條件，根據(jù)實驗工況，輸入準確的進口總壓值和進口氣流角度，以模擬實際的進氣條件。在出口邊界，設(shè)定為靜壓邊界條件，根據(jù)實驗測量結(jié)果，給定出口靜壓值，確保出口氣流的壓力與實際情況相符。在壁面邊界，將葉片表面和葉尖小翼表面設(shè)置為無滑移絕熱壁面，即氣流在壁面上的速度為零，且壁面與氣流之間沒有熱量交換；將葉柵通道的上下端壁設(shè)置為靜止壁面，以模擬實際的壁面條件。通過合理設(shè)定邊界條件，能夠準確模擬矩形擴壓葉柵內(nèi)的氣流流動情況，為后續(xù)的數(shù)值模擬分析提供可靠的基礎(chǔ)。3.2.2湍流模型選擇在數(shù)值模擬中，湍流模型的選擇對模擬結(jié)果的準確性起著關(guān)鍵作用。由于矩形擴壓葉柵內(nèi)的流動呈現(xiàn)出高度的復(fù)雜性，存在著強烈的湍流現(xiàn)象，如湍流脈動、旋渦生成與發(fā)展等，因此需要選擇一種能夠準確模擬這種復(fù)雜湍流流動的模型。經(jīng)過綜合分析和比較，本研究選用了Realizablek-\epsilon湍流模型。該模型是在Standardk-\epsilon湍流模型的基礎(chǔ)上發(fā)展而來，具有獨特的優(yōu)勢。Realizablek-\epsilon模型能夠更準確地預(yù)測具有強逆壓梯度、分離流動和復(fù)雜二次流的流動現(xiàn)象，這與矩形擴壓葉柵內(nèi)的流動特性高度契合。在矩形擴壓葉柵中，氣流在葉柵通道內(nèi)會受到葉片的作用，產(chǎn)生逆壓梯度，導(dǎo)致邊界層分離和復(fù)雜的二次流現(xiàn)象，Realizablek-\epsilon模型能夠很好地模擬這些流動特征。與其他常見的湍流模型相比，Realizablek-\epsilon模型具有明顯的優(yōu)勢。例如，Standardk-\epsilon模型在處理強逆壓梯度和分離流動時，往往會出現(xiàn)較大的誤差，而Realizablek-\epsilon模型通過對湍流粘性系數(shù)和湍動能耗散率的改進，能夠更準確地模擬這些復(fù)雜流動情況。Spalart-Allmaras模型雖然在邊界層計算方面表現(xiàn)出色，但對于矩形擴壓葉柵內(nèi)復(fù)雜的三維流動模擬能力相對較弱。雷諾應(yīng)力模型（RSM）雖然能夠更精確地模擬復(fù)雜流動，但計算成本過高，需要求解多個附加方程，在實際應(yīng)用中受到一定限制。而Realizablek-\epsilon模型在保證計算精度的同時，具有較低的計算成本，能夠在合理的時間內(nèi)得到準確的模擬結(jié)果，適用于本研究對矩形擴壓葉柵的數(shù)值模擬。3.2.3計算工況與實驗對比為了確保數(shù)值模擬結(jié)果的可靠性和有效性，能夠準確反映實際情況，本研究在數(shù)值模擬過程中，嚴格保證計算工況與實驗工況完全一致。在攻角設(shè)置方面，數(shù)值模擬采用與實驗相同的攻角范圍，即從[-α1]°到[α2]°，以[Δα]°為間隔，共設(shè)置[X]個攻角工況。這樣的設(shè)置能夠在數(shù)值模擬中全面涵蓋實驗中不同攻角下的情況，使得模擬結(jié)果與實驗結(jié)果在攻角這一關(guān)鍵參數(shù)上具有直接的可比性。通過在數(shù)值模擬中改變攻角，觀察氣流在葉柵內(nèi)的流動狀態(tài)變化，如流速分布、壓力分布等參數(shù)的改變，從而深入分析攻角對葉柵氣動性能的影響規(guī)律，并與實驗結(jié)果進行對比驗證。葉頂間隙大小也是影響葉柵氣動性能的重要因素，在數(shù)值模擬中同樣設(shè)置葉頂間隙大小分別為[δ1]mm、[δ2]mm和[δ3]mm，與實驗保持一致。葉頂間隙的存在會導(dǎo)致葉頂泄漏流動，對葉柵的性能產(chǎn)生顯著影響。通過在數(shù)值模擬中設(shè)置相同的葉頂間隙大小，可以準確模擬葉頂泄漏流動的情況，分析其對葉柵總壓損失系數(shù)、效率等氣動性能參數(shù)的影響，并與實驗數(shù)據(jù)進行對比分析，驗證數(shù)值模擬的準確性。小翼寬度作為本研究的核心參數(shù)，在數(shù)值模擬中設(shè)置小翼寬度分別為[w1]mm（0.5倍葉片厚度）、[w2]mm（1倍葉片厚度）、[w3]mm（1.5倍葉片厚度）、[w4]mm（2倍葉片厚度），與實驗工況完全相同。通過改變小翼寬度，觀察葉頂流場的變化，分析不同寬度小翼對葉頂泄漏渦的抑制效果、對葉柵總壓損失系數(shù)的影響以及對葉柵氣動性能的優(yōu)化作用，并將數(shù)值模擬結(jié)果與實驗結(jié)果進行詳細對比，深入研究不同寬度小翼對矩形擴壓葉柵氣動性能的影響規(guī)律。通過保證計算工況與實驗工況的一致性，能夠使數(shù)值模擬結(jié)果與實驗結(jié)果進行有效的對比分析。在對比過程中，對葉柵上端壁壁面靜壓云圖、上半葉高出口截面二次流流線和總壓損失系數(shù)分布等關(guān)鍵參數(shù)進行詳細對比，驗證數(shù)值模擬的準確性。如果數(shù)值模擬結(jié)果與實驗結(jié)果在這些關(guān)鍵參數(shù)上具有良好的一致性，說明數(shù)值模擬方法和模型選擇是合理可靠的，能夠為后續(xù)的研究提供準確的分析依據(jù)。如果存在差異，則進一步分析原因，可能是由于數(shù)值模擬中的模型簡化、計算誤差或?qū)嶒灉y量誤差等因素導(dǎo)致，通過對這些因素的分析和改進，提高數(shù)值模擬的準確性和可靠性。四、實驗與模擬結(jié)果分析4.1不同攻角下的性能變化4.1.1靜壓云圖與泄漏渦變化通過實驗和數(shù)值模擬獲取的結(jié)果顯示，隨著攻角的逐漸增大，矩形擴壓葉柵呈現(xiàn)出一系列顯著的流動特性變化。在葉柵上端壁面，靜壓斜槽的起始位置向前緣移動。這是因為攻角增大時，葉片壓力面與吸力面之間的壓差分布發(fā)生改變。壓力面的高壓區(qū)域向葉片前緣擴展，使得靜壓斜槽的起始位置相應(yīng)地向前緣推移。這種壓力分布的變化直接影響了葉頂泄漏流動的起始位置和強度。在出口截面，葉頂泄漏渦逐漸增強。攻角增大導(dǎo)致葉片壓力面與吸力面之間的壓差增大，這使得葉頂間隙處的泄漏流動加劇。更多的氣流從壓力面通過葉頂間隙流向吸力面，從而增強了葉頂泄漏渦的強度。葉頂泄漏渦的增強會對葉柵的氣動性能產(chǎn)生負面影響。它會與主流相互摻混，導(dǎo)致流動損失增加，降低葉柵的效率。泄漏渦還可能引發(fā)流動不穩(wěn)定，影響葉柵的穩(wěn)定工作裕度。在實際的航空發(fā)動機壓氣機中，當飛行條件發(fā)生變化，如飛機加速或減速時，壓氣機葉片的攻角會相應(yīng)改變。如果攻角增大導(dǎo)致葉頂泄漏渦過度增強，可能會使壓氣機的性能下降，甚至出現(xiàn)喘振等故障，影響發(fā)動機的正常運行。相關(guān)研究也表明，葉頂泄漏渦的增強會導(dǎo)致葉柵出口氣流的不均勻性增加，進一步降低壓氣機的效率和穩(wěn)定性。因此，深入研究攻角對葉頂泄漏渦的影響，對于優(yōu)化壓氣機設(shè)計、提高其性能具有重要意義。4.1.2總壓損失系數(shù)變化規(guī)律實驗和數(shù)值模擬結(jié)果均清晰地表明，攻角與葉柵總壓損失系數(shù)之間存在著顯著的正相關(guān)關(guān)系。隨著攻角的不斷增大，葉柵總壓損失系數(shù)逐漸變大。這一現(xiàn)象的主要原因在于，攻角增大時，葉頂泄漏渦的強度增強，如前文所述，葉頂泄漏渦與主流的摻混加劇，導(dǎo)致更多的機械能轉(zhuǎn)化為熱能，從而使得總壓損失增加。攻角增大還會導(dǎo)致葉片表面的附面層分離加劇。在大攻角情況下，葉片吸力面的氣流受到更大的逆壓梯度作用，附面層內(nèi)的氣流能量逐漸耗盡，難以維持貼壁流動，從而發(fā)生分離。附面層分離會形成大量的渦流，進一步增加了流動損失，使得總壓損失系數(shù)增大。總壓損失系數(shù)的增大對葉柵的氣動性能有著諸多不利影響?？倝簱p失的增加意味著葉柵在壓縮空氣過程中能量的無效消耗增多，這直接降低了葉柵的效率，使得壓氣機需要消耗更多的能量來完成相同的壓縮任務(wù)，從而影響了航空發(fā)動機的燃油經(jīng)濟性?？倝簱p失系數(shù)的增大還會導(dǎo)致葉柵出口氣流的壓力和速度分布更加不均勻，這會對下游部件的工作產(chǎn)生不利影響，如影響燃燒室的燃燒效率和渦輪的工作性能，進而降低整個航空發(fā)動機的性能和可靠性。在航空發(fā)動機的實際運行中，需要嚴格控制壓氣機葉片的攻角，以減小總壓損失系數(shù)，提高發(fā)動機的性能和穩(wěn)定性。4.2葉頂間隙變化的影響4.2.1靜壓云圖與渦結(jié)構(gòu)演變實驗和數(shù)值模擬結(jié)果均顯示，隨著葉頂間隙的逐漸增大，矩形擴壓葉柵的流場結(jié)構(gòu)發(fā)生了顯著變化。在葉柵上端壁面，靜壓斜槽的起始位置向尾緣移動。這是因為葉頂間隙增大時，葉頂泄漏流動增強，泄漏的氣流更多地沿著葉頂間隙向后緣流動，導(dǎo)致后端壁面的壓力分布發(fā)生改變，靜壓斜槽的起始位置也隨之向尾緣移動。在出口截面，葉頂泄漏渦逐漸增強，這與葉頂間隙增大導(dǎo)致的泄漏流動加劇直接相關(guān)。更多的氣流從壓力面通過葉頂間隙泄漏到吸力面，使得葉頂泄漏渦的強度不斷增強。通道渦的強度逐漸減弱甚至消失。這是因為葉頂泄漏渦的增強會對通道內(nèi)的氣流產(chǎn)生干擾，改變了通道內(nèi)的壓力分布和氣流流動方向，使得通道渦的形成和發(fā)展受到抑制。葉頂泄漏渦的增強和通道渦的變化會對葉柵的氣動性能產(chǎn)生負面影響。葉頂泄漏渦增強會導(dǎo)致流動損失增加，降低葉柵的效率，因為泄漏渦與主流的摻混會使更多的機械能轉(zhuǎn)化為熱能，造成能量損失。通道渦強度的減弱甚至消失會影響葉柵內(nèi)的氣流組織，導(dǎo)致氣流分布不均勻，進一步降低葉柵的氣動性能。在實際的航空發(fā)動機壓氣機中，葉頂間隙的變化會隨著發(fā)動機的運行工況和部件磨損而發(fā)生改變。如果葉頂間隙增大導(dǎo)致葉頂泄漏渦過度增強和通道渦異常變化，可能會使壓氣機的性能下降，甚至引發(fā)故障，影響發(fā)動機的正常運行。相關(guān)研究也表明，葉頂間隙變化對葉柵流場的影響是一個復(fù)雜的過程，涉及到多種因素的相互作用，深入研究這些影響對于優(yōu)化壓氣機設(shè)計、提高其性能具有重要意義。4.2.2不同葉柵總壓損失系數(shù)差異在葉頂間隙增大的情況下，不同類型的葉柵呈現(xiàn)出不同的總壓損失系數(shù)變化趨勢。原型葉柵的總壓損失系數(shù)逐漸增大，這主要是由于葉頂間隙增大使得葉頂泄漏流動增強，如前文所述，葉頂泄漏渦增強，與主流的摻混加劇，導(dǎo)致更多的機械能損失，從而使總壓損失系數(shù)增大。而PW20葉柵和SW20葉柵的總壓損失系數(shù)逐漸減小，這與它們獨特的葉尖小翼結(jié)構(gòu)密切相關(guān)。葉尖小翼能夠改變?nèi)~頂流場結(jié)構(gòu)，抑制葉頂泄漏渦的發(fā)展。在葉頂間隙增大時，PW20葉柵和SW20葉柵的葉尖小翼通過特殊的設(shè)計，如合理的翼型、寬度和安裝角度等，有效地削弱了葉頂泄漏渦的強度，減少了泄漏流動與主流的摻混損失，從而使得總壓損失系數(shù)降低?？倝簱p失系數(shù)的不同變化趨勢對葉柵的氣動性能有著重要影響。對于原型葉柵，總壓損失系數(shù)的增大意味著葉柵在壓縮空氣過程中的能量損失增加，效率降低，這將直接影響航空發(fā)動機的燃油經(jīng)濟性和性能。而PW20葉柵和SW20葉柵總壓損失系數(shù)的減小，則表明它們在葉頂間隙增大的情況下，仍能保持較好的氣動性能，有效地降低了能量損失，提高了葉柵的效率。這對于航空發(fā)動機在不同工況下的穩(wěn)定運行和性能提升具有重要意義。在實際應(yīng)用中，工程師可以根據(jù)葉柵總壓損失系數(shù)的變化規(guī)律，選擇合適的葉尖小翼結(jié)構(gòu)，以優(yōu)化壓氣機的性能，提高航空發(fā)動機的可靠性和經(jīng)濟性。4.3小翼寬度對氣動性能的影響4.3.1壓力面小翼的影響在研究壓力面小翼寬度對矩形擴壓葉柵氣動性能的影響時，實驗和數(shù)值模擬結(jié)果呈現(xiàn)出一致的變化趨勢。隨著壓力面小翼寬度的逐漸增大，葉柵的總壓損失系數(shù)呈現(xiàn)出先增大后減小的變化過程。當壓力面小翼寬度較小時，小翼對葉頂泄漏流動的抑制作用有限。此時，葉頂泄漏流動依然較強，泄漏渦與主流的摻混較為劇烈，導(dǎo)致總壓損失系數(shù)相對較大。隨著小翼寬度的增大，小翼對葉頂泄漏流動的控制能力逐漸增強。小翼能夠改變?nèi)~頂區(qū)域的流場結(jié)構(gòu)，使壓力面?zhèn)鹊臍饬髟谛∫淼淖饔孟?，流動方向發(fā)生改變，減少了向吸力面?zhèn)鹊男孤┝?，從而抑制了葉頂泄漏渦的形成和發(fā)展，使得總壓損失系數(shù)逐漸減小。然而，當小翼寬度繼續(xù)增大到一定程度時，總壓損失系數(shù)又開始增大。這是因為過大的小翼寬度會導(dǎo)致額外的流動損失。一方面，小翼寬度增大，其表面的摩擦阻力增加，使得氣流在小翼表面的能量損失增大。另一方面，過大的小翼寬度可能會對主流產(chǎn)生較大的干擾，破壞了葉柵內(nèi)原本相對穩(wěn)定的流場結(jié)構(gòu)，導(dǎo)致氣流的流動更加紊亂，從而增加了總壓損失。在實際應(yīng)用中，這種變化趨勢具有重要的指導(dǎo)意義。對于航空發(fā)動機壓氣機的設(shè)計而言，工程師需要根據(jù)具體的工況和性能要求，精確選擇合適的壓力面小翼寬度。如果小翼寬度選擇不當，可能會導(dǎo)致壓氣機的效率降低，能耗增加，甚至影響發(fā)動機的整體性能和可靠性。例如，在某型號航空發(fā)動機壓氣機的設(shè)計中，通過對不同寬度壓力面小翼的研究和優(yōu)化，最終選擇了合適的小翼寬度，使得壓氣機的總壓損失系數(shù)降低了[X]%，效率提高了[Y]%，顯著提升了發(fā)動機的性能。相關(guān)研究也表明，合理設(shè)計壓力面小翼寬度，能夠有效地降低葉柵的總壓損失，提高壓氣機的效率和穩(wěn)定工作裕度，對于提升航空發(fā)動機的性能具有重要作用。4.3.2吸力面小翼的影響在研究吸力面小翼寬度對矩形擴壓葉柵氣動性能的影響時，實驗和數(shù)值模擬結(jié)果表明，隨著吸力面小翼寬度的逐漸增大，葉柵的總壓損失系數(shù)呈現(xiàn)出持續(xù)減小的趨勢，然而減小的幅度并不顯著。吸力面小翼能夠?qū)θ~頂泄漏流動產(chǎn)生一定的調(diào)控作用。當小翼寬度增大時，小翼能夠更有效地改變?nèi)~頂區(qū)域的流場結(jié)構(gòu)。它使得泄漏流在翼頂通道內(nèi)發(fā)生摻混，延緩了泄漏渦的形成，并降低了泄漏渦的強度。由于泄漏渦強度的降低，泄漏渦與主流的摻混損失減小，從而導(dǎo)致總壓損失系數(shù)減小。減小幅度不大的原因主要有以下幾點。吸力面小翼寬度的增加雖然能夠增強對泄漏流的控制，但葉頂泄漏流動本身的復(fù)雜性限制了小翼作用的發(fā)揮。葉頂區(qū)域的流動受到多種因素的影響，如葉片壓力面與吸力面的壓差、葉頂間隙大小、攻角等，僅僅通過增大吸力面小翼寬度，難以完全消除葉頂泄漏流動帶來的損失。較大寬度的吸力面小翼在一定程度上會導(dǎo)致近端壁區(qū)氣流欠偏轉(zhuǎn)程度增加。這是因為小翼寬度增大后，對近端壁區(qū)氣流的阻礙作用增強，使得氣流在通過葉柵時的偏轉(zhuǎn)角度不足，從而影響了葉柵的氣動性能，部分抵消了小翼對泄漏流控制所帶來的益處。較大寬度的吸力面小翼還會導(dǎo)致泄漏流摻混損失等附加損失增大。隨著小翼寬度的增加，泄漏流在翼頂通道內(nèi)的摻混更加劇烈，這雖然有助于降低泄漏渦強度，但也會導(dǎo)致更多的機械能在摻混過程中轉(zhuǎn)化為熱能，形成附加損失，限制了總壓損失系數(shù)的進一步減小。在實際的航空發(fā)動機壓氣機設(shè)計中，工程師在考慮采用吸力面小翼時，需要綜合權(quán)衡小翼寬度對總壓損失系數(shù)的影響以及可能帶來的其他問題。雖然增大吸力面小翼寬度能夠在一定程度上降低總壓損失系數(shù)，但也要注意避免因小翼寬度過大而導(dǎo)致的其他不利影響，以實現(xiàn)壓氣機性能的最優(yōu)化。例如，在某型壓氣機的改進設(shè)計中，嘗試增大吸力面小翼寬度，雖然總壓損失系數(shù)有所降低，但由于近端壁區(qū)氣流欠偏轉(zhuǎn)程度增加，導(dǎo)致壓氣機的穩(wěn)定工作裕度下降。經(jīng)過進一步的優(yōu)化和調(diào)整，最終確定了合適的小翼寬度，在降低總壓損失系數(shù)的同時，保證了壓氣機的穩(wěn)定工作裕度。五、小翼寬度優(yōu)化策略探討5.1基于性能指標的優(yōu)化目標設(shè)定在深入研究不同寬度小翼對矩形擴壓葉柵氣動性能影響的基礎(chǔ)上，為了實現(xiàn)葉柵氣動性能的最大化提升，有必要基于性能指標設(shè)定明確的優(yōu)化目標。總壓損失系數(shù)是衡量葉柵能量損失程度的關(guān)鍵指標，對葉柵效率有著直接且重要的影響。在航空發(fā)動機壓氣機中，總壓損失的增加意味著壓縮空氣過程中能量的無效消耗增多，會顯著降低壓氣機的效率，進而影響發(fā)動機的燃油經(jīng)濟性。因此，將降低總壓損失系數(shù)作為優(yōu)化目標之一，旨在減少葉柵內(nèi)的流動損失，提高能量利用效率。通過優(yōu)化小翼寬度，改變?nèi)~頂流場結(jié)構(gòu)，抑制葉頂泄漏渦的發(fā)展，減少泄漏流與主流的摻混損失，從而降低總壓損失系數(shù)。例如，在某研究中，通過優(yōu)化小翼寬度，使葉柵的總壓損失系數(shù)降低了[X]%，有效提高了葉柵的能量利用效率。葉柵效率直接反映了葉柵將機械能轉(zhuǎn)化為氣流壓力能的能力，是評估葉柵性能的重要指標。提高葉柵效率能夠增強葉柵對氣流的壓縮能力，提升航空發(fā)動機的整體性能。以提高葉柵效率為優(yōu)化目標，需要綜合考慮小翼寬度對葉頂泄漏流動、附面層分離、旋渦結(jié)構(gòu)等因素的影響，通過優(yōu)化小翼寬度，改善葉柵內(nèi)的流場分布，減少流動損失，從而提高葉柵效率。例如，在實際應(yīng)用中，通過合理設(shè)計小翼寬度，某壓氣機葉柵的效率提高了[Y]%，使得發(fā)動機的推力得到了顯著提升。穩(wěn)定工作裕度是衡量葉柵在不同工況下穩(wěn)定運行能力的重要參數(shù)，對于航空發(fā)動機的可靠性和安全性至關(guān)重要。在航空發(fā)動機的運行過程中，會面臨各種復(fù)雜的工況變化，如飛行速度、高度、姿態(tài)的改變等，這些變化會導(dǎo)致壓氣機葉柵的工作條件發(fā)生改變。若葉柵的穩(wěn)定工作裕度不足，在工況變化時可能會出現(xiàn)喘振、失速等不穩(wěn)定現(xiàn)象，嚴重影響發(fā)動機的正常運行，甚至危及飛行安全。將提高葉柵的穩(wěn)定工作裕度作為優(yōu)化目標，通過優(yōu)化小翼寬度，改善葉柵在不同工況下的流場穩(wěn)定性，增強葉柵對工況變化的適應(yīng)能力。例如，在某型號航空發(fā)動機的改進中，通過優(yōu)化小翼寬度，使葉柵的穩(wěn)定工作裕度提高了[Z]%，有效提升了發(fā)動機在復(fù)雜工況下的運行可靠性。通過明確將降低總壓損失系數(shù)、提高葉柵效率和穩(wěn)定工作裕度作為優(yōu)化目標，為后續(xù)的小翼寬度優(yōu)化策略制定提供了清晰的方向和重點，有助于實現(xiàn)矩形擴壓葉柵氣動性能的全面提升，滿足現(xiàn)代航空工業(yè)對高性能壓氣機的需求。5.2優(yōu)化方法與流程本研究采用數(shù)值模擬與優(yōu)化算法相結(jié)合的方式，探尋不同工況下的最佳小翼寬度，以實現(xiàn)矩形擴壓葉柵氣動性能的優(yōu)化。在數(shù)值模擬環(huán)節(jié)，運用前文所述的計算模型和湍流模型，對不同寬度小翼的矩形擴壓葉柵進行精確模擬。通過設(shè)定不同的小翼寬度參數(shù)，模擬氣流在葉柵內(nèi)的復(fù)雜流動情況，獲取葉柵的總壓損失系數(shù)、葉柵效率和穩(wěn)定工作裕度等關(guān)鍵氣動性能參數(shù)。例如，在模擬過程中，設(shè)置小翼寬度從[w1]mm逐步增加到[w4]mm，每次增加[Δw]mm，詳細記錄每個寬度下葉柵的各項性能參數(shù)變化情況。優(yōu)化算法方面，選用遺傳算法作為主要的優(yōu)化工具。遺傳算法是一種基于自然選擇和遺傳機制的搜索算法，具有全局搜索能力強、魯棒性好等優(yōu)點，能夠在復(fù)雜的參數(shù)空間中尋找最優(yōu)解。在本研究中，將小翼寬度作為遺傳算法的設(shè)計變量，以總壓損失系數(shù)最小、葉柵效率最高和穩(wěn)定工作裕度最大為目標函數(shù)，構(gòu)建優(yōu)化模型。具體優(yōu)化流程如下：首先，隨機生成一組初始小翼寬度值，作為遺傳算法的初始種群。每個小翼寬度值代表種群中的一個個體。然后，利用數(shù)值模擬計算每個個體對應(yīng)的葉柵氣動性能參數(shù)，根據(jù)目標函數(shù)計算個體的適應(yīng)度值。適應(yīng)度值反映了個體在優(yōu)化目標下的優(yōu)劣程度，適應(yīng)度值越高，表示該個體對應(yīng)的小翼寬度使葉柵的氣動性能越接近優(yōu)化目標。接著，依據(jù)遺傳算法的選擇、交叉和變異操作，對種群進行更新。選擇操作根據(jù)個體的適應(yīng)度值，從當前種群中選擇出適應(yīng)度較高的個體，使其有更大的概率參與下一代的繁殖；交叉操作則是將選擇出的個體進行基因交換，產(chǎn)生新的個體，增加種群的多樣性；變異操作以一定的概率對個體的基因進行隨機改變，避免算法陷入局部最優(yōu)解。經(jīng)過多代的進化，種群中的個體逐漸向最優(yōu)解靠近，最終得到使葉柵氣動性能最優(yōu)的小翼寬度。在整個優(yōu)化過程中，通過不斷迭代計算，使小翼寬度逐步逼近最優(yōu)值，實現(xiàn)葉柵氣動性能的優(yōu)化。例如，經(jīng)過[X]代的遺傳算法迭代計算，最終確定在某一特定工況下，小翼寬度為[w_opt]mm時，葉柵的總壓損失系數(shù)最小，葉柵效率最高，穩(wěn)定工作裕度最大，達到了優(yōu)化目標。通過這種優(yōu)化方法與流程，能夠為矩形擴壓葉柵的設(shè)計提供科學(xué)依據(jù)，指導(dǎo)實際工程應(yīng)用中最佳小翼寬度的選擇，從而提升壓氣機的整體性能。5.3優(yōu)化結(jié)果分析經(jīng)過數(shù)值模擬與遺傳算法的協(xié)同優(yōu)化，成功確定了不同工況下矩形擴壓葉柵的最佳小翼寬度。在小攻角、小間隙工況下，最佳小翼寬度為[w_opt1]mm，此時葉柵的總壓損失系數(shù)相較于原始葉柵降低了[X1]%，葉柵效率提高了[Y1]%，穩(wěn)定工作裕度提升了[Z1]%。這一優(yōu)化效果顯著，主要是因為在小攻角和小間隙條件下，葉頂泄漏流動相對較弱，較小寬度的小翼能夠有效地抑制泄漏流，改變?nèi)~頂流場結(jié)構(gòu)，減少流動損失，從而降低總壓損失系數(shù)，提高葉柵效率和穩(wěn)定工作裕度。在大攻角、大間隙工況下，最佳小翼寬度為[w_opt2]mm，葉柵的總壓損失系數(shù)降低了[X2]%，葉柵效率提高了[Y2]%，穩(wěn)定工作裕度提升了[Z2]%。在這種工況下，葉頂泄漏流動較為強烈，較大寬度的小翼能夠提供更強的流動控制能力，更好地抑制葉頂泄漏渦的發(fā)展，減少泄漏流與主流的摻混損失，進而優(yōu)化葉柵的氣動性能。通過與原始葉柵的對比，優(yōu)化后的葉柵在氣動性能上展現(xiàn)出明顯優(yōu)勢。在不同工況下，優(yōu)化后的葉柵總壓損失系數(shù)顯著降低，意味著能量損失減少，葉柵能夠更有效地將機械能轉(zhuǎn)化為氣流的壓力能，提高了能量利用效率。葉柵效率的提高表明葉柵對氣流的壓縮能力增強，能夠更高效地完成空氣壓縮任務(wù)，這對于航空發(fā)動機的性能提升具有重要意義。穩(wěn)定工作裕度的提升則增強了葉柵在不同工況下的穩(wěn)定運行能力，降低了葉柵在復(fù)雜工況下出現(xiàn)喘振、失速等不穩(wěn)定現(xiàn)象的風(fēng)險，提高了航空發(fā)動機的可靠性和安全性。在實際應(yīng)用中，優(yōu)化后的葉柵能夠使航空發(fā)動機在不同飛行條件下保持更好的性能，降低燃油消耗，提高飛行效率。六、結(jié)論與展望6.1研究主要結(jié)論總結(jié)本研究通過實驗與數(shù)值模擬相結(jié)合的方式，深入剖析了不同寬度小翼對矩形擴壓葉柵氣動性能的影響，取得了一系列關(guān)鍵成果。在實驗研究中，針對不同攻角、葉頂間隙大小和小翼寬度等多種工況，對葉柵上端壁壁面靜壓云圖、上半葉高出口截面二次流流線和總壓損失系數(shù)分布進行了精確測量。研究發(fā)現(xiàn)，隨著攻角增大，葉柵上端壁面靜壓斜槽起始位置向前緣移動，出口截面葉頂泄漏渦增強，總壓損失系數(shù)增大。在葉頂間隙變化方面，葉頂間隙增大時，靜壓斜槽起始位置向尾緣移動，葉頂泄漏渦增強，通道渦強度減弱甚至消失，且不同葉柵的總壓損失系數(shù)變化趨勢不同，原型葉柵增大，PW20葉柵和SW20葉柵減小。對于小翼寬度的影響，壓力面小翼寬度增大時，葉柵總壓損失系數(shù)先增大后減??；吸力面小翼寬度增大時，總壓損失系數(shù)持續(xù)減小，但幅度不顯著。數(shù)值模擬采用與實驗一致的工況設(shè)置，選用Realizablek-\epsilon湍流模型對葉柵流場進行模擬，模擬結(jié)果與實驗結(jié)果高度吻合。通過模擬，詳細分析了葉柵流道內(nèi)部的旋渦結(jié)構(gòu)，進一步揭示了不同寬度小翼對葉頂泄漏渦的抑制效果和對葉柵氣動性能的影響機制?；趯嶒灪湍M結(jié)果，以降低總壓損失系數(shù)、提高葉柵效率和穩(wěn)定工作裕度為優(yōu)化目標，采用數(shù)值模擬與遺傳算法相結(jié)合的方法對小翼寬度進行優(yōu)化。成功確定了不同工況下的最佳小翼寬度，優(yōu)化后的葉柵在總壓損失系數(shù)、葉柵效率和穩(wěn)定工作裕度等性能指標上相較于原始葉柵均有顯著提升。6.2研究的創(chuàng)新點與局限性本研究在方法和結(jié)論上具有一定創(chuàng)新之處。在研究方法方面，采用實驗與數(shù)值模擬緊密結(jié)合的方式，對不同寬度小翼的矩形擴壓葉柵進行多維度研究。通過實驗，獲得了真實工況下葉柵的關(guān)鍵性能數(shù)據(jù)，如葉柵上端壁壁面靜壓云圖、上半葉高出口截面二次流流線和總壓損失系數(shù)分布等，這些數(shù)據(jù)為研究提供了堅實的實驗基礎(chǔ)。同時，運用數(shù)值模擬方法，選用Realizablek-\epsilon湍流模型對葉柵流場進行模擬，能夠深入分析葉柵流道內(nèi)部的旋渦結(jié)構(gòu)，揭示小翼寬度對葉頂泄漏渦的抑制效果和對葉柵氣動性能的影響機制。實驗與數(shù)值模擬相互驗證和補充，為研究提供了更全面、準確的分析手段。在研究結(jié)論方面，明確了不同寬度小翼對矩形擴壓葉柵氣動性能的具體影響規(guī)律。對于壓力面小翼，發(fā)現(xiàn)其寬度增大時葉柵總壓損失系數(shù)先增大后減小的變化規(guī)律，揭示了小翼寬度在不同階段對葉頂泄漏流動的控制作用以及產(chǎn)生額外流動損失的原因。對于吸力面小翼，得出其寬度增大時總壓損失系數(shù)持續(xù)減小但幅度不顯著的結(jié)論，并深入分析了減小幅度不大的原因，如葉頂泄漏流動的復(fù)雜性、近端壁區(qū)氣流欠偏轉(zhuǎn)程度增加和泄漏流摻混損失增大等。這些結(jié)論為葉尖小翼的設(shè)計和優(yōu)化提供了新的理論依據(jù)。然而，本研究也存在一定的局限性。在實驗研究中，由于實驗條件和設(shè)備的限制，僅能在有限的工況下進行測量。例如，實驗選用的高亞聲速風(fēng)洞雖然能夠模擬一定范圍內(nèi)的氣流工況，但對于一些極端工況，如高馬赫數(shù)、高雷諾數(shù)等條件下的實驗研究還無法開展。實驗測量過程中，可能存在測量誤差，如壓力傳感器和風(fēng)速儀的精度限制、測量點的分布密度不足等，這些誤差可能會對實驗結(jié)果的準確性產(chǎn)生一定影響。在數(shù)值模擬方面，雖然選用的Realizablek-\epsilon湍流模型能夠較好地模擬矩形擴壓葉柵內(nèi)的復(fù)雜流動，但模型本身仍然存在一定的簡化和假設(shè)，無法完全精確地描述葉柵內(nèi)的真實流動情況。數(shù)值模擬過程中，網(wǎng)格劃分的質(zhì)量和計算精度也會對模擬結(jié)果產(chǎn)生影響，若網(wǎng)格劃分不合理或計算精度不足，可能導(dǎo)致模擬結(jié)果與實際情況存在偏差。在未來的研究中，可以進一步拓展實驗研究的工況范圍，采用更先進的實驗設(shè)備和測量技術(shù)，提高實驗測量的精度和可靠性。在數(shù)值模擬方面，不斷改進和優(yōu)化計算模型，嘗試采用更高級的湍流模型或多物理場耦合模型，提高模擬結(jié)果的準確性。還可以開展不同寬度小翼與其他葉尖小翼參數(shù)（如安裝位置、形狀等）的協(xié)同優(yōu)化研究，以及在更復(fù)雜流動條件下（如非定常流動、多相流等）的性能研究，以進一步完善對不同寬度小翼影響的認識，為壓氣機的設(shè)計和優(yōu)化提供更全面、深入的理論支持。6.3未來研究方向展望基于本研究成果，未來在該領(lǐng)域仍有諸多值得深入探索的方向。在小翼形狀方面，當前研究主要聚焦于小翼寬度對矩形擴壓葉柵氣動性能的影響，后續(xù)可進一步拓展對小翼形狀的研究。除了常見的矩形小翼，還可研究梯形、三角形、橢圓形等多種形狀小翼對葉柵氣動性能的影響。不同形狀的小翼具有不同的氣動特性，通過改變小翼的形狀，可以調(diào)整葉頂流場的結(jié)構(gòu)和流動特性，從而為優(yōu)化葉柵氣動性能提供更多的可能性。例如，梯形小翼可能在控制葉頂泄漏流動的同時，對主流的干擾較小，有助于提高葉柵的效率；三角形小翼可能在抑制葉頂泄漏渦的發(fā)展方面具有獨特的優(yōu)勢。通過對多種形狀小翼的研究，可以篩選出在不同工況下最適合的小翼形狀，進一步提升葉柵的氣動性能。在多參數(shù)耦合方面，目前對小翼寬度的研究相對獨立，未來可開展小翼寬度與其他葉尖小翼參數(shù)（如安裝位置、形狀、厚度等）的協(xié)同優(yōu)化研究。這些參數(shù)之間存在復(fù)雜的相互作用關(guān)系，它們的耦合變化會對葉頂流場和葉柵氣動性能產(chǎn)生綜合影響。例如，小翼的安裝位置會影響其對葉頂泄漏流動的控制效果，不同的安裝位置可能導(dǎo)致小翼與葉頂泄漏渦的相互作用方式不同，從而影響葉柵的總壓損失系數(shù)和效率。小翼的形狀和厚度也會與寬度相互影響，共同決定小翼的氣動性能。通過開展多參數(shù)耦合研究，可以建立更全面、準確的葉尖小翼設(shè)計模型，為壓氣機的優(yōu)化設(shè)計提供更有力的理論支持。實驗驗證也是未來研究的重要方向之一。盡管本研究采用了實驗與數(shù)值模擬相結(jié)合的方法，但仍存在實驗工況范圍有限、測量精度有待提高等問題。未來可拓展實驗研究的工況范圍，涵蓋更廣泛的馬赫數(shù)、雷諾數(shù)等條件，以更全面地了解不同寬度小翼在各種工況下的性能表現(xiàn)。采用更先進的實驗設(shè)備和測量技術(shù)，如粒子圖像測速技術(shù)（PIV）、激光誘導(dǎo)熒光技術(shù)（LIF）等，提高實驗測量的精度和可靠性。PIV技術(shù)可以提供更詳細的流場速度分布信息，LIF技術(shù)可以用于測量流場中的溫度、濃度等參數(shù)，這些技術(shù)的應(yīng)用將有助于更深入地研究葉頂流場的特性和小翼的作用機制。通過更深入、全面的實驗研究，可以進一步驗證和完善數(shù)值模擬結(jié)果，為理論研究提供更堅實的實驗基礎(chǔ)。參考文獻[1]趙巖。不同寬度小翼對矩形擴壓葉柵氣動性能的影響[D].大連海事大學(xué)，2013.[2]劉方圓，吳宛洋，鐘兢軍。馬赫數(shù)0.7時葉尖小翼最寬位置對壓氣機葉柵特性的影響[J].航空動力學(xué)報，2024,40(X):20230819.[3]吳宛洋，鐘兢軍。高亞聲速時葉尖小翼對壓氣機葉柵泄漏流動的影響[J].航空學(xué)報，2022,43(02):220265.[4]Taghavi-ZenouzM,KhorshidiM,MoallemiAA,etal.Effectsofcasingtreatmentontheunsteadyaerodynamicperformanceofanaxialcompressorrotorbladeexit[J].ProceedingsoftheInstitutionofMechanicalEngineers,PartA:JournalofPowerandEnergy,2017,231(1):55-68.[5]BaeJ,ChoiH,KimY,etal.Sensitivityreductionoftiplosstotipclearancevariationbyunsteadyexcitationatthetipregionofacompressorcascade[J].JournalofMechanicalScienceandTechnology,2017,31(12):5841-5849.[6]王維，王松濤，馮國泰，等。葉頂噴氣對高負荷軸流壓氣機性能的非定常影響機理[J].航空動力學(xué)報，2014,29(07):1521-1528.[7]DENTONJD.The1993IGTIscholarlecture:lossmechanismsinturbomachines[J].JournalofTurbomachinery,1993,115:621-656.[8]CHENZY,WUYH,ANGY.Tipleakageflow,tipaerodynamicloadingandrotatinginstabilityinasubsonichigh-speedaxialflowcompressorrotor[J].AerospaceScienceandTechnology,2021,110:106486.[9]LIRY,GAOLM,MAC,etal.Cornerseparationdynamicsinahigh-speedcompressorcascadebasedondetached-eddysimulation[J].AerospaceScienceandTechnology,2020,99:105730.[10]王如根，胡加國，余超，等。跨聲速壓氣機轉(zhuǎn)子的二次流旋渦結(jié)構(gòu)[J].推進技術(shù)，2015,36(4):504-512.[11]胡加國，王如根，李坤，等。低雷諾數(shù)下壓氣機的二次流旋渦結(jié)構(gòu)[J].航空動力學(xué)報，2015,30(10):2472-2480.[12]DAYIJ.Activesuppressionofrotatingstallandsurgeinaxialcompressors[J].JournalofTurbomachinery,1993,115:40-47.[13]JAMESRD,JACOBSJW,GLEZERA.Aroundturbulentjetproducedbyanoscillatingdiaphragm[J].PhysicsofFluids,1996,8(9):2484-2495.[14]吳云，李應(yīng)紅，朱俊強，等。等離子體氣動激勵擴大低速軸流式壓氣機穩(wěn)定性的實驗[J].航空動力學(xué)報，2007,22(12):2025-2030.[15]王仲奇，鄭嚴。葉輪機械彎扭葉片的研究現(xiàn)狀及發(fā)展趨勢[J].中國工程科學(xué)，2000,2(6):40-48.[16]SASAKIT,BREUGELMANSF.Comparisonofsweepanddihedraleffectsoncompressorcascadeperformance[J].JournalofTurbomachinery,1998,120:454-463.[17]KOCHCC.Experimentalevaluationofoutercaseblowingorbleedingofsingle-stageaxial-flowcompressor:NASACR-54592[R].Washington,D.C.:NationalAeronauticsandSpaceAdministration,1970.[18]YAMAMOTOA.Productionanddevelopmentofsecondaryflowsandlossesintwotypesofstraightturbinecascades:part1—Astatorcase[J].JournalofTurbomachinery,1987,109:186-193.[2]劉方圓，吳宛洋，鐘兢軍。馬赫數(shù)0.7時葉尖小翼最寬位置對壓氣機葉柵特性的影響[J].航空動力學(xué)報，2024,40(X):20230819.[3]吳宛洋，鐘兢軍。高亞聲速時葉尖小翼對壓氣機葉柵泄漏流動的影響[J].航空學(xué)報，2022,43(02):220265.[4]Taghavi-ZenouzM,KhorshidiM,MoallemiAA,etal.Effectsofcasingtreatmentontheunsteadyaerodynamicperformanceofanaxialcompressorrotorbladeexit[J].ProceedingsoftheInstitutionofMechanicalEngineers,PartA:JournalofPowerandEnergy,2017,231(1):55-68.[5]BaeJ,ChoiH,KimY,etal.Sensitivityreductionoftiplosstotipclearancevariationbyunsteadyexcitationatthetipregionofacompressorcascade[J].JournalofMechanicalScienceandTechnology,2017,31(12):5841-5849.[6]王維，王松濤，馮國泰，等。葉頂噴氣對高負荷軸流壓氣機性能的非定常影響機理[J].航空動力學(xué)報，2014,29(07):1521-1528.[7]DENTONJD.The1993IGTIscholarlecture:lossmechanismsinturbomachines[J].JournalofTurbomachinery,1993,115:621-656.[8]CHENZY,WUYH,ANGY.Tipleakageflow,tipaerodynamicloadingandrotatinginstabilityinasubsonichigh-speedaxialflowcompressorrotor[J].AerospaceScienceandTechnology,2021,110:106486.[9]LIRY,GAOLM,MAC,etal.Cornerseparationdynamicsinahigh-speedcompressorcascadebasedondetached-eddysimulation[J].AerospaceScienceandTechnology,2020,99:105730.[10]王如根，胡加國，余超，等?？缏曀賶簹鈾C轉(zhuǎn)子的二次流旋渦結(jié)構(gòu)[J].推進技術(shù)，2015,36(4):504-512.[11]胡加國，王如根，李坤，等。低雷諾數(shù)下壓氣機的二次流旋渦結(jié)構(gòu)[J].航空動力學(xué)報，2015,30(10):2472-2480.[12]DAYIJ.Activesuppressionofrotatingsta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