分叉扩压叶栅气动新结构拓展高负荷静子气动性能潜力的机理探索

On the flow instability problem caused by large scale flow separation in the high-loaded compressor/fan cascade passage, a novel bifurcate compressor cascade would be designed according to the pressure gradient control idea in cascade flow field, and the bifurcate cascade technology and blade three-dimensional design technology would be integrated to achieve this design concept. The quantitative information of the flow field in the novel cascade will be obtained by numerical simulation and experimental measurement method, and the separation flow structure and dynamic mechanism near wall and in wake for the novel high-loaded bifurcate compressor cascade would be investigated. Combining the vortex dynamics theory and topology principle, the complex evolution of the vortex structure influence and control the dynamic mechanism of low energy fluid redistribution in boundary layer would be revealed for the novel compressor cascade. The matching law of design parameters between bifurcate cascade and three-dimensional blade modeling would be explored as to decrease aerodynamic loss, delay flow separation in the suction surface/corner of cascade, restructuring blade aerodynamic load, and structure gently pressure gradient and the wake flow structure. Research results would provide theoretical basis and experimental reference data for application the novel flow control technology in design of high-loaded compression system, and would lay the foundation for improving aerodynamic load, efficiency and surge margin to the advanced aircraft power system vital aerodynamic components fan/compressor.

针对高负荷压气机/风扇设计中面临的因大尺度流动分离而导致的流动失稳问题，本课题基于栅内流场压力梯度控制的设计思想，设计一种新型的分叉形扩压叶栅气动结构，通过集新型分叉叶栅设计与叶片三维造型技术为一体的设计方法实现这一设计思想。应用数值研究方法并辅以实验测量获取栅内流场的定量信息，研究新型高负荷分叉扩压叶栅近壁及尾迹区分离流场结构及动力学机制，并结合涡动力学理论以及拓扑学原理，揭示新型叶栅流动控制技术对栅内复杂多涡结构的演化影响及其控制附面层内低能流体再分配动力学机制，探索降低叶栅气动损失、推迟叶片吸力面/角区分离、重组叶片气动负荷、构造平缓发展压力梯度及栅后尾迹的分叉叶栅与叶片三维造型设计参数间匹配规律。研究成果将为高负荷压缩系统设计中应用该流动控制技术提供理论依据和实验参考数据，为提高先进航空动力系统重要气动部件—风扇/压气机的气动负荷、效率和喘振裕度奠定基础。

为解决高负荷压气机/风扇设计中面临的因大尺度流动分离而导致的流动失稳问题，本项目基于叶栅近壁及展向分流流场拓扑结构控制思想，设计了一种新型的分叉形扩压叶片通道结构，合理组织了近壁附面层以及端区扩压流场。此外，从拓扑学和涡动力学观点出发，研究了分叉叶片通道近壁附面层内低能流体的横向和径向迁移特征，揭示了组合流动控制技术控制附面层内低能流体与叶栅气动负荷再分配的内流物理机制。项目的主要研究内容如下：.(1)、研究应用三维分叉叶片控制技术的扩压叶栅气动性能、内流结构及其控制附面层内低能流体再分配机制、三维叶片构建的控制流动与分叉叶片分流控制流动的耦合作用及其动力学模式的研究；.(2)、研究分叉叶片通道复杂物理结构到简单几何图形的拓扑变换方法，并提出分叉叶片通道典型流场结构的拓扑准则。应用该拓扑准则探讨分叉叶栅通道内流场拓扑结构、气动负荷控制原理与二次流损失机制；.(3)、研究三维分叉叶片设计参数间的组合匹配规律，结合大尺度环形叶栅实验进一步验证参数间匹配规律的正确性。.本项目所取得的重要研究结果如下：.(1)、进一步梳理了分叉叶片通道控制附面层迁移的物理机制，并给出了设计分叉叶片的具体数学方法；.(2)、验证了分叉叶片设计思想的正确性与可靠性，并确定了最优气动效果的分叉叶片设计参数；.(3)、提出了分叉叶片通道的复杂物理结构到简单几何图形的拓扑变换方法，并提出了分叉叶片通道内典型流场结构的拓扑准则；.(4)、探索了组合流动控制技术降低叶栅通道内部压力梯度、削弱角区分离流动、构造平缓发展气动负荷和尾迹区的物理机制。.项目的研究结果表明，所设计的分叉叶片通道能够重组叶片气动负荷、推迟叶片吸力面/角区分离、降低叶栅气动损失，达到了课题预期的研究目的。.本项目所取得的研究成果将为航空发动机压缩系统设计中应用该流动控制技术提供理论依据与实验参考数据，为提高先进航空动力系统重要气动部件—风扇/压气机的气动负荷、效率和喘振裕度奠定理论基础。