题目：跨声速压气机进气畸变及其机匣处理扩稳的机理研究

进气畸变使压气机的气动稳定性问题日益突出。目前，针对进气畸变的稳定性研究，特别是畸变条件下的失速触发机制尚不明确。而且，进气畸变条件下所采用的处理机匣等各种扩稳措施也总是以牺牲效率为代价。为此，本文以一台跨声压气机为研究对象，针对飞机起飞过程和大迎角飞行这种常见的进口畸变形式，首先对其失速触发机制进行了实验和数值研究。然后探索了进气畸变条件下部分处理机匣的扩稳机理。

本文利用50%堵塞比的插板扰流器来模拟飞机大仰角飞行时压气机的进口复合畸变流场。根据这种复合畸变下压气机进口流场的非均匀分布特点，将压气机沿周向分为四个区：将传统的低压扇区命名为畸变区，高压扇区命名为非畸变区，而将转子进入畸变区的扇区命名为过渡区A，转子退出畸变区的扇区命名为过渡区B。

本文深入研究了这种复合畸变对跨声速压气机性能和稳定性影响的物理机制。在进气畸变条件下，过渡区A为正预旋进气，过渡区B为负预选进气。而且，在距离转子较近时，由于转子对上游流场的势干扰，在畸变区也为负预旋进气。本文首先研究了进气畸变条件下压气机加功量的周向分布。跨声速流动时，过渡区B和畸变区的进气负预旋，使这两个扇区的激波增强，加功能力增强；进气正预旋使过渡区A的激波消失，加功能力降低。亚声速流动时，过渡区B和畸变区的进气负预旋，使这两个扇区的攻角增大，加功能力增强；而进气正预旋同样使过渡区A加功能力降低。其次，分析了进气畸变条件下压气机损失的主要来源。跨声速流动时，过渡区B和畸变区的强激波是压气机损失的主要来源。亚声速流动时，过渡区和畸变区的分离损失是压气机损失的主要来源。最后，研究了进气畸变条件下压气机的失速触发机制。跨声速流动时，过渡区B的强脱体正激波以及过渡区A较大的进气攻角，使过渡区的叶尖泄漏涡最强烈。亚声速流动时，过渡区的进气攻角最大，同样使过渡区的叶尖泄漏涡最强烈。因此，在进气畸变条件下，压气机的失速起始位置为两个过渡区。

为了提高进气畸变条件下跨声速压气机的稳定工作范围，作为对比研究，本文在进气畸变条件下采用全周处理机匣对压气机的叶尖流场进行流动控制。全周处理机匣使叶尖泄漏涡在发展阶段得到抑制，从而起到了扩稳的效果。另外，研究了进气畸变条件下全周处理机匣对加功量以及流动损失的影响。跨声速流动时，转子叶尖激波增压对加功占主导作用，而全周处理机匣使激波减弱，因此加功能力降低。虽然主通道的激波损失降低，但是处理槽内部的掺混损失大幅增加。相同体积内，处理槽内的流动损失要远大于主通道的流动损失，而且加功能力越强的扇区，处理槽的流动损失越大。亚声速流动时，处理槽内的流动损失同样要远大于主通道的流动损失。

在进气畸变条件下，失速起始的关键区域为两个过渡区，同时采用全周处理机匣增加了过多的处理槽内的流动损失，为此，采用部分处理机匣对叶尖流场进行流动控制。一方面可以有针对性的控制失速的起始，另一方面也可降低处理槽内的损失。部分处理机匣与插板之间的相对位置采用了两种方案。进气畸变条件下，两个过渡区的叶尖泄漏涡最强，压气机的失速起始位置为两个过渡区，因此一种方案是将处理槽放置在过渡区，称之为方案2。作为对比方案，将处理槽放置在非畸变区和畸变区，并称之为方案1。首先，由于减少了处理槽的流动损失，因此在效率提升方面，这两种部分处理机匣方案均优于全周处理机匣。其次，在这两种部分处理机匣方案中，由于方案1处理槽内的流动损失更低，而方案2使过渡区的失速扰动得到有效抑制，因此，方案1对效率的提升更佳，方案2对裕度的提升更优。而在综合性能提升方面，方案1更佳。实验结果表明，当采用方案1时，与实壁机匣相比，在98%转速，失速裕度提高了8.02%，无量纲峰值效率提升了2.273%。另外，当采用部分处理机匣时，实壁区的失速扰动得不到抑制，因此压气机失速的起始位置在没有处理槽的实壁区。