● 摘要
航空运输业的蓬勃发展不仅对民用航空发动机的需求量逐年增加，同时也对航空发动机的经济性、安全性以及环保性等提出了更高的要求。作为民用航空发动机的关键部件，低压涡轮的气动性能和重量是影响整台发动机竞争力的重要因素。因此，发展高性能低压涡轮是研制下一代先进民用航空发动机的重要支撑，而这则需要建立在充分认识高负荷低压涡轮内部的非定常流动机理和掌握高性能低压涡轮气动设计技术的基础上，本文工作即是围绕上述问题展开。理解和把握吸力面边界层的时空演化机理是有效抑制低压涡轮叶型损失的基础，对此，本文采用大涡模拟方法对 、 条件下的T106-EIZ涡轮叶栅进行了数值模拟研究，重点探讨了来流湍流度（FSTI）和非定常尾迹的影响机制。对来流湍流度影响的研究考虑了 四种工况（Case1-Case4），通过对时均流动、分离剪切内旋涡拟序结构和剪切层内监测点信号等的深入分析，揭示了来流湍流度对高负荷涡轮叶栅气动性能、分离流动结构及分离剪切层转捩机制的影响，研究表明，来流湍流度主要通过使最不稳定扰动能量开始增大的位置提前而促使分离剪切层更早转捩。对上游非定常尾迹影响的研究基于低压涡轮典型工况（Case5，尾迹折合频率 ，流量系数 ）展开，考虑了 （Case6-Case9）和 （Case10-Case13）等不同尾迹条件，最终给出了各种工况下叶栅吸力面边界层的精细流动结构和时空演化机制，研究表明，过大和过小的折合频率以及过大的流量系数都会使边界层内流动的非定常性减弱，导致边界层内不会出现寂静区。叶型前缘线型会直接影响到前缘吸力峰和分离泡等流动结构，进而影响到整个涡轮叶栅的气动性能。对此，本文提出了三种能保证线型曲率连续的前、尾缘线型构型方法，并发展了工程实用的叶型前、尾缘线型设计工具；进而，以平板前缘为对象，讨论了前缘附近的损失机理；而后，将基于多项式的前缘修型方法用于低压涡轮叶栅，采用大涡模拟方法对吸力面边界层各部分损失进行了定量分析，并将该方法在多级低压涡轮部件中成功应用。结果表明，叶型前缘的优化可以使吸力面边界层总损失下降约10%，并且能在很宽工况范围内使叶栅和涡轮部件气动性能显著提高。整机环境中低压涡轮的气动性能可能受到加工和装配误差的显著影响。本文采用定常/非定常数值模拟结合实验的方式，从涡轮叶型微小偏差对独立涡轮部件内部流动的定常和非定常影响，叶型偏差对整机环境中涡轮部件气动性能的影响，导叶安装角周向不均匀的影响，以及轮毂缘板进口圆角改变的影响等四个方面进行了研究，揭示了微小偏差对涡轮部件气动性能的影响及其在整机环境中被显著放大的机制。最后，本文采用基于损失模型的效率关联式和极差分析方法，对功分配系数以及各级速度三角形无量纲参数等对多级涡轮气动性能的影响进行了显著性分析；进而，探索了能初步考虑非定常相互作用、结构强度、气动噪声等因素的多级涡轮低维空间上的优化设计思路和方法，在多个民机低压涡轮优化设计实例上的应用证明了这些思路和方法的正确性和有效性。