低雷诺数高负荷低压涡轮叶型的气动设计_杨林

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雷诺数对航空燃气涡轮流动及性能影响的研究进展_高丽敏大作业

雷诺数对航空燃气涡轮流动及性能影响的研究进展小明2014123456西北工业大学动力与能源学院摘要随着航空发动机工作范围的不断扩大，考虑其进口条件变化对发动机内部流动及性能的影响非常必要。

国内外众多相关试验和计算表明，雷诺数对发动机性能的影响越来越重要。

本文就半个世纪以来研究雷诺数对航空燃气涡轮发动机影响的实验和数值模拟进行了评述，根据作者掌握的文献，着重在以下三个方面展开综述:雷诺数对航空发动机总体性能的影响、雷诺数对压气机特性和内部流场的影响以及低雷诺数下涡轮性能的研究。

文中分别阐述了国内外学者在上述几个方面的主要成果，并进一步指出了当前探索雷诺数效应的不足及未来的研究方向。

关键词雷诺数，航空燃气涡轮发动机，研究进展，内部流动1 引言雷诺数Re是衡量流体粘性对航空发动机增压及涡轮部件性能影响的重要准则之一。

一般来说，当涡轮喷气或涡轮风扇发动机进口气流的雷诺数Re大于某一临界值时,雷诺数对发动机各部件(包括风扇、压气机和涡轮)的影响可以忽略，因此增压部件的流量、压比和效率也将基本不受雷诺数变化的影响；但当发动机进口雷诺数小于此临界值时，雷诺数的变化对各部件的影响逐步显现，并对发动机各性能参数均带来直接影响。

用于衡量雷诺数效应影响的临界值被称为临界雷诺数，而雷诺数的变化对发动机各部件工作性能的影响也被称为低雷诺数效应[1]。

随着飞机飞行高度升高，入口气流的压力和密度均显著降低，由由表1中各数据可见，相对于海平面，20km高空的大气压力仅为标准大气压力的5.46%，使得表征叶轮机雷诺数的叶弦雷诺数大大降低，流场特征也会偏离设计状态，可能会使发动机的工作性能严重恶化。

不同的发动机流道和叶型设计具有不同的临界雷诺数（一般临界雷诺数的量级为105左右），且雷诺数效应对不同型号发动机的影响程度和方式也不尽相同。

表1 不同海拔高度大气物理性能变化[2]图1-1是某型涡轮风扇发动机在正常条件下各个部件的雷诺数，可以明显的看到，低压涡轮的工作雷诺数处以整个发动机的最低水平[3]，压气机的工作雷诺数也不太高。

高负荷跨音速轴流压气机的叶型优化设计

ｔｅｕｐｒ５％ｓａａｅｎｔｅｍｅｈｄｃｎｉｉｇｏｒｉｃａｎｕａｅｏｋａｄｇｎｔｌｏｉｍ．Ａｓｔｅｒｓｌ，ｈｐｅ０ｐｎｂｓｄｏｈｔｏｏｓｓｎｆａｔｉｌｅｒｌｔｒｎｅｅｉａｇｒｔｔｉｆｎｗｃｈｈｅｕｔ
能。
压气机的全三维数值优化技术集三维流场求解、优化技
术为一体，过对原型机进行参数化而扰动几何构型，从通以
中寻优。目前较常用的方法是结合神经网络（响应面模型的
一
种）与遗传算法的优化方法。众多国外学者已在该领域进
第２卷第７９期
文章编号：０６９４（０２０－０５０１０－３８２１）７０７－５
计
算
机
仿
真
２１年７０２月
荷跨音速轴流压气机的叶型优化设计
李相君，武利，皓光，楚张米攀
（西北工业大学动力与能源学院，陕西西安７０７１０２）
定范围内扰动，可以得到一系列新的叶型，就以此构建叶型
面处则使用周向平均法进行数值传递。计算区域包括进口
导叶、转子及静子排。另外为提高计算效率，采用了多重网
格法、部时间步长和隐式残差光顺三种措施加速计算收局
一
７ — ５
表１计算网格数量分布

马赫数对不同负荷分布形式的高负荷低压涡轮性能的影响

马赫数对不同负荷分布形式的高负荷低压涡轮性能的影响白涛【摘要】This paper numerically simulated the flow filed of high loaded low pressure turbine with three xind of loading distribution at wind range Mach number. Through analysis we can conclude that:the aft loaded airfoil is more sensitive to Mach number compared to front and mid loaded airfoil,and the aerodynamic loss is very obvious for aft loaded airfoil at the range of high Mach number with is larger than front and mid loaded airfoils. The aerodynamic loss of aft loaded airfoil increased by100%compared to mid loaded airfol when the export isentropic Mach number is 1.%数值模拟了3种不同负荷分布形式的高负荷低压涡轮叶片在宽广马赫数范围内的流场。

通过分析得出：后加载叶型对马赫数的变化较前加载和均匀加载叶型更为敏感，在高马赫数范围内，叶型气动损失亦非常大，远远大于前加载和均匀加载的叶型；当出口等熵马赫数为1时，后加载叶型的气动损失较均匀加载增加了100%。

【期刊名称】《重庆理工大学学报（自然科学版）》【年(卷),期】2016(030)004【总页数】5页(P35-39)【关键词】负荷分布;马赫数;气动损失;分离;激波【作者】白涛【作者单位】西安航空学院飞行器学院，西安 710077【正文语种】中文【中图分类】V231.3大涵道比涡扇发动机的低压涡轮往往级数较多，因此在发动机的质量中所占的比重较大，因此降低低压涡轮质量是减少航空发动机质量的重要途径[1-3]。

北航四系导师资料

本文为非涉密文章，源自互联网。

朱之丽00814 博士生导师1974 年入西北工业大学航空发动机设计专业，1979年毕业后留西北工业大学703教研室任教，1979年考入北京航空学院航空发动机专业硕士研究生，1981年毕业后留校至今。

一直从事航空发动机总体性能优化与故障诊断方面的研究工作，曾获民航总局科技进步一等奖一项，航空部科技进步三等奖四项。

刘火星06962 硕士生导师1．个人情况简介（1）主要学历：1989年7月：国防科技大学航天技术系固体火箭发动机专业获学士学位1994年7月：北京航空航天大学能源与动力工程学院，获硕士学位1999年12月：北京航空航天大学能源与动力工程学院流体机械及流体动力工程专业获博士学位，研究方向为叶轮机气体动力学，指导教师陈懋章教授2000.1～2001.12 北航流体所博士后流动站（2）主要工作经历1989年8月-1991年7月：包头铁合金厂测量助理工程师2001.12至今北京航空航天大学能源与动力工程学院流体机械系，副教授。

从事教学和叶轮机内复杂流动方向研究2．教学及人才培养情况，科研项目情况（1）主要教学工作2001年至今主讲本科生必修课程《c语言程序设计》2004年至今主讲本科生选修课程《计算方法》2005年至今主讲研究生实验课程《叶轮机特性与流场测量》2005年至今参与讲授本科生专业基础课《气体动力学》2006年至今参与讲授本科生专业课《叶轮机原理》2002年至今指导本科生课程设计2000年至今指导硕士研究生7名（两人毕业，1人转博，4人在读）2002年至今协助指导博士研究生4名（两人毕业，2人在读）（2）主要科研工作作为项目负责人，已完成国家自然科学基金项目、航空基础科学基金项目和国防重点实验室基金项目各一项：a.国家自然科学基金项目：压气机叶片非定常气动负荷机理研究b.航空基础科学基金项目；（项目名称略）c.国防重点实验室基金项目；（项目名称略）作为主要技术骨干，参加了某重大基础研究项目、某计划、攀登计划、国防预研、各类基金及国际合作等十余项课题的研究：a.国家重点基础研究发展规划：高效洁净能源－动力系统及热－功转换过程内部流动研究，项目名称：内流湍流及复杂带激波流动研究b.攀登计划课题（国家基础性研究重大关键项目）：能源利用中的气动热力学前沿问题和新设计体系的研究c.国防973项目1,（项目名称略）d.国防973项目2,（项目名称略）e.APTD计划课题, （项目名称略）f.S863项目（项目名称略）g.国防基础科研课题（项目名称略）h.英国R. R.公司－北航合作项目（BUAA and Rolls-Royce Collaborative Project）项目名称：吊架对低压压缩系统影响的实验研究i.法国SNECMA公司－北航合作项目：处理机匣内部流动得实验和数值研究j.国防重点实验室基金项目（四项，项目名称略）k.航空608所横向合作项目3. 发表学术论文情况[1] 压气机叶片前缘分离流动,刘火星，蒋浩康，陈懋章,工程热物理学报[2] 低雷诺数条件下低压涡轮气动设计，工程热物理学报，2005年，Vol.26，No.2: 228-230[3] 涡轮内外涵联立数值模拟,工程热物理学报，2006年，Vol.27，No.1: 39-41,[4] Effect of Leading-Edge Geometry on Separation Bubble on A Compressor Blade,Liu Huoxing, Liu Baojie, Li Ling, Jiang Haokang ,国际会议，ASME 2003-GT-38217[5] Evolution of The Tip Leakage Vortex In An Axial Compressor Rotor,Baojie Liu, Xianjun Yu, Hongwei Wang, Huoxing Liu Haokang Jiang, Maozhang Chen,国际会议，ASME 2004-GT-53703[6] Flow Analysis of a Single-Stage Axial Compressor With a Splitter Rotor,Li Haipeng, Zou Zhengping*, Liu Huoxing,国际会议，ASME 2004-GT-53265[7] 压气机叶片前缘分离流动,刘火星*，蒋浩康，陈懋章,中国工程热物理学会热机气动热力学学术会议论文集，上海，2003年，pp321-328[8] 尾迹对涡轮叶栅边界层分离影响的流动显示,刘火星*，邹正平，刘强,中国工程热物理学会热机气动热力学学术会议论文集，上海，2003年，pp329-333[9] 涡轮叶栅边界层分离流动显示,刘火星*，邹正平，宁方飞,中国航空学会第十二届叶轮机学术讨论会论文集，四川新都，2003年10月[10] 低雷诺数条件下涡轮气动设计,杨琳，刘火星，邹正平*，李维,中国工程热物理学会热机气动热力学学术会议论文集，西安，2004年，pp291-295[11] 涡轮内外涵联立数值模拟,杨琳, 刘火星, 邹正平*, 李维,中国工程热物理学会热机气动热力学学术会议，2004 年10 月，113－118[12] 某大涵道比风扇级内部流动数值模拟,于海海，刘火星*，邹正平,中国工程热物理学会热机气动热力学学术会议论文集，北京，2005年，75－81[13] 大小叶片叶栅的稠度特性分析,李海鹏，刘火星*,中国工程热物理学会热机气动热力学学术会议论文集，北京，2005年，362-369[14] 波转子技术对涡轴发动机性能的影响,刘火星*，姜冬玲，邹正平,中国航空学会第十三届叶轮机学术讨论会论文集，p162-168，宜昌，2003年10月李晓东06301 博士生导师1.主要学术、社会兼职美国航空航天协会高级会员2.获奖情况1）2006 第八届中国航空学会青年科技奖；2）2002 获第八届霍英东基金会青年教师研究类三等奖；3）2002“特种功能蜂窝胶接结构制造技术”获国防科工委科技进步三等奖。

低雷诺数翼型的外形设计精品资料

２数值计算方法
低雷诺数条件下，绕翼型的流动常在逆压梯度的影响下出现分离，并伴随层流或湍流分离泡的产生和附着，分离泡区域的大小比例在不同的雷诺数下不尽相同［３－４，１４］，使得翼型的流场变得极为复杂。通过数值计算的方法模拟求解低雷诺数翼型的气动特性，需要准确捕捉以上现象并进行细致的分析，ＸＦＯＩＬ程序恰好满足了要求，计算数据有效，并有广泛使用。ＸＦＯＩＬ由美国ＭＩＴ的ＭａｒｋＤｒｅｌａ博士编写［１５］，针对低雷诺数条件下翼型的数值模拟而专门开发的流场求解的开源程序，是国外进行低雷诺数翼型计算的主要工具，其准确性和可靠性在多篇文献中都得到验证应用，多年来该程序得到不断改进并完善。国外文献［６，１６］、国内文献［３－４］使用的数值模拟求解器是ＸＦＯＩＬ，文献［４］对其计算的准确性进行了专门验证。作者使用ＸＦＯＩＬ前也对其进行了验证，计算了文献［４］的算例并进行对比，还通过文献［１７］计算了其中的Ｅｐｐｌｅｒ３８７翼型的气动性能并与风洞试验结果进行对比，结果表明，ＸＦＯＩＬ数值计算的数据比较准确地反映了真实流场中翼型的气动特性。
３翼型参数化方法研究
翼型的参数化描述方法包含多项式拟合法和解析函数线性叠加法等多种方法，如引言中提及的方法。本文选取国内外广泛使用的Ｈｉｃｋｓ－Ｈｅｎｎｅ型函数和Ｐａｒｓｅｃ方法对低雷诺数翼型进行参数化研究。
３．１Ｈｉｃｋｓ－Ｈｅｎｎｅ型函数参数化研究Ｈｉｃｋｓ－Ｈｅｎｎｅ型函数［１８］适合对任何翼型进行参数化描述，直观并易于控制。然而原始的Ｈｉｃｋｓ－Ｈｅｎｎｅ型函数的函数项中没有对翼型尾缘点的控制函数，使翼型尾缘部分参数化空间得不到拓展，影响优化翼型质量［１１］。要解决此问题，理论上使用无限多的型函数对翼型进行控制即可，但产生的计算量非常大，且效果并不突出。文献［３］和文献［１１］对Ｈｉｃｋｓ－Ｈｅｎｎｅ型函数进行了改进，文献［３］添加翼型前缘和尾缘的控制函数，文献［１１］通过另一种形式的函数对翼型尾缘进行控制，两种改进方法产生的效果差别不大。本文以文献［１１］中改进的Ｈｉｃｋｓ－Ｈｅｎｎｅ型函数作为低雷诺数翼型参数化方法，即在原Ｈｉｃｋｓ－Ｈｅｎｎｅ型函数中设计ｆｎ（ｘ）＝αｘ（１－ｘ）ｅ－β（１－ｘ）函数项，该函该在ｘ＝１处一阶导数值不为０，可以改变参数化翼型的尾缘夹角，使参数化空间得到拓展。公式为：图２显示了使用Ｈｉｃｋｓ－Ｈｅｎｎｅ型函数和改进Ｈｉｃｋｓ－Ｈｅｎｎｅ型函数参数化描述的低雷诺数翼型尾部效果图，图２（ａ）图形使用改进的Ｈｉｃｋｓ－Ｈｅｎｎｅ型函数描述，图２（ｂ）使用原始Ｈｉｃｋｓ－Ｈｅｎｎｅ型函数描述。由图２可见，改进Ｈｉｃｋｓ－Ｈｅｎｎｅ型函数有效实现了参数化翼型尾缘夹角的改变。

高空低雷诺数压气机叶栅气动性能数值研究

图1平面叶栅网格分布
数值模拟0km、10km和20km高度不同雷诺数条件下平面叶栅的气动性能，数值仿真计算工况如表2所示。

设置进口边界条件为速度，进口特征速度为20m/s。

由式（1）和式（2）可计算得到不同高度下的雷诺数。

萨特兰公式：
=1.7894×10-5（空气15°时的粘度）
雷诺数公式：
为气体密度，d为特征长度
图3给出了0km、10km以及20km的静压分布云图，攻角为-12°时压力面前缘位置存在较小的低压区，并且随着雷诺数减小，低压区面积增大，而高压区在叶片前缘的位置基本不变；攻角增至0°时，吸力面前缘出现低压区，
图4给出了不同雷诺数下的速度流线图。

由图可知，在较大负攻角与零攻角情况下，随着雷诺数的减小（飞行高度增大），吸力面尾缘分离区增大，可以看到在20km时出现明显的分离涡；在攻角为12°的情况下，吸力面尾缘在不同高度时均有清晰可见的分离涡，且随着雷诺数的降低，分离涡逐渐后移。

3结论
通过数值模拟分析不同高度下，雷诺数对对叶栅攻角损失性能和叶栅流场结构的影响，得出了以下几个结论：
①随着雷诺数减小，在-12°~12°攻角范围内，总压恢复系数整体逐渐降低，总压损失系数逐渐增大。

②攻角为-12°时压力面前缘位置存在较小的低压区，
表2仿真计算工况
图2不同高度下攻角与总压恢复系数的特性曲线图3平面叶栅的静压分布图图4平面叶栅的速度流线图
图1某增压发动机的Boost计算分析模型示意图
1.3发动机相关零部件尺寸参数定义
1.3.1空气滤清器
所建立的进排气系统模型中，空气滤清器的相关参数和特性如表2所示。

低雷诺数下二维翼型绕流的流场特性分析

低雷诺数下二维翼型绕流的流场特性分析叶建;林国华;邹正平;陆利蓬【期刊名称】《航空动力学报》【年(卷),期】2003(18)1【摘要】采用高精度有限差分格式,对低雷诺数下二维翼型绕流进行了直接数值模拟,计算了雷诺数为1.0×104,NACA0012翼型0°,4°以及10°攻角下的流场。

计算结果表明:在0°和4°攻角条件下,翼型绕流尾迹区的统计特性相似,0°攻角下的统计量值具有很好的对称性;在距翼型尾缘0.3弦长以后的尾迹区,旋涡排列成类似涡街的结构,涡量的极值、压力的极小值都位于旋涡中心,沿着流向,涡量极值的绝对值逐渐减小,压力的极小值逐渐增大。

10°攻角下,翼型上表面从前缘开始分离,尾迹区统计分析结果所得图象与0°和4°完全不同,数值上较后者结果大;在翼型尾缘处,涡量的卷吸,高压力区域的形成,是旋涡脱落的条件,正向和反向旋涡的交替脱落,形成了类似涡街的结构。

【总页数】8页(P38-45)【关键词】航空推进系统;航天推进系统;翼型;直接数值模拟;低雷诺数;非定常分离【作者】叶建;林国华;邹正平;陆利蓬【作者单位】北京航空航天大学动力系;北京航空航天大学飞机设计研究所【正文语种】中文【中图分类】V231.3【相关文献】1.低雷诺数下翼型粘性绕流主动流动控制的数值模拟 [J], 周欣;杨爱明;翁培奋2.小雷诺数下圆柱绕流的流场特性及规律研究 [J], 杨德军;李旭东;李伟3.低雷诺数下翼型绕流的LBM数值模拟 [J], 冯欢欢;邹森;赵广;;;4.低雷诺数开缝圆柱绕流尾迹流场特性 [J], 邢鹏飞;孙志强5.低雷诺数下翼型绕流的格子Boltzmann\r方法数值模拟 [J], 钏助仁因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。

重型燃气轮机高雷诺数CDA_叶型转捩特性数值计算

收稿日期：2021-08-26作者简介：王润禾（1997），女，硕士。

引用格式：王润禾，童歆，羌晓青，等.重型燃气轮机高雷诺数CDA 叶型转捩特性数值计算[J].航空发动机，2023，49（5）：136-142.WANG Runhe ，TONG Xin ，QIANG Xiaoqing ，et al.Numerical calculation of controlled diffusion airfoils of transition characteristics for heavy-duty gas turbine at high Reynolds number[J].Aeroengine ，2023，49（5）：136-142.航空发动机Aeroengine重型燃气轮机高雷诺数CDA 叶型转捩特性数值计算王润禾1，童歆1，羌晓青2，3，杜朝辉1，3，欧阳华1，3（上海交通大学机械与动力工程学院1，航空航天学院2：上海200240；3.燃气轮机与民用航空发动机教育部工程研究中心，上海201306）摘要：为研究重型燃气轮机的压气机叶片在高雷诺数工况下的气动性能，基于Gamma-Theta 转捩模型的雷诺时均方程对某可控扩散叶型进行了数值计算。

通过对比不控制马赫数与控制马赫数，分析高雷诺数对可控扩散叶型气动性能及转捩特性的影响。

结果表明：在不控制马赫数条件下，在零攻角时，雷诺数从7×105增大为9×105，总压损失增加了约391.95%；在高雷诺数工况下随着雷诺数的增大，叶片流动损失不断增大，叶片可用攻角范围减小，同时在叶片吸力面出现激波，干扰转捩的产生。

在控制马赫数条件下，当Ma =0.6时，在零攻角工况下，雷诺数从8.2×105增大为1×107，总压损失减小了约38.98%，吸力面转捩起始点从4.78%弦长处前移至1.11%弦长处；在高雷诺数工况下，叶片流动损失随着雷诺数的增大不断减小，吸力面转捩位置前移。

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摘要：采用平面叶栅实验和数值模拟研究了不同负荷分布设计以及基于二维展向凹槽处理的非光滑型面设计对高负荷低压涡轮叶型流动损失的影响规律．研究表明：在低雷诺数状态下前加载负荷分布设计对高负荷低压涡轮叶型的二维气动性能更有利；二维展向凹槽处理的非光滑型面设计能够有效改善高负荷低但同时可在一定程度上恶化叶型在高雷诺数状态下的气动性能；压涡轮叶型在低雷诺数状态下的气动性能，基于二维展向凹槽处理的非光滑型面设计与后加载负荷分布设计的结合能够在更为宽广的雷诺数工况范围内改善叶型的气动性能．关键词：气动设计；高负荷叶型；低压涡轮；低雷诺数；平面叶栅实验；数值模拟中图分类号：Ｖ２３１文献标志码：Ａ
１２１１，ＱＹＡＮＧＬｉｎＩＡＯＷｅｉａｎＵＯＨｕａｌｉｎ－ｙ－ｇ，Ｌｇ，１１ＭＵＺｈｏｎｉａｎＷｅｉｔａｏ－－ｇｑｇ，ＨＯＵ，
（，１．ＳｃｈｏｏｌｏｆＰｏｗｅｒａｎｄＥｎｅｒｇｙ，；ＮｏｒｔｈｗｅｓｔｅｒｎＰｏｌｔｅｃｈｎｉｃａｌＵｎｉｖｅｒｓｉｔＸｉａｎ７１００７２，Ｃｈｉｎａｙｙ，２．ＧａｓＴｕｒｂｉｎｅＥｓｔａｂｌｉｓｈｍｅｎｔ，）ＡｖｉａｔｉｏｎＩｎｄｕｓｔｒＣｏｒｏｒａｔｉｏｎｏｆＣｈｉｎａＣｈｅｎｄｕ６１０５００，Ｃｈｉｎａｙｐｇ：ＳＡｂｓｔｒａｃｔｔｕｄｗａｓｃａｒｒｉｅｄｏｕｔｕｓｉｎｔｈｅｃｏｍｂｉｎａｔｉｏｎｏｆｎｕｍｅｒｉｃａｌｓｉｍｕｌａｔｉｏｎａｎｄｃａｓ－ｙｇｃａｄｅｅｘｅｒｉｍｅｎｔｔｏｕｎｄｅｒｓｔａｎｄｔｈｅｅｆｆｅｃｔｓｏｎｆｌｏｗｌｏｓｓｆｒｏｍｌｏａｄｉｎｄｉｓｔｒｉｂｕｔｉｏｎｄｅｓｉｎａｎｄｐｇｇｎｏｎｓｍｏｏｔｈｒｏｆｉｌｅｄｅｓｉｎｂａｓｅｄｏｎｔｗｏｄｉｍｅｎｓｉｏｎｓａｎｉｓｅｒｏｏｖｅｃｏｍｂｉｎｅｄｗｉｔｈｌｏａｄｉｎ－－－ｗｐｇｐｇｇｄｅｓｉｎ．Ｒｅｓｅａｒｃｈｓｈｏｗｓｔｈａｔｆｏｒｅｌｏａｄｅｄｄｅｓｉｎｉｓｓｕｅｒｉｏｒｔｏａｆｔｌｏａｄｅｄｄｅｓｉｎｉｎｄｉｓｔｒｉｂｕｔｉｏｎ－－ｇｇｐｇ；ｎｅｒｆｏｒｍａｎｃｅｔｗｏｄｉｍｅｎｓｉｏｎａｅｒｏｄｎａｍｉｃｕｎｄｅｒｌｏｗＲｅｎｏｌｄｓｎｕｍｂｅｒｃｏｎｄｉｔｉｏｎｓｏｎ－－ｐｙｙｓｍｏｏｔｈｒｏｆｉｌｅｄｅｓｉｎｂａｓｅｄｏｎｔｗｏｄｉｍｅｎｓｉｏｎｓａｎｉｓｅｒｏｏｖｅｃａｎｉｍｒｏｖｅａｅｒｏｄｎａｍｉｃ－－ｗｐｇｐｇｐｙ，；ｅｒｆｏｒｍａｎｃｅａｔｌｏｗＲｅｎｏｌｄｓｎｕｍｂｅｒａｎｄｄｅｃｒｅａｓｅｉｔａｔｈｉｈＲｅｎｏｌｄｓｎｕｍｂｅｒｎｏｎｓｍｏｏｔｈ－ｐｙｇｙｒｏｆｉｌｅｄｅｓｉｎｂａｓｅｄｏｎｔｗｏｄｉｍｅｎｓｉｏｎｓａｎｉｓｅｒｏｏｖｅｃｏｍｂｉｎｅｄｗｉｔｈａｆｔｌｏａｄｅｄｄｅｓｉｎｃａｎ－－ｗ－ｐｇｐｇｇａｅｒｏｄｎａｍｉｃｉｎｗｉｄｅｒｒａｎｅｏｆＲｅｎｏｌｄｓｎｕｍｂｅｒ．ｉｍｒｏｖｅｅｒｆｏｒｍａｎｃｅｙｇｙｐｐ：ａ；；Ｋｅｗｏｒｄｓｅｒｏｄｎａｍｉｃｄｅｓｉｎ；ｈｉｈｌｌｏａｄｅｄｂｌａｄｅｌｏｗｔｕｒｂｉｎｅｒｅｓｓｕｒｅ－－ｐｙｇｇｙｙ；；ｌｏｗＲｅｎｏｌｄｓｎｕｍｂｅｒｃａｓｃａｄｅｅｘｅｒｉｍｅｎｔｎｕｍｅｒｉｃａｌｓｉｍｕｌａｔｉｏｎｌａｎｅｙｐｐ
．
目前针对低压涡轮减轻质量的主要方法是采用高负荷叶片（工程上广泛采用Ｚｗｅｉｆｅｌ载荷系数来表征叶栅的气动负荷
［４］
）设计以减少低压涡
轮单级叶片数目．但叶片数目减少、叶栅稠度降低可能会加剧吸力面扩散区内边界层流动分离和相应的流动损失．同时，对于大涵道比民用涡扇发动机，巡航状态下典型的低压涡轮叶片雷诺数范围，因此对低雷诺处于较低水平（１０００００～２５００００）数条件下涡轮叶片表面流动损失控制研究成为研
ｒｅｓｓｕｒｅＡｅｒｏｄｎａｍｉｃｄｅｓｉｎｏｆｈｉｈｌｌｏａｄｅｄｂｌａｄｅｉｎｌｏｗｔｕｒｂｉｎｅ－－ｐｙｇｇｙｗｉｔｈｌｏｗＲｅｎｏｌｄｓｎｕｍｂｅｒｙ
DOI:10.13224/ki.jasp.2013.05.011
航空动力学报第２８卷第５期Ｖｏｌ．２８Ｎｏ．５２０１３年５月ＪｏｕｒｎａｌｏｆＡｅｒｏｓａｃｅＰｏｗｅｒＭａ０１３ｙ２ｐ
［］１３－
１数值计算和叶栅实验方法
本文采取数值计算和涡轮平面叶栅实验相结合的研究方法．数值计算方法采用了耦合Ｌａｎ－ｔｒｅｎｔｅｒ转捩模型的雷诺平均数值方法和二－Ｍｇｙ为简便起见，下文分别称之为维大涡模拟方法（其中ＲＲＡＮＳＴ和２ＬＥＳ方法）．ＡＮＳＴ方法用－Ｄ来预测流动的时均特性，２ＬＥＳ方法则用来预－Ｄ转捩流动等所包含的丰富的、连续的时空测分离、流场细节．ＲＡＮＳＴ方法采用的求解软件为ＣＦＸ２ＬＥＳ方法采用的求解软件为ＦＬＵＥＮＴ１１．０，－Ｄ本文中各涡轮叶栅算例采用相同的二维网格６．３．近壁区环绕叶型一周为Ｏ型网格拓拓扑类型：扑，其外为Ｈ型网格拓扑．图１给出了计算域及局部网格示意图，并标出了计算域的周期性边界所在．计算域进口边界距叶型前缘１．５倍轴向弦，长（出口边界距叶型尾缘６倍轴向弦长．第１ｃｘ）层网格至壁面的距离保证ｙ＋＜１；近叶片壁面区网格层间距以１．１的比值沿壁面法向递增．
１０２０
航空动力学报
第２８卷

为提高航空发动机的０世纪５０年代以来，２推进效率，涡扇发动机的涵道比不断提高，现役干线民航客机几乎无一例外地采用大涵道比涡扇发动机作为动力装置．提高涵道比（增大风扇直径）将增大高转速下风扇叶尖速度，导致风扇气动噪为了减小风扇的气动噪声增大和气动性能恶化．声和气动损失，必须降低风扇转速，这就意味着降低驱动风扇的低压转子的转速，结果导致低压涡为了满足风扇的功需求，须轮的单级功输出减小．增加低压涡轮的级数，相应地又增大了发动机的质量，因此减轻低压涡轮质量成为各大飞机制造公司必须面临的问题
］５８－目前比较统一的认识是低雷诺数条究的重点［．
件下叶片表面流动损失的控制方法分为两大类：一是常规的调整叶型负荷分布，通过控制边界层发展、分离和转捩来控制损失；二是采用加强高能流体与低能流体之间动量交换的新颖的流动控制措施（在叶片负荷增大到一定程度后可能必须要，通过控制流动分离的尺度来控制损失，例采用）
（）文章编号：１０００８０５５２０１３０５１０１９１０－－－
低雷诺数高负荷低压涡轮叶型的气动设计
２，乔渭阳１，罗华玲１，母忠强１，侯伟涛１杨林１，
（１．西北工业大学动力与能源学院，西安７１００７２；）２．中国航空工业集团燃气涡轮研究院，成都６１０５００