宋紅超，李 鑫，樸龍賢，薛偉鵬，季路成

（1.中國(guó)航空發(fā)動(dòng)機(jī)研究院，北京101304；2.北京理工大學(xué)，北京100081；3.中國(guó)航發(fā)沈陽(yáng)發(fā)動(dòng)機(jī)研究所，沈陽(yáng)110015；4.中國(guó)航發(fā)四川燃?xì)鉁u輪研究院，成都610000）

0 引言

掠技術(shù)作為提升風(fēng)扇/壓氣機(jī)效率、擴(kuò)展其穩(wěn)定裕度的重要措施備受關(guān)注。自20世紀(jì)50～70年代間Beatty、Smith&Yeh等[1-2]將掠概念引入到風(fēng)扇/壓氣機(jī)后，掠技術(shù)發(fā)展大致經(jīng)歷4個(gè)階段[3]：掠概念初步探索、后掠技術(shù)深入研究、跨聲壓氣機(jī)前掠技術(shù)研究和亞聲壓氣機(jī)掠葉片深入研究階段。時(shí)至今日，風(fēng)扇/壓氣機(jī)中掠技術(shù)已基本成熟，成為3維葉片設(shè)計(jì)中的關(guān)鍵技術(shù)。

對(duì)于掠對(duì)風(fēng)扇/壓氣機(jī)氣動(dòng)性能影響及機(jī)理已形成豐富認(rèn)識(shí)。1986年美國(guó)空軍基地轉(zhuǎn)子試驗(yàn)第1次顯示后掠的效率收益[4-5]，推動(dòng)3維激波模型[6]充分發(fā)展；1997年Wadia[7]通過(guò)系列轉(zhuǎn)子設(shè)計(jì)與試驗(yàn)證實(shí)，對(duì)于尖部起決定作用的跨聲風(fēng)扇，尖部負(fù)荷系數(shù)較大、葉表附面層向尖部堆積導(dǎo)致激波/附面層干擾損失增加，前掠能夠改善這些影響使風(fēng)扇/壓氣機(jī)具有更高效率和裕度；Denton與Xu[8]將掠彎對(duì)失速邊界影響的原因歸結(jié)為尖區(qū)內(nèi)由于激波垂直于機(jī)匣而有固定不動(dòng)的趨勢(shì)，前掠增加激波與前緣間距，因而擴(kuò)穩(wěn)；文獻(xiàn)[9]就后掠轉(zhuǎn)子、前掠轉(zhuǎn)子和軸向超聲激波轉(zhuǎn)子的設(shè)計(jì)過(guò)程發(fā)表見解：如果將失速裕度大、小的結(jié)論分別賦予前、后掠葉片，那么前緣形狀并不單獨(dú)決定葉片掠型歸屬，喉道空間位置更為關(guān)鍵。國(guó)內(nèi)關(guān)于掠葉片研究源于90年代末[10]，周盛、陳懋章、桂幸民等大批學(xué)者對(duì)氣動(dòng)掠型進(jìn)行了深入研究；季路成經(jīng)過(guò)相關(guān)研究后認(rèn)為，掠作為葉片設(shè)計(jì)的1個(gè)自由度，通過(guò)葉片基元負(fù)荷全工況范圍內(nèi)的展向匹配影響軸流壓氣機(jī)失速裕度，在折衷過(guò)程中通過(guò)激波、附面層、泄漏流、二次流等因素對(duì)性能產(chǎn)生影響[3，11-13]。

在風(fēng)扇/壓氣機(jī)領(lǐng)域掠技術(shù)蓬勃發(fā)展的背景下，渦輪領(lǐng)域相關(guān)研究逐步開展，Lewis R I[14-15]，Pullan G[16]等以試驗(yàn)和數(shù)值結(jié)合方式探究了掠對(duì)渦輪氣動(dòng)性能影響。盡管渦輪中掠研究相較于風(fēng)扇/壓氣機(jī)的較少，但其對(duì)渦輪影響正逐步受到關(guān)注。

尤其近幾十年來(lái)，在蒸汽輪機(jī)領(lǐng)域，隨著航空發(fā)動(dòng)機(jī)推重比要求的提高，航空發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪領(lǐng)域也正逐步向超/跨聲高負(fù)荷方向發(fā)展，隨之產(chǎn)生的復(fù)雜3維激波成為渦輪內(nèi)越發(fā)受到關(guān)注的重要流動(dòng)結(jié)構(gòu)。其產(chǎn)生的損失及下游干擾問題可能嚴(yán)重影響超/跨聲渦輪氣動(dòng)性能，并對(duì)冷卻特性產(chǎn)生影響。鑒于風(fēng)扇/壓氣機(jī)中通常使用掠型削弱激波強(qiáng)度、降低激波/附面層干擾損失，以及渦輪中掠葉片技術(shù)尚未明晰的局面，本文以超/跨聲渦輪為應(yīng)用對(duì)象，采用數(shù)值方法研究掠葉片應(yīng)用于渦輪的效果和影響機(jī)理，探討渦輪中應(yīng)用掠葉片技術(shù)的可行性。

1 研究思路與方法

本文擬探究掠對(duì)超/跨聲渦輪流動(dòng)，尤其是激波現(xiàn)象的影響，為此，選取主要研究對(duì)象為具備典型強(qiáng)激波結(jié)構(gòu)的“1+1/2”對(duì)轉(zhuǎn)渦輪[12-13]高壓轉(zhuǎn)葉，研究過(guò)程如下：構(gòu)造渦輪平面葉柵整體掠型，探討掠對(duì)超/跨聲渦輪內(nèi)部流動(dòng)的基本影響及影響機(jī)理；構(gòu)造若干局部掠型方案——尾緣掠，研究尾緣掠效果及機(jī)理；改善直接尾緣掠的流動(dòng)惡化問題，提升尾緣掠應(yīng)用能力。

上述環(huán)節(jié)主要掠方案包括探究掠型一般性影響的整體掠及本文主要研究對(duì)象尾緣掠。前者構(gòu)造方式為調(diào)節(jié)平面葉柵積疊線，依線性關(guān)系對(duì)各基元截面進(jìn)行軸向與周向平移處理，且為保證掠變換前后二面角變化最小，最終選用沿弦向的基元截面變換關(guān)系；尾緣掠，指僅在葉片局部展高內(nèi)尾緣區(qū)域添加、保持喉道前區(qū)域完全不變的掠型。為有效和穩(wěn)定實(shí)現(xiàn)尾緣掠變換，本文開發(fā)1套以喉道后弦向拉伸為主、配合旋轉(zhuǎn)變換的尾緣掠構(gòu)造方法，保證喉道前葉片幾何形狀完全不變的同時(shí)，對(duì)后部區(qū)域拉伸及旋轉(zhuǎn)，實(shí)現(xiàn)具有些許彎的掠造型，尾緣掠構(gòu)造過(guò)程基元截面如圖1所示。

圖1 尾緣掠構(gòu)造過(guò)程基元截面

尾緣掠構(gòu)造具體過(guò)程如下：

（1）基于基元截面展向相對(duì)位置，依據(jù)貝塞爾曲線關(guān)系計(jì)算此截面掠變換的拉伸比例與旋轉(zhuǎn)角度參數(shù)；

（2）根據(jù)截面旋轉(zhuǎn)角度控制參數(shù)，以前緣為旋轉(zhuǎn)中心進(jìn)行旋轉(zhuǎn)變換；

（3）設(shè)定吸力面和壓力面變換起始位置，依據(jù)貝塞爾曲線關(guān)系確定旋轉(zhuǎn)后葉型每一位置與原型對(duì)應(yīng)點(diǎn)間的變換比例，并依據(jù)此比例完成最終旋轉(zhuǎn)變換；

（4）根據(jù)截面拉伸比例控制參數(shù)，分配從前緣至尾緣0-1的相對(duì)拉伸比例進(jìn)行拉伸變換；

（5）以吸力面和壓力面變換起始位置為起點(diǎn)，以類似（3）過(guò)程完成最終拉伸變換。

以高壓轉(zhuǎn)葉中展截面為基元構(gòu)造平面葉柵，研究過(guò)程中幾何模型包括1組展向較高的用于探究整體掠型效果的平面葉柵，與1組一般展高的用于探究尾緣掠效果的平面葉柵，前者展高較高的目的主要為增加激波損失在整體損失中所占比例。依據(jù)對(duì)轉(zhuǎn)渦輪中葉柵相對(duì)位置對(duì)流動(dòng)工況進(jìn)行等效簡(jiǎn)化，確定渦輪流動(dòng)條件，進(jìn)口邊界條件：總溫為480 K，總壓為250 kPa，進(jìn)口氣流角（較于軸向）為-32毅；出口邊界條件：葉柵出口平均靜壓為70 kPa。

網(wǎng)格用AutoGrid5生成，最小近壁間距為0.005 mm，單排網(wǎng)格量為90～100萬(wàn)，如圖2所示。數(shù)值仿真選用Numeca商業(yè)軟件。

基于上述研究對(duì)象支撐及研究思路指導(dǎo)，針對(duì)超/跨聲渦輪開展掠流動(dòng)的影響及機(jī)理分析和3維激波弱化的應(yīng)用研究。

圖2 網(wǎng)格結(jié)構(gòu)

2 整體掠對(duì)超/跨聲渦輪影響

為探究掠對(duì)超/跨聲渦輪內(nèi)部流動(dòng)影響機(jī)制，并盡量減少渦輪3維結(jié)構(gòu)與展向氣動(dòng)特性對(duì)掠的附加影響，借鑒壓氣機(jī)掠的應(yīng)用方式，首先對(duì)渦輪平面葉柵構(gòu)造整體掠，包含10毅～45毅共5個(gè)掠角方案。

基于第1章平面葉柵模型構(gòu)建整體掠，0毅與30毅掠型方案葉片與流道結(jié)構(gòu)如圖3所示，Numeca數(shù)值仿真獲得的整體性能評(píng)估見表1。

圖3 0毅與30毅掠型方案葉片與流道結(jié)構(gòu)

表1 整體掠方案性能評(píng)估

從表中可見，僅從總壓恢復(fù)系數(shù)角度分析，隨掠角增大，渦輪平面葉柵整體性能有明顯提升，45毅方案總壓恢復(fù)系數(shù)增幅甚至達(dá)2.27%；然而，掠角增大使平面葉柵流量大幅增加，45毅方案的流量變化率高達(dá)51.3%，工況嚴(yán)重偏移，從而使總壓恢復(fù)系數(shù)增大帶來(lái)性能提升的可信度大幅降低。

為深入分析整體掠流動(dòng)影響機(jī)制，以原型、20毅和30毅掠型方案為例，探究整體掠引發(fā)的流動(dòng)變化。

首先確認(rèn)平面葉柵主要流動(dòng)結(jié)構(gòu)。原型、20毅和30毅方案中展截面馬赫數(shù)如圖4所示。

圖4 原型、20毅和30毅方案中展截面馬赫數(shù)

從圖中可見，掠變換后中展截面內(nèi)流動(dòng)結(jié)構(gòu)未發(fā)生本質(zhì)變化，但隨掠角增大，波前馬赫數(shù)明顯降低，中展截面激波強(qiáng)度大幅減小。

與壓氣機(jī)類似，超/跨聲渦輪可視為無(wú)限多個(gè)基元流管（無(wú)限小展高的小渦輪）流動(dòng)的展向匹配。經(jīng)過(guò)整體掠變換后，平面葉柵展向結(jié)構(gòu)不再對(duì)稱，勢(shì)必產(chǎn)生展向方向流動(dòng)，20毅方案子午流面如圖5（a）所示。分別提取1和2位置處S3截面靜壓云圖可以發(fā)現(xiàn)，位置1處主要受駐點(diǎn)效應(yīng)影響，駐點(diǎn)處流速低，壓強(qiáng)相對(duì)較高，使得通道相對(duì)高壓區(qū)集中在葉片下方區(qū)域與壓力面附近區(qū)域；位置2處則受順壓流動(dòng)影響，靜壓分布關(guān)系與位置1處的相反，機(jī)匣附近為低壓區(qū)。此種形式靜壓展向分布勢(shì)必造成葉片力展向分力，在位置1處從機(jī)匣指向輪轂，而在位置2處則由輪轂指向機(jī)匣。

圖5 子午面內(nèi)2軸向位置S3截面靜壓分布

圖6 展向流線結(jié)構(gòu)

受葉片力影響，掠葉片展向流管發(fā)生傾斜。原型、20毅和30毅掠方案展向流線如圖6所示。從圖中可見，渦輪葉片后掠后，葉片前流線自葉尖向葉根方向偏轉(zhuǎn)，愈靠近機(jī)匣偏轉(zhuǎn)愈嚴(yán)重；經(jīng)過(guò)一定距離后，偏轉(zhuǎn)方向改變，愈靠近輪轂偏轉(zhuǎn)愈劇烈；且由于圖5中位置2處展向壓差更大、流體速度更高，流線向機(jī)匣的偏轉(zhuǎn)程度比向輪轂（葉片前區(qū)域）得更大。

劇烈流線偏轉(zhuǎn)預(yù)示的展向流管扭轉(zhuǎn)決定了平面葉柵展向流通能力分配，繼而引發(fā)展向各基元截面的流動(dòng)工況變化。表征展向流通能力分配的展向密流曲線如圖7（a）所示，反映工況變化的展向馬赫數(shù)與無(wú)量綱總壓（相較于進(jìn)口總壓）分布曲線分別如圖7（b）、（c）所示，其縱軸均為展向相對(duì)高度。由于葉片前流線下偏，進(jìn)口位置機(jī)匣處流通能力降低而輪轂處流通能力小幅提高；與之相反，在出口位置機(jī)匣處流通能力大幅提高而在輪轂處流通能力大幅降低。展向流管流通能力大幅改變，引發(fā)流管工況劇烈變化。在輪轂處葉片下游由于流線上抬致使附面層變厚，減小葉根區(qū)域流管相對(duì)出口面積，降低超聲流動(dòng)出口馬赫數(shù)，保持出口靜壓不變條件下總壓降低；在機(jī)匣處由于流線上抬，馬赫數(shù)與總壓變化關(guān)系與輪轂處的相反。

圖7 密流、馬赫數(shù)與總壓展向分布

結(jié)合上述分析，掠對(duì)超/跨聲渦輪氣動(dòng)影響可視為展向匹配改變引發(fā)的負(fù)荷與工況變化。參考?jí)簹鈾C(jī)中掠型對(duì)流動(dòng)效率的影響機(jī)制[3，11]，從附面層及激波的角度展示展向負(fù)荷匹配變化下渦輪總壓恢復(fù)系數(shù)變化的流動(dòng)解釋。

截取原型、20毅和30毅方案出口截面輪轂與機(jī)匣處3個(gè)不同周向位置的速度型分布，如圖8所示。從圖中可見，原型（0毅方案掠型）由于對(duì)稱關(guān)系不存在展向流動(dòng)，輪轂與機(jī)匣處速度型基本一致；隨掠角增大，輪轂處附面層逐漸加厚，近壁面速度減小，而機(jī)匣處附面層變薄，近壁面速度略有增大。經(jīng)過(guò)整體掠變換，輪轂處附面層損失加劇而機(jī)匣處附面層損失削弱，且整體而言，附面層損失受輪轂區(qū)域影響更大。

超/跨聲渦輪激波損失是除附面層損失的另一主要損失源，其損失大小主要受波前法向馬赫數(shù)影響。提取各展向截面波前絕對(duì)馬赫數(shù)展向分布，如圖9所示。從圖中可見，雖然葉根區(qū)域壓力面波前絕對(duì)馬赫數(shù)略有升高，但整體而言，吸力面與壓力面2道斜激波馬赫數(shù)均明顯降低；同時(shí)，根據(jù)如圖10所示的激波面分布，3維激波傾角茁（定義為3維激波面與徑向方向夾角）逐漸加大，致使波前法向馬赫數(shù)更低，激波損失進(jìn)一步減?。皇芰骶€偏斜影響，葉尖區(qū)原激波結(jié)構(gòu)受到下方低馬赫數(shù)流體沖擊，激波結(jié)構(gòu)受到破壞，流動(dòng)馬赫數(shù)降低，甚至完全消除激波現(xiàn)象。

圖8 出口固壁處速度型

圖9 波前絕對(duì)馬赫數(shù)展向分布

綜上，超/跨聲渦輪平面葉柵經(jīng)過(guò)整體掠變換后，流線上抬、展向負(fù)荷重新分配，流管工況劇烈改變，并通過(guò)附面層、激波等流動(dòng)現(xiàn)象，共同提升超/跨聲渦輪直立葉柵性能。然而，工況改變?nèi)绱酥厍闆r下的性能提升并不具備實(shí)際應(yīng)用價(jià)值，真實(shí)優(yōu)化設(shè)計(jì)過(guò)程中往往需要保持工況的一致性。為將掠技術(shù)可控地應(yīng)用于超/跨聲渦輪，同時(shí)出于傾斜3維激波以弱化激波強(qiáng)度角度考慮，沿用本章研究思路，后續(xù)進(jìn)行超/跨聲渦輪尾緣掠研究。

圖10 截面馬赫數(shù)及3維激波結(jié)構(gòu)

3 尾緣掠影響

基于第1章尾緣掠造型方法，首先通過(guò)調(diào)整旋轉(zhuǎn)角度，構(gòu)造了若干保持S1截面出口面積不變的尾緣掠方案，其控制參數(shù)與氣動(dòng)性能評(píng)估見表2，35%展高部分尾緣掠葉片結(jié)構(gòu)如圖11所示。為便于與后續(xù)其他尾緣掠方案區(qū)分，特稱保持出口面積不變的尾緣掠為“直接”尾緣掠。

圖11 35%展高部分尾緣掠葉片結(jié)構(gòu)

根據(jù)表2可判斷，尾緣掠未造成流量變化，維持渦輪葉柵工況相對(duì)穩(wěn)定，展示了控制喉道前葉型形狀的巨大優(yōu)勢(shì)；然而，構(gòu)造尾緣掠后，總壓恢復(fù)系數(shù)在一定程度上反而相較于原型有所減小，且在同一高度下掠型長(zhǎng)度愈長(zhǎng)總壓恢復(fù)系數(shù)愈小，同一掠型長(zhǎng)度下高度愈高總壓恢復(fù)系數(shù)愈小。為探究尾緣掠對(duì)流動(dòng)的影響及性能惡化的氣動(dòng)機(jī)理，仿照整體掠研究思路，從展向匹配與附面層和激波角度進(jìn)行若干分析。

表2 整體尾緣掠性能評(píng)估

不同尾緣掠拉伸比例35%展高尾緣掠方案的局部流線如圖12所示。據(jù)此判斷，類似于整體掠型，尾緣掠亦將超/跨聲渦輪葉根區(qū)域流線向葉尖方向擠壓；隨掠角增大，流線上抬程度加大。換言之，即使渦輪葉柵喉道前葉型沒有任何變化，展向流管形狀、展向負(fù)荷亦發(fā)生一定程度變化。在35%展高下4組不同尾緣掠方案的密流展向分配如圖13所示。其中，由于葉柵前流線未偏轉(zhuǎn)，進(jìn)口截面展向流通能力未發(fā)生變化；隨掠角增大，葉根流線上抬加劇，出口截面近輪轂區(qū)流通能力降低；為維持整體流量穩(wěn)定，葉中部分展向截面攤分葉根處減小的流量，流通能力獲得一定程度增加，保證葉尖區(qū)域流通能力基本不變?？傮w而言，尾緣掠致使葉根處流線擠壓上抬，密流曲線在合面積不變的前提下發(fā)生“擠壓”上抬形式的變形。

圖12 35%展高尾緣掠方案的局部流線

35%展高方案下出口馬赫數(shù)、無(wú)量綱總壓的展向分布曲線如圖14所示。據(jù)此可判斷，添加尾緣掠后，葉根區(qū)域馬赫數(shù)與總壓展向分布曲線同樣受到尾緣掠的“擠壓”而向右上方挪動(dòng)；近輪轂區(qū)流線上抬，流動(dòng)速度和總壓比均減小；與之緊密毗鄰的區(qū)域內(nèi)變化情況恰與之相反，流動(dòng)速度和總壓比均增大；其它區(qū)域內(nèi)渦輪工況性能均與原型的保持一致。

圖13 35%展高不同尾緣掠型方案密流展向分配

圖14 35%展高下馬赫數(shù)與無(wú)量綱總壓展向分布曲線

直接尾緣掠方案中掠角愈大（同構(gòu)造高度下拉伸弦長(zhǎng)越大，或同拉伸弦長(zhǎng)下高度越?。?，流線上抬情況越嚴(yán)重，渦輪總壓恢復(fù)系數(shù)愈小。根據(jù)流線及密流與總壓展向分布曲線可以判斷，相較于無(wú)掠葉柵，尾緣掠新增損失主要集中在近輪轂區(qū)域，而此區(qū)域內(nèi)不可忽視的重要損失來(lái)源——附面層損失，受流線上抬影響而增大，或是導(dǎo)致整體性能惡化的原因，同時(shí)毗鄰區(qū)域內(nèi)總壓性能獲得一定程度的提升或可解釋為尾緣掠對(duì)削弱3維激波強(qiáng)度的貢獻(xiàn)。換言之，為探求尾緣掠通過(guò)3維激波傾斜而具有的激波弱化能力，需排除附面層變厚因素對(duì)總體性能影響。結(jié)合研究思路與應(yīng)用實(shí)際，基于直接尾緣掠方法，開展了增大尾緣掠出口面積的嘗試。

考慮葉柵各展向截面流道出口面積在直接尾緣掠方案中均相等，增加葉根處葉柵截面出口面積可使流動(dòng)產(chǎn)生展向向下的分量，從而達(dá)到平衡流線的目的。為此，基于表2中25%和50%展高方案2的直接尾緣掠，構(gòu)造4套截面出口面積分布方案，如圖15所示，獲得總體性能評(píng)估見表4。

圖15 2種展高不同方案掠型喉道后流通面積變化

表4 變出口面積尾緣掠性能評(píng)估

從圖中可見，各改進(jìn)方案均通過(guò)調(diào)整尾緣掠造型的旋轉(zhuǎn)角度參數(shù)實(shí)現(xiàn)。從表中可見，基于小流量變化下，渦輪葉柵整體性能可隨葉根截面出口面積的增加而提升，總壓恢復(fù)系數(shù)甚至可超過(guò)無(wú)掠直立葉柵的，顯示了此種尾緣掠的優(yōu)勢(shì)，雖然提升較小，但由于平面葉柵結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單與設(shè)計(jì)方案粗糙等因素，此處僅做定性分析。

不同展高的方案4流線結(jié)構(gòu)如圖16所示。從圖中可見，出口面積調(diào)整可有效下壓直接尾緣掠引發(fā)的流線上抬，甚至完全改變流線偏轉(zhuǎn)方向，進(jìn)而減少輪轂附面層損失；雖然圖16中流線已經(jīng)下壓，但可以判斷，出口面積增加過(guò)程中必然存在1個(gè)面積分布使得流線完全平直。此時(shí)，在25%展高改進(jìn)方案出口密流分布曲線中近輪轂區(qū)流通能力增強(qiáng)，而葉中區(qū)域原本增加的流通能力被降低，如圖17（a）所示；印證在總壓展向曲線上，近輪轂損耗區(qū)的總壓恢復(fù)系數(shù)逐步增大，并逐步與無(wú)掠原型重合，而在毗鄰輪轂的增益區(qū)內(nèi)，增大的總壓系數(shù)仍未減小，符合并實(shí)現(xiàn)了直接尾緣掠的改進(jìn)初衷。

圖16 2種高度尾緣掠S2截面展向流線結(jié)構(gòu)

圖17 出口密流、馬赫數(shù)及無(wú)量綱總壓展向分布

然而，增加出口面積后，存在流線下偏使得附面層損失少于無(wú)掠原型葉柵的可能，雖然此時(shí)性能得到提升，但并非尾緣掠的有效增益。為排除此種情況，在25%和50%展高的各組設(shè)計(jì)方案出口輪轂速度型曲線如圖18所示。從圖中可見，隨出口面積增加，尾緣掠模型的速度型曲線逐漸向無(wú)掠葉柵靠攏，附面層高度逐漸降低，對(duì)于50%展高，某面積方案速度型甚至可以與原型的基本重合，有效印證了增加出口面積減少附面層損失的有效性；同時(shí)，減少后的附面層損失尚未低于原型葉柵的，印證了總壓恢復(fù)系數(shù)比無(wú)掠葉柵大的原因并非主要來(lái)自于附面層損失的減少，而應(yīng)來(lái)自于渦輪平面葉柵的另一主要損失源——激波。

圖18 2種展高不同方案輪轂速度型

為印證激波強(qiáng)度變化關(guān)系，給出了各方案波前馬赫數(shù)分布，如圖19所示。從圖中可見，恰當(dāng)調(diào)整面積的尾緣掠造型，其吸力面與壓力面的波前絕對(duì)馬赫數(shù)均比原型無(wú)掠葉柵的低；同時(shí)考慮類似于圖10的3維激波傾斜進(jìn)一步減小激波強(qiáng)度，使激波損失顯著減少。

圖19 2種高度不同方案波前絕對(duì)馬赫數(shù)展向分布

圖20 2種展高不同方案出口氣流角展向分布

然而，考慮尾緣掠構(gòu)型中葉片截面內(nèi)喉道前幾何形狀完全不變，喉道后方的拉伸和旋轉(zhuǎn)操作均會(huì)導(dǎo)致尾緣變形，從而影響出口氣流角分布，改變?cè)O(shè)計(jì)階段結(jié)果。為評(píng)定此風(fēng)險(xiǎn)，給出了出口氣流角展向分布曲線，如圖20所示。從圖中可見，直接尾緣掠與修改面積尾緣掠均會(huì)導(dǎo)致出口氣流角出現(xiàn)偏差，直接尾緣掠的偏差較大，最大為2毅；隨出口面積增加，此誤差先減小，繼而再次增大；恰當(dāng)?shù)奈簿壜臃桨缚杀ＷC出口氣流角與原型的基本一致，見2個(gè)算例中方案1，且保證性能獲得提升。可以判斷，一方面，尾緣掠造型易引發(fā)出口氣流角變化，影響設(shè)計(jì)方案；另一方面，可以找到若干尾緣掠造型，在保證出口氣流角分布基本不變的前提下獲得性能提升。

綜上所述，尾緣掠能夠在保證流量基本不變的前提下，迫使超/跨聲渦輪3維激波發(fā)生傾斜的同時(shí)降低波前馬赫數(shù)，減少激波損失，與因流線上抬、浸潤(rùn)面積增加帶來(lái)的附面層損失效應(yīng)結(jié)合，體現(xiàn)整體損失情況；適當(dāng)調(diào)節(jié)出口面積的尾緣掠可有效減小附面層損失影響，并在一定程度上弱化尾緣掠對(duì)出口氣流角影響，是弱化3維激波的有效尾緣掠應(yīng)用方式。

4 結(jié)論

本文以掠在超/跨聲渦輪中應(yīng)用為研究思路，基于平面直立葉柵模型構(gòu)造整體掠與尾緣掠，從展向負(fù)荷分配的角度分析了掠對(duì)超/跨聲渦輪流動(dòng)的影響機(jī)理，并以避免流動(dòng)工況改變?yōu)榧夹g(shù)要求，通過(guò)抬升輪轂以及適量增加近輪轂區(qū)通道出口面積的方法改進(jìn)直接尾緣掠應(yīng)用，提升超/跨聲渦輪性能。獲得了如下結(jié)論：

（1）渦輪掠可通過(guò)改變展向葉片力分布，重新組織展向流管形狀，影響展向負(fù)荷與流管工況匹配，繼而通過(guò)附面層、激波等流動(dòng)現(xiàn)象影響渦輪工作性能；

（2）直接尾緣掠不改變喉道前葉片結(jié)構(gòu)，維持渦輪工況相對(duì)穩(wěn)定，適宜對(duì)既定設(shè)計(jì)方案的優(yōu)化改進(jìn)；但鑒于葉根處流線上抬以及葉片浸潤(rùn)面積增加，輪轂附面層增厚，減少的激波損失無(wú)法彌補(bǔ)增加的附面層損失時(shí)，工作性能惡化；

（3）由于喉道后葉片截面的拉伸與旋轉(zhuǎn)操作，尾緣掠造型易引發(fā)尾緣局部變形，進(jìn)而改變出口氣流角，是尾緣掠所引發(fā)的風(fēng)險(xiǎn)，但可通過(guò)適當(dāng)調(diào)節(jié)參數(shù)降低該風(fēng)險(xiǎn)；

（4）無(wú)論整體掠或尾緣掠，經(jīng)過(guò)掠設(shè)計(jì)，2道尾緣3維激波傾角加大，同時(shí)大部分展向截面內(nèi)波前馬赫數(shù)在一定程度上降低，確保激波強(qiáng)度削弱；減小附面層損失變化影響的尾緣掠造型技術(shù)為超/跨聲渦輪激波弱化提供了新思路。