（大連理工大學(xué) 能源與動力學(xué)院）

0 引言

作為航空發(fā)動機和燃氣輪機的核心部件之一，渦輪的性能高低是決定兩機性能優(yōu)劣的關(guān)鍵。而在渦輪部件中，動葉旋轉(zhuǎn)做功，為避免動葉與機匣發(fā)生碰撞摩擦，動葉葉頂需要留有一定的間隙。但由于葉頂兩側(cè)存在壓差，壓力側(cè)流體會通過間隙流向吸力側(cè)而產(chǎn)生葉頂間隙泄漏流動，泄漏流體不僅不參與膨脹做功，且與主流相互摻混產(chǎn)生泄漏損失。Deton[1]指出，渦輪葉柵中大約三分之一的流動損失來自葉頂間隙泄漏流動。劉洋等[2]對某軸流式透平在不同葉頂間隙下進行數(shù)值模擬，結(jié)果表明，隨葉頂間隙逐漸增大，透平性能不斷下降。因此，為改善渦輪氣動性能，葉頂間隙泄漏控制一直是渦輪領(lǐng)域的研究熱點。

縱觀公開文獻中關(guān)于葉頂間隙泄漏控制的研究成果可以發(fā)現(xiàn)，葉頂間隙泄漏控制的方法可歸為三類[3]：第一，通過從機匣或葉頂向間隙內(nèi)噴入冷氣以達到阻礙葉頂泄漏流的目的，并同時起到冷卻降溫的作用，這種方法為主動控制技術(shù)；第二，通過改變機匣或葉頂結(jié)構(gòu)來降低泄漏量，這種方法為被動控制技術(shù)；如梁鐘等[4]發(fā)現(xiàn)尾緣凹陷能夠有效改善葉片表面壓力分布，減小壓力面與吸力面之間的壓力差，減小葉頂間隙渦流區(qū)，有效改善葉輪內(nèi)部流動。第三，耦合控制方法，即同時使用上述兩種控制技術(shù)。Liu等人[5]在整冠和全周小翼結(jié)構(gòu)的基礎(chǔ)上，發(fā)展了一種新型的翼型冠被動控制結(jié)構(gòu)，通過實驗和數(shù)值計算證實該結(jié)構(gòu)能有效降低泄漏渦和通道渦強度，并發(fā)現(xiàn)在翼型冠葉頂添加密封齒會進一步控制間隙泄漏流，同時，增設(shè)葉頂噴氣以及不同的噴氣結(jié)構(gòu)也會影響翼型冠渦輪葉柵的氣動性能[6-7]。如黎旭等[8]在多種流動進口條件下，以絕熱冷卻效果為觀測對象，開展了數(shù)值模擬研究，發(fā)現(xiàn)扇形氣膜其冷卻效果相對于常規(guī)的圓形氣膜孔有顯著提高。

但是，在對如同翼型冠等復(fù)雜結(jié)構(gòu)流動的數(shù)值計算中，生成高質(zhì)量的貼體網(wǎng)格極為耗力耗時，而網(wǎng)格質(zhì)量高低對模擬結(jié)果的可靠性又至關(guān)重要。為降低網(wǎng)格生成和數(shù)值模擬成本，作者[9-10]前期研究了基于源項的數(shù)值模擬方法(CFD based on source models,SCFD)，該方法不需構(gòu)建真實固體結(jié)構(gòu)，而在計算域中建立源項域，源項域包括流體域和固體結(jié)構(gòu)域，采用均勻網(wǎng)格對源項域進行離散，并在各網(wǎng)格點上定義多孔度(γ)，當多孔度γ為1即流體，為0即固體。隨后，為考慮固體對流動的影響，向控制方程引入了與多孔度有關(guān)的源項。經(jīng)過對二維U型管和帶肋管道的流動特性的數(shù)值模擬，證實了SCFD方法能準確捕捉流場中的分離特征[10]。

公開資料中，關(guān)于SCFD的研究多集中于渦輪葉柵噴氣源項方面。Tartinville等[11]基于NUMECA軟件，采用SCFD方法研究了氣膜冷卻對平板、平面葉柵和環(huán)形葉柵的影響，發(fā)現(xiàn)源項法具有很好的準確性。Turner等[12]對GE90的高、低壓渦輪進行了帶冷氣的SCFD模擬，經(jīng)與實驗比較，SCFD計算得到的高、低壓渦輪效率誤差均不超過1%。Luca Andrei等[13]開發(fā)了一種氣膜冷卻源項模型，并將其應(yīng)用于普通冷卻葉片以及GE某重型燃氣渦輪葉片的研究中，通過與貼體網(wǎng)格模擬以及實驗結(jié)果對比，驗證了源項模型的可靠性。曾軍等[14]采用源項法對某5級低壓渦輪進行全三維分析，總性能參數(shù)等仿真結(jié)果與試驗值均吻合較好，這些研究都表明源項法在工程設(shè)計中具有較高的實用價值。

前期研究[9-10]也采用噴氣源項模擬了葉頂噴氣對翼型冠葉柵性能的影響，但在數(shù)值模擬中，翼型冠葉頂區(qū)域仍采用了貼體網(wǎng)格。為充分發(fā)揮源項法優(yōu)勢并進一步驗證源項法的可靠性，本文仍基于前期研究的渦輪平面葉柵[9-10]，采用SCFD方法研究有無密封齒和有無葉頂噴氣下，翼型冠葉頂對葉柵性能的影響。計算中，未構(gòu)建翼型冠、密封齒和噴氣孔的真實幾何模型，只將間隙區(qū)域進行擴大建立源項域，并采用均勻網(wǎng)格進行離散，然后，通過識別該區(qū)域中各結(jié)構(gòu)包括的網(wǎng)格點，向控制方程引入源項。研究還將分析均勻網(wǎng)格邊長和湍流模型方程源項對SCFD方法準確性的影響。研究結(jié)果可為基于SCFD的翼型冠葉頂優(yōu)化提供快速準確的數(shù)值模擬工具，并為使用SCFD模擬任意復(fù)雜結(jié)構(gòu)的流動問題奠定理論和方法基礎(chǔ)。

1 研究對象

翼型冠(Winglet Shroud,WS)、帶密封齒翼型冠(WS with seals,WSS)和葉頂噴氣孔示意圖和實物圖如圖1所示[6]，其中，葉片型線由LISA 1.5級渦輪動葉葉頂型線經(jīng)保角變換得到；基于該葉型，將葉頂型線沿外法線方向均勻伸出一定寬度w，得到全周小翼結(jié)構(gòu)，隨之，在50%軸向弦長附近，用圓弧段將小翼壓力面和相鄰小翼吸力面光滑銜接，形成翼型冠葉頂[6]；兩個密封齒具有正方形截面，它們中心線分別位于0.5Cax上下游的0.05Cax位置[3]；噴氣孔在葉片頂部沿中弧線分布，其孔直徑都為2mm[6]，噴氣氣流沿與幾何進氣角成90°的方向噴入間隙。此外，翼型冠寬度w=2mm，展向厚度t=2mm，葉頂間隙為τ=2.4mm。密封齒的高度以及寬度Sh=2mm。

圖1 翼型冠葉頂[4]Fig.1 Winglet-shroud tip[4]

2 源項計算方法

2.1 計算域

葉柵SCFD數(shù)值模擬的計算域如圖2所示，其為前期研究葉柵[4]的上半葉高區(qū)域，且又分為主葉片通道區(qū)域和間隙區(qū)域。主葉片區(qū)域網(wǎng)格由NUMECA Autogrid5生成，間隙區(qū)域網(wǎng)格通過Workbench Mesh創(chuàng)建。如上文所述，計算域中未構(gòu)建真實翼型冠葉頂，而是在葉片上方構(gòu)建源項域，根據(jù)翼型冠厚度(t)和間隙高度(τ)，源項域的展向高度等于t+τ，該區(qū)域網(wǎng)格為均勻網(wǎng)格，如圖2中的虛線框所示，網(wǎng)格邊長記為Wgrid，下文將分析Wgrid大小對計算結(jié)果的影響。

圖2 平面葉柵計算域Fig.2 Computational domain of linear blade cascade

由于翼型冠葉頂結(jié)構(gòu)較為復(fù)雜，為準確識別翼型冠包括的網(wǎng)格點，首先將翼型冠型線為6段，如圖3所示。隨后，根據(jù)型線的y，z坐標進行多項式擬合，即將y視為z的函數(shù)，y=y(z)，以實現(xiàn)翼型冠參數(shù)化，并基于源項域所有網(wǎng)格點的坐標，自動識別翼型冠包含的網(wǎng)格點，并將這些網(wǎng)格點的多孔度定為0(固體)。

除翼型冠外，還采用SCFD方法分析了密封齒和葉頂噴氣對葉柵性能的影響，計算中，同樣根據(jù)兩結(jié)構(gòu)的真實幾何，識別它們包括的網(wǎng)格點，以定義網(wǎng)格點的多孔度值，從而實現(xiàn)方程中源項的添加。

圖3 翼型冠型線分段參數(shù)化Fig.3 Segmented parameterization of WS

2.2 SCFD的控制方程及源項函數(shù)

在開展SCFD計算時，根據(jù)網(wǎng)格點的多孔度值，向控制方程引入源項，由于本文僅研究葉柵氣動性能，因此，在沒有葉頂噴氣時，只在動量方程和湍流模型方程中增加與固體阻力有關(guān)的源項；有葉頂噴氣時，需要向連續(xù)方程、動量方程和能量方程中引入與噴氣流相關(guān)的源項。

2.2.1 流動控制方程

SCFD數(shù)值模擬通過求解雷諾平均NS方程實現(xiàn)，控制方程[10]為：

其中，Sm,j為動量方程源項，表示固體域?qū)α鲃拥淖枇?，它是速度Ui和Brinkman懲罰系數(shù)α的乘積，α又為γn(n表示第n個網(wǎng)格點)的函數(shù)，Sm,i和α的定義式[10]為：

其中，pe為懲罰算子，在本文中取3.0。當γn=0，即網(wǎng)格節(jié)點位于固體域時，α取極大值αmax(如105～106)，此時速度Ui被懲罰至零，符合固壁無滑移條件；當γn=1時，即網(wǎng)格節(jié)點位于流體域時，α=0，此時阻力源項Sm,i=0，方程(2)可變?yōu)榱黧w的動量方程。

此外，公式(1)中，Sma,jet，Smo,jet和Sen,jet表示與葉頂噴氣有關(guān)的源項。在本文研究中，噴氣孔為直徑等于Djet的圓形孔，故SCFD的實施方法為：在噴氣孔附近，定義一個如圖4所示的噴氣源項體，該源項體是以噴氣孔型線為底，高度為Hjet的圓柱體，在該圓柱體包括的網(wǎng)格點上向控制方程引入源項，各源項的定義式[13]為：

圖4 噴氣源項體[10]Fig.4 Source volume of jet[10]

其中，mjet，ujet和Ωjet分別表示噴氣流量、速度和源項體積；ejet為噴氣內(nèi)能，其計算式[11]為：

其中，cp,jet，Rjet和Ts,jet分別表示噴氣氣流的定壓比熱、氣體常數(shù)和靜溫。此外，源項體中，噴氣氣流的湍動能(kjet)和湍流比耗散率(ωjet)由下式[13]計算：

2.2.2 湍流模型方程

為求解公式(1)定義的控制方程，前期研究[10]采用了Wilcox-k-ω湍流模型。但在本文計算中發(fā)現(xiàn)，使用SST(shear stress transport)湍流模型[15]能更準確捕捉流場中的分離，根據(jù)動量方程的懲罰理論，在SST湍流模型方程[15-17]中引入源項Sk和Sω[18]，即湍流模型方程式變?yōu)椋?/p>

其中，α(γ)仍符合公式(2)中的定義；Sk和Sω的表達式為：

通過式(7)可知，當γn=0，即網(wǎng)格點在固體域時，湍動能k等于零，湍流比耗散率ω等于ωS，ωS的取值由壁面第一層網(wǎng)格單元中心到壁面的距離y1決定，因此可通過下式[17]計算：

2.3 控制方程求解和數(shù)值模擬算例

控制方程求解基于商業(yè)軟件ANSYS CFX進行，網(wǎng)格點上多孔度定義以及各方程源項的添加通過CFX User_Fortran實現(xiàn)。表1給出本文研究SCFD算例，其中，在翼型冠算例(case 1和case 2)中，分析了均勻網(wǎng)格邊長(Wgrid)和湍流模型源項的影響。所有計算中，進口給定總溫，總壓及氣流角，出口給定靜壓，各參數(shù)值為前期研究[5-7]的試驗值，由于本文只模擬了葉柵上半葉高區(qū)域(圖2)，因此，中徑處設(shè)為絕熱和滑移壁面，葉片和機匣則為絕熱、無滑移壁面，計算域兩側(cè)面設(shè)置平移周期邊界條件。

表1SCFD算例Tab.1 SCFD Cases

3 計算結(jié)果分析

3.1 氣動性能參數(shù)計算公式

為進行渦輪平面葉柵的氣動性能對比分析，同時考慮到葉頂噴氣向葉柵中引入了外部能量，在評估葉柵氣動性能時，本文采用了Cumpsty和Horlock[19]提出的功平均(work-average)方法，即使用一種等效流體替代主流和噴氣，該等效流體經(jīng)過渦輪葉柵的輸出功與主流和噴氣的輸出功相同。對于本文研究的渦輪平面葉柵，假設(shè)等效流體經(jīng)葉柵后的焓降與主流和噴氣的相同。首先通過式(9)計算等效流體的總溫(Tt,ave)：

其中，mt=mm+mjet是主流和噴氣流的總質(zhì)量流量。然后，由式(10)計算等效流體總壓(Pt,ave)：

其中，k為比熱比。在葉柵某一軸向位置，定義能量損失系數(shù)(ξ)為：

高等職業(yè)院校的信息和數(shù)據(jù)是進行教育改革和教學(xué)創(chuàng)新的基礎(chǔ)，而多維度、海量的信息和數(shù)據(jù)必須要有規(guī)范的收集、加工和開發(fā)平臺，這樣才能更好地開發(fā)各類信息和資源的深層次價值，做到對高等職業(yè)院校教育教學(xué)變革的全面支持。當前高等職業(yè)院校應(yīng)該做好基于大數(shù)據(jù)技術(shù)的信息和數(shù)據(jù)資源庫建設(shè)，具體的策略有：

其中，Pax代表某軸向位置處截面的質(zhì)量平均靜壓，Pt是截面各點的當?shù)乜倝骸?/p>

需要說明的是，當沒有葉頂噴氣，等效流體即為主流流體。

3.2 翼型冠葉柵氣動性能的SCFD模擬

3.2.1 均勻網(wǎng)格邊長的影響

如表1所述，采用SCFD方法分析翼型冠對葉柵性能的影響時，首先分析了均勻網(wǎng)格邊長(Wgrid)對SCFD計算的影響。圖5給出了葉柵1.36Cax截面的能量損失系數(shù)ξ云圖及二次流流線分布圖，其中，圖5(a)為試驗結(jié)果，圖5(b)為基于貼體網(wǎng)格的數(shù)值模擬(CFD using Bodyfitted meshes,BCFD)結(jié)果[5,7]，圖5(c)～5(e)為三種Wgrid值時的SCFD結(jié)果。

圖5 翼型冠葉柵1.36Cax截面ξ云圖及二次流流線分布圖Fig.5 Contours ofξand secondary flow streamlines on 1.36Caxplane of cascade with WS tip

由圖5可以看到，SCFD計算結(jié)果與BCFD結(jié)果整體符合較好，明顯捕捉到了流場中的泄漏渦(TLV)，上通道渦(UPV)。但相比于BCFD，SCFD獲得的上通道渦(UPV)渦核位置在展向上稍有下移，泄漏渦(TLV)的強度稍高，其原因?qū)⑼ㄟ^圖6分析。對比圖5(c)～5(e)還可以發(fā)現(xiàn)，隨著均勻網(wǎng)格尺寸(Wgrid)的減小，SCFD計算獲得的損失云圖與BCFD的差異逐漸較小，即表明SCFD方法的準確性不斷提高。

為分析圖5基于源項(SCFD)和基于貼體網(wǎng)格(BCFD)計算結(jié)果中各旋渦差異的原因，圖6給出葉柵葉頂處的三維流線圖，且云圖為根據(jù)旋渦強度(swirling strength)[15]識別的渦核位置。首先說明的是，前期BCFD計算域[7]與本文SCFD計算域邊界不同，導(dǎo)致圖6中截面顯示有所差異。在BCFD中，泄漏流由翼型冠吸力側(cè)離開間隙后，一部分形成泄漏渦(TLV)，另一部分與葉冠下表面及葉表附面層匯集形成上通道渦(UPV)。在SCFD中，泄漏流基本進入泄漏渦區(qū)域，上通道渦的低能流體主要來自翼型冠下表面和葉表的附面層流體，這主要因為在SCFD中，源項域采用了均勻網(wǎng)格，網(wǎng)格尺度相比于BCFD的附面層網(wǎng)格尺度而言稍大，導(dǎo)致對機匣附近流場的模擬準確性不高，繼而產(chǎn)生圖5中SCFD獲得的泄漏渦高損失區(qū)域占據(jù)整個節(jié)距范圍，這一現(xiàn)象與圖5(a)試驗中因測點稀疏而引起損失較大的原因相似，受泄漏渦的擠壓作用，上通道渦的位置沿展向下移。

圖6 翼型冠葉頂三維流線圖Fig.6 Three-dimensional streamlines near the WS tip

3.2.2 湍流模型方程源項的影響

在基于源項的數(shù)值模擬(SCFD)中，為分析湍流模型方程源項對SCFD計算準確性的影響，對圖5中三個網(wǎng)格尺度下的算例也進行了計算(case 2)，計算中沒有增加公式(7)定義的湍流模型方程源項。計算獲得的1.36Cax截面的流場特征如圖7所示?？梢钥吹?，Wgrid=0.2τ時，SCFD預(yù)測的泄漏渦(TLV)尺寸較小，且未能準確計算TLV對應(yīng)的高損失。對于上通道渦(UPV)，三種網(wǎng)格尺度下，SCFD都高估了該渦系的影響范圍，這說明不考慮湍流模型方程源項時，SCFD對旋渦預(yù)測的準確性會降低。

圖7 無湍流模型方程源項SCFD所得翼型冠葉柵(WS SCFD NTub)1.36Cax截面流場Fig.7 SCFD predicted flow fields on 1.36Caxplane for the WS SCFD NTub case

為定量分析SCFD模擬的準確性，圖8給出1.36Cax截面的質(zhì)量平均能量損失系數(shù)，由于SCFD高估了泄漏損失(如圖5)，因此，相比于BCFD，其獲得的總損失偏高，三種網(wǎng)格尺寸下誤差分別為23.8%，21.2%和18.5%。而相比于帶湍流模型方程源項的SCFD(case 1)，未添加湍流模型方程源項的SCFD(case 2)又未能準確捕捉通道渦結(jié)構(gòu)，能量損失系數(shù)誤差更高。因此，對于SCFD，添加湍流模型方程源項是十分必要的。

圖8 1.36Cax截面質(zhì)量平均能量損失系數(shù)Fig.8 Mass-flow averaged energy loss coefficient over the 1.36Caxplane

3.3 密封齒和葉頂噴氣對翼型冠葉柵氣動性能的SCFD模擬

3.3.1 密封齒的影響

3.2.1節(jié)分析了源項域均勻網(wǎng)格邊長對SCFD方法準確性的影響，并發(fā)現(xiàn)相比于最小網(wǎng)格邊長(Wgrid=0.15τ)，Wgrid=0.2τ時，計算得到的能量損失系數(shù)僅增加2.2%，因此，基于Wgrid=0.2τ計算域，除引入翼型冠葉頂源項外，進一步增加密封齒源項，即定義密封齒包括的網(wǎng)格點的多孔度為0，隨后在動量方程和湍流模型方程中增加源項。

圖9給出帶密封齒翼型冠葉柵1.36Cax截面的能量損失系數(shù)云圖，其中，圖9(b)和圖9(c)分別為BCFD[7]以及Wgrid=0.2τ時SCFD的計算結(jié)果?？梢钥吹?，SCFD未捕捉到泄漏渦(TLV)流線，但獲得與TLV有關(guān)的高損失區(qū)域。這主要因為，增設(shè)密封齒后，密封齒頂部與機匣的展向距離為0.4mm，當Wgrid=0.2τ(0.48mm)時，在密封齒頂部和機匣間不存在網(wǎng)格點，導(dǎo)致源項計算中識別的兩者間區(qū)域的多孔度幾乎為0(固體)，即使得密封齒區(qū)域的葉頂間隙值極小，因而泄漏流極劇降低。而圖9(c)中TLV的高損失區(qū)域主要由密封齒下游泄漏流引起。

圖9 帶密封齒翼型冠葉柵1.36Cax截面ξ云圖及二次流流線分布圖Fig.9 Contours ofξand secondary flow streamlines on 1.36Caxplane of the blade cascade with WSS tip

圖10給出根據(jù)旋渦強度識別的三維旋渦結(jié)構(gòu)，可以看到SCFD模擬中，SCFD獲得的上通道渦(UPV)區(qū)域的損失特征與BCFD的相似，即相比于圖5中的無密封齒翼型冠，增加密封齒后，上通道渦(UPV)強度增加。但間隙區(qū)域只存在很少的泄漏流，不存在BCFD中泄漏流引起的分離渦團。即對于更為復(fù)雜的密封齒結(jié)構(gòu)，均勻網(wǎng)格對泄漏流的捕捉能力有限，在今后的密封齒研究中，為提高SCFD準確性，可單獨加密密封齒上方與機匣間的間隙處網(wǎng)格。

3.3.2 葉頂噴氣的影響

同樣基于Wgrid=0.2τ計算域，采用SCFD方法計算有葉頂噴氣翼型冠葉柵性能。計算中，除增加翼型冠固體區(qū)域源項外，還需根據(jù)噴氣孔幾何位置識別噴氣孔包含的網(wǎng)格點，以增加公式(3)定義的噴氣源項。前期對有葉頂噴氣翼型冠葉柵研究[5]中，考慮了不同噴氣流量，本節(jié)計算的噴氣流量和主流量比值(Mr,jet)包括0.3%，0.5%，0.7%和0.9%。

圖10 基于旋渦強度識別的帶密封齒翼型冠葉柵內(nèi)部旋渦結(jié)構(gòu)Fig.10 Vortex structures of the WSS blade cascade identified using vortex strength

圖11給出Mr,jet=0.5%時，試驗(EXP)、基于貼體網(wǎng)格(BCFD)和基于源項(SCFD)數(shù)值模擬獲得的1.36Cax截面的能量損失系數(shù)云圖。不論是BCFD還是SCFD，相比于圖5中沒有葉頂噴氣的計算結(jié)果，引入噴氣后，泄漏區(qū)域的損失值都有所降低，這主要因為噴氣流的高壓作用能改善泄漏渦區(qū)域的總壓分布。觀察圖12的三維流線圖可以看到，噴氣流除進入泄漏渦以外，還會被上通道渦卷吸，導(dǎo)致UPV強度增加，該規(guī)律與前期研究中獲得的結(jié)論一致，進一步驗證了在增設(shè)噴氣時SCFD計算的可靠性。

圖11 有噴氣翼型冠葉柵1.36Cax截面ξ云圖及二次流流線分布圖Fig.11 Contours ofξand secondary flow streamlines on 1.36Caxplane of the blade cascade with WS tip and jet

圖12 有噴氣翼型冠葉頂三維流線圖Fig.12 Three-dimensional streamlines near the WS tip with jet source

為分析噴氣流量對葉柵氣動性能的影響，圖13給出不同噴氣流量下，1.36Cax截面的質(zhì)量平均能量損失系數(shù)，可以看到，雖然不同流量下，SCFD計算的能量損失較BCFD的高，但其獲得的ξ隨Mr,jet的變化規(guī)律與BCFD和試驗結(jié)果基本一致，即隨著噴氣流量的增大，葉柵損失逐漸增加。圖14給出Mr,jet為0.3%，0.7%和0.9%時的三維流線圖，可以看到，隨著噴氣流量增加，盡管噴氣對泄漏流的阻擋作用增強，但其使得上通道渦區(qū)域損失增加，導(dǎo)致葉柵總損失增大。

圖13 不同噴氣流量1.36Cax截面平均能量損失系數(shù)Fig.13 Averaged energy loss coefficient over 1.36Caxplane under different jet mass flow rates

圖14 不同噴氣流量三維流線圖Fig.14 Three-dimensional streamlines under different jet mass flow rates

以上研究表明，采用基于源項的數(shù)值模擬方法，能較為準確地獲得有無密封齒和有無噴氣翼型冠葉柵的氣動性能，與基于貼體網(wǎng)格的計算結(jié)果相比，源項法仍存在一定誤差，但可通過降低均勻網(wǎng)格尺寸使誤差減小，由于源項法不必構(gòu)建真實結(jié)構(gòu)幾何和生成貼體網(wǎng)格，其能夠用于像如翼型冠等復(fù)雜結(jié)構(gòu)流場的數(shù)值模擬中?；诒疚牡腟CFD方法，可進一步開展翼型冠、密封齒和葉頂噴氣的數(shù)值優(yōu)化工作。

4 結(jié)論

本文采用一種基于源項的數(shù)值模擬(SCFD)方法，計算了有、無密封齒和有、無葉頂噴氣翼型冠渦輪葉柵的氣動性能，通過與基于貼體網(wǎng)格的數(shù)值模擬結(jié)果(BCFD)相對比，分析了均勻網(wǎng)格邊長和湍流模型源項對SCFD方法準確性的影響，主要結(jié)論包括：

1）對于翼型冠渦輪葉柵，SCFD獲得與BCFD相同的渦系結(jié)構(gòu)和損失分布，但由于SCFD采用的均勻網(wǎng)格難以準確捕捉機匣附近的流場特征，導(dǎo)致泄漏渦區(qū)域損失較高，上通道渦位置下移，因此在定量計算上有較大誤差，距離工程應(yīng)用仍有一段距離。同時，當均勻網(wǎng)格尺寸較大和不增加湍流模型方程源項時，SCFD模擬旋渦及損失的準確性會降低。

2）對于有密封齒翼型冠葉柵，當SCFD采用的均勻網(wǎng)格邊長等于葉頂間隙值的0.2%時，密封齒上方間隙區(qū)域的多孔度幾乎為零，導(dǎo)致該區(qū)域葉頂間隙為零，這使得SCFD難以準確捕捉泄漏渦的二次流流線特征，僅獲得與泄漏渦相關(guān)的高損失分布，因此，在今后開展密封齒翼型冠葉柵的SCFD研究中，建議將密封齒上方的間隙區(qū)域和源項域分隔開，對間隙區(qū)域單獨加密。

3）對于有葉頂噴氣翼型冠葉柵，SCFD獲得的葉柵能量損失隨噴氣流量的變化規(guī)律基本一致，即隨著噴氣流量增加，損失持續(xù)增大，這進一步說明SCFD方法的準確性。