郝 顏, 江 雄, 邱 名, 王子維

(中國空氣動力研究與發(fā)展中心 計算空氣動力研究所, 四川 綿陽 621000)

0 引 言

推重比是航空發(fā)動機最重要的性能參數(shù)之一。在航空發(fā)動機中，壓氣機級數(shù)多，重量大，采用高級壓比設計，可大幅度減輕發(fā)動機重量，獲得較大的推重比提升。為實現(xiàn)高級壓比，壓氣機的葉尖輪緣速度不斷提高，這使得壓氣機部分或全部葉高的進口相對速度大于聲速，成為跨聲速壓氣機或超聲速壓氣機。超聲速壓氣機或跨聲速壓氣機葉尖部分受尾跡、激波和葉片掃掠的影響，靜轉(zhuǎn)干擾強烈，有必要對其進行深入的探討研究。

德國人Weise[1]最先進行超聲速壓氣機的探索研究，并于1943年公布了第一臺超聲速壓氣機。1946年，NACA的Kantrowitz[2]發(fā)布了三種超聲速壓氣機方案的速度三角形，其中一種就是后來得到進一步試驗和發(fā)展的“內(nèi)激波式轉(zhuǎn)子”超聲速壓氣機，是當前跨聲速壓氣機轉(zhuǎn)子的原型。1952年，NACA的Klapproth[3]提出“沖壓式轉(zhuǎn)子”超聲壓氣機方案，在轉(zhuǎn)子通道內(nèi)一般不產(chǎn)生或產(chǎn)生較小的靜壓升，級靜壓升主要在靜子葉排中實現(xiàn)。其后，比利時VKI[4-5]、德國亞琛工業(yè)大學[6]也進行了超聲速壓氣機的設計與實驗，但普遍存在效率較低、流量偏差較大的問題。國內(nèi)對超聲速壓氣機的研究始于上世紀八十年代，主要是針對超聲速壓氣機葉片設計和數(shù)值模擬研究。肖翔[7]等在研究中將對轉(zhuǎn)壓氣機與沖壓式進氣道結(jié)合起來，設計并試驗了內(nèi)壓式?jīng)_壓葉柵。邱名[8-10]等提出基于唯一進氣角的葉型設計方法，通過數(shù)值模擬成功實現(xiàn)多道斜激波加一道正激波的增壓方式。王松濤[11]等將葉片抽吸技術(shù)應用于超聲速軸流壓氣機中，設計了一種新的低反力度高負荷吸附式壓氣機，將結(jié)尾正激波封在葉柵出口。在大連海事大學，鐘兢軍[12-13]的研究團隊開展新概念超聲速壓氣機研究，探討旋轉(zhuǎn)沖壓壓氣轉(zhuǎn)子設計及性能影響。

近年來，隨著數(shù)值模擬技術(shù)和實驗手段的發(fā)展，人們開始關(guān)注壓氣機中轉(zhuǎn)靜干涉對性能的影響，Ottavy[14-15]對某跨聲速軸流壓氣機轉(zhuǎn)靜葉排干涉數(shù)值模擬和試驗研究表明：葉柵前緣向上游傳播的斜激波會與導葉相互干擾，從而影響葉排間的流動；都昆[16]等對跨聲速吸附式壓氣機的非定常數(shù)值模擬研究表明：轉(zhuǎn)靜子交界處激波與尾跡的周期性干擾對葉片吸力面附近附面層存在較大影響，非定常效應明顯。熊勁松[17]等對壓氣機級間尾跡的非定常研究表明：上游靜子葉排尾跡能夠改善轉(zhuǎn)子葉背分離旋渦運動和轉(zhuǎn)子的靜壓分布，提高級壓比和效率。但過去的超聲速壓氣機研究主要考慮級間的轉(zhuǎn)靜干涉，轉(zhuǎn)靜干擾研究主要是級內(nèi)上游葉排對下游葉排的影響，且針對超聲葉柵的研究較少。

為更加深刻地認識超聲速流動下葉排間干擾，本文以預壓縮超聲葉柵為研究對象，基于課題組自主研發(fā)RANS方程解算器，運用非定常數(shù)值模擬手段，進行壓氣機靜轉(zhuǎn)子葉柵級間干涉研究。該研究有助于提高對超聲速壓氣機中流動機理的認識，為后續(xù)超聲速壓氣機設計提供參考。

1 研究對象及研究方案

1.1 數(shù)值研究方案驗證

基于對本文數(shù)值模擬的可靠性考量，本文先以ARL-SL19葉柵作為研究對象，采用數(shù)值模擬和實驗數(shù)據(jù)相對比的方法，對數(shù)值模擬方案進行適應性研究。ARL-SL19葉柵由Wennerstrom[18-21]設計，是第一個預壓縮葉型。葉柵幾何數(shù)據(jù)及葉柵的試驗數(shù)據(jù)來自文獻[22]。此葉柵用于一單級跨聲速壓氣機的轉(zhuǎn)子的第19個S1流面，其所處位置接近葉頂。設計來流相對馬赫數(shù)為1.616，葉柵弦長為2.733 inch (約69.4 mm)，稠度為1.5294，安裝角為56.9°，進口氣流角為55.58°，出口氣流角為53.93°，幾何轉(zhuǎn)折角為-2.89°。ARL-SL19葉柵的幾何形狀如圖1所示。但由于該葉柵取自于單級壓氣機轉(zhuǎn)子，上游沒有靜子或?qū)~；同時該葉柵來流軸向馬赫數(shù)較高，約為0.83，與之匹配的靜葉設計較為復雜；且葉柵通道內(nèi)激波附面層干擾強烈，葉柵損失較大，不具有普遍性，與本文的研究目的不相符，故此葉柵主要用于數(shù)值模擬方案校核。

圖1 ARL-SL19葉柵Fig.1 Cascades ARL-SL19

本文選用ASPAC軟件進行數(shù)值模擬，該軟件是課題組自主研發(fā)的三維可壓縮RANS方程解算器。利用有限體積法離散，時間相關(guān)的LU-SGS隱式方法求解定常問題，非定常模擬采用雙時間步方法[23]。在本文的研究中，對流項空間離散格式選擇Roe格式，并利用Condiff限制器進行了線性重構(gòu)以提高精度；黏性項空間離散格式選用二階中心離散，時間離散選擇LU-SGS隱式格式推進，湍流模型采用S-A模型。

計算網(wǎng)格采用Autogrid5生成多塊結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，葉柵網(wǎng)格及網(wǎng)格拓撲結(jié)構(gòu)如圖2(a)所示。在對網(wǎng)格進行無關(guān)性驗證后，采用網(wǎng)格單元數(shù)量為6萬的結(jié)構(gòu)網(wǎng)格進行模擬。其中，前緣點附近的網(wǎng)格如圖2(b)所示。為準確求解附面層流動，在葉片型面附近生成“O”型附面層網(wǎng)格，底層網(wǎng)格與壁面的距離為0.002 mm。此算例的y+在0.4左右，在前緣處的y+最大，且不超過2。

(a) Mesh and topology

(b) Mesh near the leading edge

在此研究中，進口邊界給定絕對總溫、總壓、氣流角；出口邊界給定靜壓；物面給定輪緣速度。在本驗證算例中，給定的進口總壓為101 325 Pa，總溫為293 K，進氣角為0°(即軸向進氣)，出口靜壓為可變值，通過調(diào)節(jié)出口靜壓，可以得到增壓比-總壓損失系數(shù)曲線。受唯一進氣角影響，超聲葉柵進口馬赫數(shù)與輪緣速度有關(guān)。此研究通過調(diào)整輪緣速度，得到與試驗對應的馬赫數(shù)。在輪緣速度為445 m/s、軸向進氣條件下，求得的葉柵進口馬赫數(shù)為1.6162，與Fleeter[22]的試驗馬赫數(shù)1.616基本保持一致。

1.2 計算及實驗結(jié)果對比分析

由圖3可知，兩個軟件數(shù)值模擬求解的總壓損失系數(shù)的變化趨勢與試驗結(jié)果完全一致，隨靜壓比增加，總壓損失系數(shù)先增加，后下降；在設計點附近，總壓損失系數(shù)最高，實驗值為0.151，F(xiàn)luent求解結(jié)果為0.132，ASPAC求解結(jié)果為0.143；在壓比1.2時，實驗測得的總壓損失系數(shù)為0.049，F(xiàn)luent的求解結(jié)果為0.066，ASPAC的求解結(jié)果為0.058。造成這些誤差的原因有三方面：一是試驗測量時葉片數(shù)量有限，葉柵上游脫體激波數(shù)量有限，而計算采用周期性邊界條件，滿足無限葉柵條件；二是實驗采用三維直葉片模擬二維流動，會受到葉片三維流動、端壁附面層等因素影響，而基于有限體積法的數(shù)值模擬為嚴格的二維分析，不考慮葉片徑向流動及端壁的影響；三是通過求解RANS方程獲取流場信息，采用的湍流模型，熵修正、限制器等會影響數(shù)值模擬結(jié)果；四是實驗測量也會存在誤差。在這些誤差中，實驗誤差所占例較大。因為除了Fleeter外，Tweedt[24]等也曾對ARL-SL19葉柵進行實驗研究。該實驗通過在風洞壁面開孔抽吸，移除端壁附面層影響，并抑制柵前激波在洞壁的反射。在馬赫數(shù)為1.61、靜壓比為2.15時，試驗得到的總壓損失系數(shù)為0.143，與本文CFD結(jié)果相差不大。

圖3 ARL-SL19葉柵的總壓損失系數(shù)Fig.3 Total-pressure loss coefficient of ARL-SL19

以上結(jié)果表明：兩個分析軟件對ARL-SL19葉柵損失變化趨勢的預測結(jié)果與試驗結(jié)果完全一致；對損失具體數(shù)值的預測結(jié)果與試驗結(jié)果基本一致；ASPAC的計算結(jié)果更接近實驗值。因此，采用當前的數(shù)值方法和計算網(wǎng)格合理。為保證結(jié)果的可靠性，本文后面部分的研究都以此算例網(wǎng)格為模版，采用ASPAC解算器和當前數(shù)值模擬方案進行研究。

2 葉型驗證

在對超聲速壓氣機葉柵進行數(shù)值模擬的過程中，首先針對轉(zhuǎn)子葉柵通道內(nèi)流動進行數(shù)值模擬研究，分析該轉(zhuǎn)子葉柵的性能及流動特點；然后根據(jù)轉(zhuǎn)子葉柵的進口流動參數(shù)，設計前排靜子葉柵，以實現(xiàn)靜轉(zhuǎn)子葉柵葉排間匹配，用以進行超聲速壓氣機靜轉(zhuǎn)子級間干涉的數(shù)值模擬研究。

研究采用轉(zhuǎn)子葉柵為自主設計葉柵，采用吸力面疊加厚度生成葉型。轉(zhuǎn)子葉柵幾何形狀如圖4，該葉柵葉型為預壓縮葉型，葉柵通道為收擴通道，設計來流相對馬赫數(shù)為1.4，弦長為120 mm，葉柵的進口氣流角為60.5°，柵距為70 mm，輪緣速度為415 m/s。此葉柵喉道位于葉型中部，葉型前段采用凹形吸力面設計以實現(xiàn)預壓縮，葉型后段彎曲以實現(xiàn)氣流轉(zhuǎn)角要求。采用多道斜激波和一道正激波組合增壓，抑制每道激波強度，從而降低激波損失，控制葉片表面激波附面層干擾，達到抑制流動分離的目的。

圖4 轉(zhuǎn)子葉柵Fig.4 Rotor cascade

在設計點，背壓為160 kPa時，轉(zhuǎn)子葉柵的相對馬赫數(shù)云圖如圖5所示，在葉柵通道中，氣流經(jīng)過三道斜激波和一道正激波減速增壓。由于存在前緣小圓，葉柵前緣將會產(chǎn)生一道脫體激波，其表現(xiàn)形式為一道斜激波和一道向遠上游延伸的脫體激波。來流相對馬赫數(shù)為1.4的氣流，在經(jīng)過葉柵前部預壓縮段后，相對馬赫數(shù)變?yōu)?.36；經(jīng)過第一道斜激波的氣流減速增壓，馬赫數(shù)降為1.179；經(jīng)過第二道斜激波后，相對馬赫數(shù)降為1.143；第三道激波的強度較弱，經(jīng)過第三道激波后，馬赫數(shù)降為1.053；第三道斜激波與結(jié)尾正激波相交，增強了結(jié)尾正激波的強度，經(jīng)過結(jié)尾正激波后，氣流馬赫數(shù)下降為0.88，正激波后氣流保持亞聲速流動。

圖5 轉(zhuǎn)子葉柵的相對馬赫數(shù)云圖Fig.5 Relative Mach contours for rotor cascade

前緣脫體激波形成的斜激波在葉柵通道傳播的過程中發(fā)生兩次反射，第一次是與葉柵吸力面相交，此時發(fā)生馬赫反射；第二次發(fā)生在葉柵的壓力面處，此時激波反射為規(guī)則反射。由于每一道反射激波的強度都相對較弱，激波對附面層的擾動較小，再加上采用了平直段設計，兩次反射均未造成附面層流動分離。正激波后為擴張段，結(jié)尾正激波在壓力面附近造成一個小的分離泡，分離泡很快再附。同時，由于結(jié)尾正激波處吸力面的物面曲率較大，此時，流動發(fā)生分離，附面層較厚且流速較低，甚至很大一部分為亞聲速流動，此時在附面層處將無法形成正激波，而是兩道曲線激波，曲線激波與結(jié)尾正激波交于一點，從而形成一個形如“λ”的波系，其中，第一道曲線激波是由于附面層快速增厚(發(fā)生分離)形成，為斜激波弱解；第二道激波可以看作是第一道激波與正激波相交后形成的反射激波，為激波強解。

葉柵的非設計點性能曲線如圖6所示，總壓損失系數(shù)隨著增壓比先增大后減小，近失速點附近再增加，效率隨壓比先增大后減小。在近失速點(靜壓比約為2.25)，背壓為188 kPa，總壓損失系數(shù)為0.087，效率為0.916，此時，葉柵脫體激波斜激波與正激波相交，在葉柵唇口處形成“λ”波；在總壓損失系數(shù)的峰值點(靜壓比約為1.56)，總壓損失系數(shù)為0.187，效率為0.75；在低壓比狀態(tài)(靜壓比約力1.43)，總壓損失系數(shù)為0.174，效率為0.727，此時葉柵結(jié)尾正激波被推出葉柵通道。

圖6 轉(zhuǎn)子葉柵性能曲線Fig.6 Rotor cascade performance

研究采用的靜子葉柵為自主設計葉柵，葉型設計采用吸力面疊加厚度的方式生成。該葉柵呈C形，葉柵通道為擴張型通道，設計來流馬赫數(shù)為0.77，進氣角為-27°；出口馬赫數(shù)為0.64，氣流方向為軸向，與轉(zhuǎn)子葉柵進口條件一致。弦長為60 mm，柵距為42 mm。在設計點狀態(tài)下，馬赫數(shù)云圖如圖8所示。由于靜子葉柵的吸力面物面為外凸形狀，來流在葉柵的吸力面處膨脹加速，將會在吸力面中部附近產(chǎn)生一個局部超聲區(qū)，結(jié)尾于一道強激波。受此激波的影響，吸力面存在一個較小的流動分離區(qū)，流動增大了尾跡范圍。但總的來說，分離區(qū)很小，葉柵損失不大，此設計合理。同時，此分離區(qū)的存在，使得靜子葉柵存在明顯的尾跡區(qū)，靜轉(zhuǎn)葉柵的干擾更明顯，有利于后續(xù)研究工作。

圖7 靜子葉柵Fig.7 Stator cascade

圖8 靜子葉柵馬赫數(shù)云圖Fig.8 Mach contours for stator cascade

3 靜轉(zhuǎn)葉柵間干涉

針對上面的研究結(jié)果，計算域的網(wǎng)格生成由Autogrid5自動生成結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，靜葉和動葉的網(wǎng)格拓撲結(jié)構(gòu)均采用O4H形式，其中靜子葉柵單通道的網(wǎng)格數(shù)量為4萬，轉(zhuǎn)子葉柵單通道的網(wǎng)格數(shù)量為6萬，葉柵壁面附近的y+值均保持在2以內(nèi)。

為了節(jié)約計算時間和收斂計算步數(shù)，本文以基于混合平面法[25-26]定常計算得到的結(jié)果作為非定常計算的初場。在使用混合平面法處理靜轉(zhuǎn)子交界處時，轉(zhuǎn)子的背壓為160 kPa，得到的結(jié)果如圖9所示，從靜壓分布云圖可知，轉(zhuǎn)子葉柵通道內(nèi)已建立起相應的激波結(jié)構(gòu)，經(jīng)過靜子葉柵的氣流在轉(zhuǎn)子通道中由三道斜激波和一道正激波減速增壓后，氣流將保持亞聲速流動，靜壓得到較大提升。但由于本文主要是關(guān)注靜轉(zhuǎn)子級間的干涉情況，此結(jié)果僅作為非定常計算時的初場，將不做深入的討論。

圖9 靜轉(zhuǎn)葉柵靜壓云圖(混合平面法)Fig.9 Static pressure contours for stator-rotor(mixing plane)

本文根據(jù)轉(zhuǎn)子出口處總壓的波動進行非定常的收斂判定，在出口壓力呈周期性波動以后，URANS數(shù)值模擬得到的瞬時靜壓云圖如圖10所示。由圖可知，在超聲速壓氣機中，轉(zhuǎn)子與上游靜子之間存在極為強烈的干涉，使得整個流場表現(xiàn)出強烈的非定常性。

圖10 靜轉(zhuǎn)葉柵瞬時靜壓云圖(URANS)Fig.10 Instaneous static pressure contours for stator-rotor(URANS)

由于靜轉(zhuǎn)子葉柵相對位置的不同，不妨將圖中a、b、c處分別看作在一個流動周期內(nèi)，不同時刻外伸激波與上游靜子葉柵干涉的不同表現(xiàn)形式。在a處，轉(zhuǎn)子葉柵前緣產(chǎn)生的脫體激波外伸激波在向上游傳播的過程中，接觸到上游靜子葉片的尾緣，靜子葉柵尾緣處尾跡與激波相互干擾，會使得外伸激波發(fā)生較小的偏折，經(jīng)過激波的尾跡流靜壓升高。

隨著靜子尾緣和轉(zhuǎn)子前緣之間距離的進一步增大，達到b所示位置。此時向上游延伸的外伸激波被靜子葉柵切斷。激波在向上游傳播的過程中，被上游靜子葉柵切割，激波強度逐漸削弱，靜子葉柵通道內(nèi)，靠近葉盆部分的激波強度較大，靠近葉背附近的激波強度較小。不妨采用無黏假設分析，根據(jù)激波在介質(zhì)中的傳播規(guī)律，激波是以垂直于波面，方向指向圖中所示左下，速度大于聲速在靜子通道中傳播的。

隨著靜轉(zhuǎn)子展向距離的進一步增大，達到c所示位置。此時，由于激波的傳播速度大于靜子葉柵尾緣附近的氣流流動速度，激波在葉柵通道中繼續(xù)向上游方向傳播，同時激波形狀發(fā)生變化。其主要原因有三：1) 激波不能穿過靜子葉柵型面，氣流流過激波形成的低速高壓區(qū)域?qū)谌~盆附近進一步積累，從而使得葉盆附近低速增壓區(qū)進一步擴大，而葉背附近的激波則向葉盆運動，在葉盆附近得到積累的低速高壓區(qū)域得到進一步增大。2) 在靜子葉柵通道中，氣流在葉背附近膨脹，速度增大，在葉盆附近得到壓縮，速度減小，氣流速度與激波的速度相互作用，導致葉盆附近激波傳播速度較大，而葉背附近傳播速度較小，從而造成激波形狀發(fā)生加大變化。3) 靜子葉柵葉盆和葉背處均存在超聲區(qū)，葉盆處超聲區(qū)位于葉盆前緣，葉背處超聲速位于葉背中部，激波經(jīng)過較強的超聲速區(qū)無法繼續(xù)向上游傳播。故而，激波的形狀與超聲速區(qū)的范圍有直接的關(guān)系。

從圖10所示的靜壓云圖不難得出，由于受到下游轉(zhuǎn)子的外伸激波的影響，靜子葉柵通道中的流動極為復雜，加大了靜轉(zhuǎn)子之間相互干擾的強度，葉柵表面壓力表現(xiàn)出強烈的非定常性。

將靜子葉片進行編號如圖10所示，由于上下邊界采用周期性邊界條件，滿足無限葉柵假設，不同靜子葉片表面壓力波動可看作一個周期內(nèi)靜壓值變化。靜子葉片表面壓力分布如圖11所示，為方便探討葉片表面壓力變化，將5個靜子葉片表面壓力分布匯總得到圖11(f),由圖可知，葉片前緣處吸力面和壓力面壓力擾動最大，這是因為均勻來流在葉柵前緣駐點處分成兩股，葉柵前緣半徑較小，曲率較大，前緣表面加速度較大，靜壓迅速下降。分析圖11(f)可知，圖中stator0表示單排靜子葉柵定常計算得到的表面壓力分布，壓力面壓力擾動范圍和幅值都比吸力面大。靜子葉柵通道內(nèi)激波在向上游傳播的過程中，在吸力面處，對靜子葉片38.3%弦長后段靜壓分布存在影響，且壓力擾動幅值呈隨葉片弦線先變大后變小的趨勢。其中圖11(a)葉片尾緣處吸力面壓力較大，主要是由于此時轉(zhuǎn)子外伸激波與葉片尾緣相交，激波強度較大，造成葉片尾緣處吸力面壓力值躍升較大。在壓力面處，對葉片3%弦長后段存在較大影響，且壓力擾動幅值隨葉片弦向增大，這是因為激波在葉柵通道向上游傳播的過程中，激波強度減弱，造成的葉片表面壓力擾動也大于葉片前段。

(a) Stator 1

(b) Stator 2

(c) Stator 3

(d) Stator 4

(e) Stator 5

(f) Stators

圖12為與上述分析相同時刻的瞬時焓值云圖，由此圖可以看出，轉(zhuǎn)子葉柵尾跡在向下發(fā)展的過程中，出現(xiàn)扭曲、旋轉(zhuǎn)、脫落的跡象，呈類卡門渦街形式脫落。氣流經(jīng)過激波后，焓值增加；同時，葉柵尾跡處，焓值也相對較高，這是因為在尾跡區(qū)內(nèi)，氣流的流動速度較低，同時存在一些旋渦運動。

圖12 轉(zhuǎn)靜葉柵瞬時焓值云圖(URANS)Fig.12 Instaneous enthalpy contours for stator-rotor(URANS)

圖13為相應時刻的熵值分布圖，從圖中能夠清晰的看出靜子葉片尾跡在轉(zhuǎn)子葉柵通道內(nèi)發(fā)展的全過程：上游靜子葉柵產(chǎn)生的尾跡在向下游傳遞的過程中，首先受到轉(zhuǎn)子葉柵的切割。由于尾跡內(nèi)部存在較為強烈的剪切力，尾跡形成的高熵區(qū)被切割后在轉(zhuǎn)子葉片中被輸運，同時發(fā)生扭曲變形，最后與轉(zhuǎn)子葉片尾跡相互作用，造成如圖所示的類卡門渦街運動，引起較大的氣動損失。同時，從圖中不難看出，被輸運的高熵區(qū)向轉(zhuǎn)子葉片壓力面運動，其主要原因有以下幾點：1) 靜子葉柵尾跡在向下游傳播的過程中存在速度虧損，壓力面附近尾跡區(qū)速度較小，尾跡在壓力面附近得到積累，從而增加了壓力面附近尾跡的寬度；2) 由于黏性的影響，在向下游輸運的過程中，尾跡與主流勢流進一步摻混，使得尾跡區(qū)域進一步增大，尾跡損失增加；3) 轉(zhuǎn)子葉柵通道中存在較強的激波，且結(jié)尾正激波在壓力面附近強度較大，與尾跡相互作用造成尾跡進一步增大。

圖13 轉(zhuǎn)子葉柵瞬時熵值云圖(URANS)Fig.13 Instaneous entropy contours for stator-rotor(URANS)

從圖中還可以看出，轉(zhuǎn)子葉柵尾跡呈類卡門渦街的形式向下游擺動，脫落。分析不難得出此現(xiàn)象的形成是上游靜子葉柵尾跡帶來的低速高熵區(qū)域與轉(zhuǎn)子葉柵尾跡相互作用的結(jié)果。靜子尾跡會誘導轉(zhuǎn)子吸力面產(chǎn)生旋渦運動，同時靜子尾跡會與轉(zhuǎn)子尾跡發(fā)生摻混，促使轉(zhuǎn)子尾跡發(fā)生扭轉(zhuǎn)、變形。但是，靜子尾跡對轉(zhuǎn)子葉柵流動并不是都是有害的，合理利用靜子尾跡將促進轉(zhuǎn)子葉片表面層流邊界層向湍流邊界層的轉(zhuǎn)捩，降低激波附面層干擾帶來的流動損失，增強葉片表面的抗分離能力；同時，靜子尾跡有效促進了轉(zhuǎn)子尾跡與主流勢流的摻混，將有利于下游葉排流動的穩(wěn)定性，提高壓氣機的穩(wěn)定裕度。

4 結(jié) 論

對內(nèi)激波轉(zhuǎn)子式超聲速壓氣機靜轉(zhuǎn)子葉柵級間干涉的非定常數(shù)值模擬研究表明，由于靜子葉柵尾跡和轉(zhuǎn)子葉柵柵前激波的存在，轉(zhuǎn)子葉柵通道內(nèi)存在十分復雜的相互干涉，得到以下結(jié)論：

1) 轉(zhuǎn)子葉柵外伸激波在向上游傳播的過程中，被靜子葉柵切割，并繼續(xù)在靜子葉柵通道中向上游傳播，激波形狀發(fā)生變化，并逐漸向葉柵壓力面靠攏，造成葉片表面壓力存在較大的擾動。

2) 尾跡內(nèi)部存在較強的剪切作用，使得其表現(xiàn)出較強的熵增。在向下游流動的過程中，尾跡被轉(zhuǎn)子葉柵切割并輸運，與轉(zhuǎn)子葉柵尾跡相互作用，造成轉(zhuǎn)子葉柵尾跡呈類卡門渦街形式脫落。

3) 被切斷的尾跡區(qū)域在轉(zhuǎn)子葉柵通道中變形并向壓力面靠攏，與正激波相互作用后，尾跡區(qū)域進一步變大，損失進一步增加。