張成烽，張國(guó)臣，徐志暉，孫 丹，劉鵬程

（沈陽(yáng)航空航天大學(xué)航空發(fā)動(dòng)機(jī)學(xué)院，沈陽(yáng) 110136）

0 引言

壓氣機(jī)的內(nèi)部流場(chǎng)復(fù)雜多變，尤其在轉(zhuǎn)子葉尖間隙區(qū)域流動(dòng)更為復(fù)雜，存在端壁附面層分離、葉片表面附面層分離、間隙泄漏渦、二次流和多次泄漏流等[1-2]。轉(zhuǎn)子葉片葉尖間隙流動(dòng)損失占總空氣動(dòng)力損失的1/3[3-4]，是引起壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子失速的重要原因之一[5-6]，而且在安裝誤差和旋轉(zhuǎn)過程中的振動(dòng)等因素會(huì)使葉尖間隙發(fā)生不同程度的改變[7-8]，從而直接影響壓氣機(jī)的氣動(dòng)性能[9-10]，因此很有必要開展葉尖間隙相關(guān)的研究。

近年來(lái)，國(guó)內(nèi)外研究人員對(duì)葉尖泄漏流進(jìn)行了大量系統(tǒng)地研究。Mao 等[11]和Zhang 等[12]在葉尖間隙處利用機(jī)匣處理手段實(shí)現(xiàn)對(duì)泄漏流的有效控制，使壓氣機(jī)特性和穩(wěn)定裕度都有較大改善；Sun[13]等指出轉(zhuǎn)子和靜子重心的非軸性是最初影響葉尖間隙的重要因素，并基于測(cè)量誤差數(shù)據(jù)建立了一種多級(jí)轉(zhuǎn)子和靜子的葉尖間隙預(yù)測(cè)模型，通過試驗(yàn)證明了該模型具有較高的準(zhǔn)確度及可信度；Maesschalck 等[3]、Du 等[14]和Xiang等[15]均通過不同葉尖平行間隙大小對(duì)流場(chǎng)的影響研究得出，隨著葉尖間隙的增大，葉尖泄漏流的強(qiáng)度增加，泄漏渦尺度增大，使轉(zhuǎn)子的不穩(wěn)定性進(jìn)一步增加；Ciorciari 等[16]利用多元過渡模型分析了2 種葉尖間隙值對(duì)壓氣機(jī)性能的影響，表明合適的葉尖間隙能改善泄漏流的結(jié)構(gòu)，進(jìn)而提高壓氣機(jī)性能；張晨凱等[17]用定常數(shù)值方法研究泄漏渦對(duì)間隙區(qū)域的不同徑向高度流場(chǎng)的影響，得到葉頂間隙的氣流流動(dòng)情況和損失機(jī)理；Wang 等[18]利用一種TUSIAC（3 維不穩(wěn)定失速分析代碼）準(zhǔn)確地預(yù)測(cè)了壓氣機(jī)失速進(jìn)程，正確描述了葉尖間隙對(duì)壓氣機(jī)穩(wěn)定性的影響，從而為研究壓氣機(jī)穩(wěn)定性、初步設(shè)計(jì)及優(yōu)化提供了實(shí)用參考；Ramakrishna 等[19]將轉(zhuǎn)子葉片向主流方向進(jìn)行不同程度的傾斜來(lái)改變?nèi)~尖間隙值，進(jìn)而實(shí)現(xiàn)吸力面邊界層分離邊界后移，為葉尖間隙的優(yōu)化提供了寶貴經(jīng)驗(yàn)；戴麗萍等[20]研究葉頂吹氣對(duì)間隙流場(chǎng)的影響，表明軸向葉頂吹氣會(huì)改變間隙泄漏流密度的分布形式，葉頂區(qū)域的氣流角和分離區(qū)明顯減小，從而有效地抑制了由于葉頂通道堵塞而引發(fā)的失速現(xiàn)象。

目前，針對(duì)平行均勻葉尖間隙方面的研究很多，但對(duì)漸變式和階梯式等非均勻?qū)ΨQ葉尖間隙研究較少，而非均勻?qū)ΨQ式葉尖間隙對(duì)壓氣機(jī)的性能影響研究對(duì)壓氣機(jī)性能的提高具有一定的意義。本文以NASA stage 35 為研究對(duì)象，利用商業(yè)軟件NUMECA采用定常數(shù)值模擬的方法，對(duì)平行式葉尖間隙進(jìn)行漸變式和階梯式改型優(yōu)化設(shè)計(jì)，并對(duì)葉尖間隙的復(fù)雜流場(chǎng)進(jìn)行數(shù)值研究。

1 研究對(duì)象及數(shù)值方法

本文以NASA stage35跨聲速壓氣機(jī)為研究對(duì)象，其設(shè)計(jì)參數(shù)見表1，不同形狀葉尖間隙的設(shè)計(jì)參數(shù)見表2，其他詳細(xì)參數(shù)見文獻(xiàn)[21-23]。不同形狀轉(zhuǎn)子葉尖間隙的研究方案如圖1 所示。本研究利用NUME?CA 中的IGG 模塊建立模型，利用Autogrid 5 模塊進(jìn)行計(jì)算域的網(wǎng)格劃分，各模型均采用O4H 結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，網(wǎng)格塊之間使用完全匹配連接，單一通道周向采用周期性完全匹配連接。在葉尖間隙處采用蝶形網(wǎng)格環(huán)繞控制，并進(jìn)行網(wǎng)格加密處理，壓氣機(jī)3 維模型及間隙處的網(wǎng)格結(jié)構(gòu)如圖2 所示。其中，轉(zhuǎn)子葉頂區(qū)域間隙網(wǎng)格的徑向節(jié)點(diǎn)數(shù)為17，周向結(jié)點(diǎn)數(shù)為30。對(duì)平行式（PTC）葉尖間隙進(jìn)行漸變式（TTC）和階梯式（STC）改型，其中，階梯式間隙在45%~55%弦長(zhǎng)段為過渡位置。

圖1 不同形狀的轉(zhuǎn)子葉尖間隙

圖2 壓氣機(jī)3維網(wǎng)格結(jié)構(gòu)

表1 Stage 35 設(shè)計(jì)參數(shù)

表2 間隙的定義參數(shù)

雷諾項(xiàng)采用Spalart-Allmaras 模型能夠準(zhǔn)確地計(jì)算渦黏性[2]。所以本文為了滿足Spalart-Allmaras 湍流模型y+<1 的計(jì)算要求，設(shè)定第1 層壁面網(wǎng)格寬度為3×10-6mm。時(shí)間項(xiàng)和空間項(xiàng)分別采用4 階龍格-庫(kù)塔法和中心差分格式的有限體積法。運(yùn)用絕熱無(wú)滑移壁面，并采用多重網(wǎng)格技術(shù)、局部時(shí)間步長(zhǎng)和隱式殘差光順等手段加速收斂。設(shè)定轉(zhuǎn)子進(jìn)口總壓為101325 Pa，總溫為288.15 K，不斷地增加壓氣機(jī)出口背壓以減小壓氣機(jī)質(zhì)量流量直至計(jì)算發(fā)散。選取發(fā)散前最后1 個(gè)計(jì)算收斂的點(diǎn)為近失速點(diǎn)，在近失速點(diǎn)附近，進(jìn)出口質(zhì)量流量、壓比和效率均出現(xiàn)小幅度振蕩，但此時(shí)進(jìn)出口流量相差不大，殘差也維持在相對(duì)穩(wěn)定的水平。

為了減小模擬過程中由于網(wǎng)格數(shù)量而導(dǎo)致的離散誤差，本文參照文獻(xiàn)[21]、[22]中Stage 35 基元級(jí)試驗(yàn)數(shù)據(jù)與3 組不同網(wǎng)格數(shù)下的數(shù)值模擬結(jié)果進(jìn)行對(duì)比。圖中Grid 1- Grid 3 網(wǎng)格數(shù)分別約為60、80、100萬(wàn)。Stage 35壓氣機(jī)數(shù)值模擬和試驗(yàn)的特性對(duì)比如圖3所示。從圖中可見，數(shù)值模擬結(jié)果和試驗(yàn)數(shù)據(jù)總體基本吻合，總壓比數(shù)值模擬結(jié)果略低于試驗(yàn)值，而效率的數(shù)值模擬結(jié)果則高于試驗(yàn)值。以下是產(chǎn)生誤差的主要原因：（1）本文采用定常計(jì)算方法，忽略了時(shí)間對(duì)流動(dòng)參數(shù)的影響；（2）本數(shù)值計(jì)算采用單通道周期性方法，在轉(zhuǎn)靜子交界面數(shù)據(jù)交換是非均勻分布的，而在模擬過程中采用的是均勻分布的數(shù)據(jù)交換，從而降低了計(jì)算精度[24]；（3）還存在邊界值的不確定性等因素。

圖3 Stage 35壓氣機(jī)數(shù)值模擬和試驗(yàn)的特性對(duì)比

失速裕度定義為

式中：P*為總壓比；M為質(zhì)量流量；下標(biāo)d 為設(shè)計(jì)點(diǎn)，s為失速點(diǎn)；設(shè)計(jì)點(diǎn)流量Md=20.188 kg/s。

試驗(yàn)和3 組網(wǎng)格模擬結(jié)果的相關(guān)壓氣機(jī)特性對(duì)比數(shù)據(jù)見表3。從表中可見，與試驗(yàn)數(shù)據(jù)相比，Grid 1-Grid 3峰值效率相差均小于0.16%，在近失速點(diǎn)處，總壓比誤差分別為3.63%、2.59%和2.59%，失速裕度與試驗(yàn)值分別相差5.12%、1.27%和1.14%。綜合比較，Grid 2和Grid 3網(wǎng)格模擬結(jié)果與試驗(yàn)值較為接近。為進(jìn)一步分析不同網(wǎng)格數(shù)的數(shù)值模擬精度，將不同網(wǎng)格在設(shè)計(jì)點(diǎn)100%轉(zhuǎn)速，在沿葉高方向上，轉(zhuǎn)子出口相對(duì)馬赫數(shù)和靜子出口的絕對(duì)馬赫數(shù)分布的模擬結(jié)果與試驗(yàn)的對(duì)比曲線如圖4 所示（其中x為沿葉高方向的位置；h為轉(zhuǎn)子總?cè)~高），圖中試驗(yàn)數(shù)據(jù)和模擬結(jié)果基本吻合。其中，Grid 2 和Grid 3 模擬結(jié)果與試驗(yàn)值吻合度優(yōu)于Grid 1，說(shuō)明本方法具有較高的數(shù)值模擬精度。由于Grid 2 網(wǎng)格數(shù)小于Grid 3 網(wǎng)格數(shù)且二者計(jì)算結(jié)果相差不大，所以在保證計(jì)算精度的前提下，為縮短計(jì)算時(shí)間，本文擬采用Grid 2 網(wǎng)格進(jìn)行數(shù)值模擬。為了進(jìn)一步驗(yàn)證網(wǎng)格Grid2 的可靠性，將不同換算轉(zhuǎn)速試驗(yàn)數(shù)據(jù)與數(shù)值模擬結(jié)果特性進(jìn)行對(duì)比，如圖5 所示。圖中不同換算轉(zhuǎn)速的數(shù)值模擬結(jié)果與試驗(yàn)值基本吻合。與試驗(yàn)值相比，轉(zhuǎn)速為100%、90%和70%時(shí)的總壓比最大誤差分別為1.28%、1.63%和1.49%；效率最大誤差分別為2.61%、2.24%和2.33%。誤差均在可接受的范圍內(nèi)，可見Grid 2 具有較高的模擬精度，其模擬結(jié)果具有可信性。其中間隙處網(wǎng)格徑向節(jié)點(diǎn)數(shù)為17，周向結(jié)點(diǎn)數(shù)為30。

圖4 設(shè)計(jì)點(diǎn)數(shù)值模擬與試驗(yàn)值對(duì)比

圖5 不同換算轉(zhuǎn)數(shù)壓氣機(jī)特性數(shù)值模擬與試驗(yàn)值對(duì)比

表3 不同網(wǎng)格數(shù)時(shí)壓氣機(jī)特性對(duì)比

2 計(jì)算結(jié)果及討論

不同類型間隙壓氣機(jī)特性曲線如圖6 所示，不同類型間隙的性能參數(shù)見表4。與平行式間隙相比，漸變式和階梯式間隙在近失速工況下的總壓比和效率均有所上升，設(shè)計(jì)點(diǎn)總壓比和效率基本不變。根據(jù)表4中數(shù)據(jù)可知，當(dāng)間隙為平行式時(shí)，與PTC 0.408-0.408相比，PTC 0.204-0.204 的穩(wěn)定裕度增加2.29%，峰值效率增加0.14%；當(dāng)間隙為漸變式時(shí)，與TTC 0.408-0.204 相比，TTC 0.204-0.408 穩(wěn)定裕度增加1.35%，峰值效率增加0.1%；當(dāng)間隙為階梯式時(shí)，與STC 0.408-0.204 相比，STC 0.204-0.408 穩(wěn)定裕度增加0.7%，峰值效率增加0.16%。可見，PTC 0.204-0.204、TTC 0.204-0.408 和STC 0.204-0.408 這3 種間隙是同類型的最優(yōu)間隙。由于篇幅有限，本文選取同一類型的最優(yōu)間隙進(jìn)行對(duì)比分析。以下對(duì)此3 種類型間隙的壓氣機(jī)性能和流場(chǎng)結(jié)構(gòu)進(jìn)行分析。相比較PTC 0.204-0.204、TTC 0.204-0.408 和STC 0.204-0.408 失速裕度分別增加1.12%和1.61%，近失速工況下的總壓比均有提高，峰值效率基本不變。設(shè)計(jì)點(diǎn)處的壓比和基本不變。由此可見，間隙改型優(yōu)化后，較大地提高了近失速工況下壓氣機(jī)的性能。且改型為階梯式葉尖間隙壓氣機(jī)性能較好。

圖6 不同類型間隙壓氣機(jī)特性曲線對(duì)比

表4 不同形狀間隙的性能參數(shù)

3 種不同類型葉尖間隙轉(zhuǎn)子在質(zhì)量流量為18.00 kg/s、葉高為99.2%處的相對(duì)馬赫數(shù)分布如圖7 所示。從圖中可見，此時(shí)各工況均在近失速點(diǎn)附近，且在間隙處均存在2 個(gè)低速區(qū)。另外，在轉(zhuǎn)子葉片前部的通道內(nèi)還產(chǎn)生了脫體激波，它將極大地降低來(lái)流氣體的動(dòng)能。其中，在轉(zhuǎn)子葉片尾部發(fā)生附面層分離現(xiàn)象形成低速區(qū)1。而低速區(qū)2則是由于氣流通過激波后速度下降，并相互卷積在一起形成的，該區(qū)域占據(jù)一半進(jìn)口通道面積，造成通道內(nèi)氣流堵塞，進(jìn)而引發(fā)失速。該現(xiàn)象與文獻(xiàn)[2]中研究現(xiàn)象相同。對(duì)比這3 種不同間隙結(jié)構(gòu)的相對(duì)馬赫數(shù)分布圖發(fā)現(xiàn)，與平行式和漸變式間隙相比，階梯式間隙低速區(qū)2 和低速區(qū)1 面積明顯減小。由于階梯式結(jié)構(gòu)的葉頂尾緣間隙區(qū)域面積較大，在吸力面與壓力面壓力差的作用下，在葉頂尾緣附近出現(xiàn)相對(duì)較大強(qiáng)度的間隙泄漏流，為低速區(qū)1注入能量，該區(qū)域的氣流速度增加，附面層分離向后延遲。同時(shí)，階梯式間隙的轉(zhuǎn)子葉尖前緣激波影響范圍變小，氣流通過激波后速度降低程度較小，前緣處的泄漏渦尺度得到抑制。因此，此時(shí)流體的流動(dòng)性進(jìn)一步增強(qiáng)，損失進(jìn)一步降低，通道流場(chǎng)被極大地改善。這也和表4穩(wěn)定裕度的增加一一對(duì)應(yīng)。

圖7 不同葉尖間隙相對(duì)馬赫數(shù)分布

為進(jìn)一步研究葉頂間隙處泄漏流對(duì)流場(chǎng)的影響，需對(duì)該處泄漏流結(jié)構(gòu)進(jìn)行深入研究。當(dāng)葉尖間隙前緣值為0.204 mm，質(zhì)量流量為18.00 kg/s時(shí)，不同類型葉尖間隙在葉頂處橫截面的熵分布和泄漏渦結(jié)構(gòu)如圖8所示。紅色虛線為熵值交界面，根據(jù)文獻(xiàn)[11]，交界面是反向泄漏流和主流相互作用形成的。從圖中可見，在葉頂處均有泄漏渦的出現(xiàn)并沿著周向和軸向發(fā)展，部分泄漏流從轉(zhuǎn)子進(jìn)口溢出形成前緣溢流，并且在轉(zhuǎn)子葉片吸力面尾部和泄漏流周圍區(qū)域出現(xiàn)高熵值現(xiàn)象。在轉(zhuǎn)子吸力面尾部，附面層分離后低速氣流相互作用，引起該區(qū)域熵高。同時(shí)在葉尖前緣通道處，葉尖泄漏流相互卷積形成泄漏渦。由于葉尖泄漏流和泄漏渦會(huì)誘導(dǎo)沿弦向和周向的壓力脈動(dòng)，與主流相互摻混后大大增加流動(dòng)損失，使在葉尖泄漏流周圍區(qū)域熵值較高。對(duì)比3 種泄漏流渦結(jié)構(gòu)和熵值交界面發(fā)現(xiàn)，平行式葉尖間隙的泄漏渦結(jié)構(gòu)明顯，也是產(chǎn)生大面積高熵值區(qū)域的原因。在轉(zhuǎn)子通道進(jìn)口前形成熵值交界面，漸變式間隙的泄漏渦結(jié)構(gòu)尺度較小，熵值交界面向下游略微移動(dòng)。由于階梯間隙葉頂尾緣產(chǎn)生的泄漏流對(duì)低速區(qū)1 的改善，進(jìn)而使泄漏渦結(jié)構(gòu)得到抑制，階梯式間隙葉尖前緣泄漏流幾乎無(wú)明顯渦結(jié)構(gòu)，熵值交界面進(jìn)一步向下游略微移動(dòng)，同時(shí)在圖8 泄漏渦的位置和上文圖中低速區(qū)2 位置幾乎相同。由于泄漏渦的存在嚴(yán)重堵塞轉(zhuǎn)子通道，而階梯式葉尖間隙的泄漏流渦結(jié)構(gòu)較差，對(duì)周圍低速流體的卷積作用較差，使間隙流場(chǎng)被改善，同時(shí)體現(xiàn)出熵值交界面后移，階梯間隙極大地抑制泄漏流沿軸反向動(dòng)量，間隙處的堵塞效應(yīng)得到抑制，在葉尖前緣的低速區(qū)面積減小，如圖8（c）所示。

圖8 不同類型葉尖間隙在葉頂處橫截面的熵分布和泄漏渦結(jié)構(gòu)

當(dāng)葉尖間隙前緣值為0.204 mm 時(shí)，不同間隙類型失速工況下轉(zhuǎn)子吸力面極限流線和馬赫數(shù)分布如圖9所示。在40%弦長(zhǎng)附近處產(chǎn)生附面層分離現(xiàn)象。通過對(duì)比發(fā)現(xiàn)，相比較平行式葉尖間隙轉(zhuǎn)子吸力面，漸變式和階梯式轉(zhuǎn)子吸力面的氣流分離線都有一定程度的后移，附面層分離進(jìn)一步延遲，該現(xiàn)象在60%~100%葉高范圍處后移現(xiàn)象明顯，同時(shí)分離線附近由于附面層分離所導(dǎo)致的低速流體區(qū)域面積也極大減小。由于階梯式葉尖間隙葉頂尾緣處的間隙空間較大，在壓力面和吸力面的壓差作用下，產(chǎn)生較強(qiáng)的間隙泄漏流，并對(duì)附面層分離所產(chǎn)生的低速流體進(jìn)行進(jìn)一步吹除。因此，階梯式葉尖間隙氣流分離線后移及分離線后沿葉高方向低速流體區(qū)域面積的減少程度更加明顯，極大地改善了通道流場(chǎng)。這與圖7（c）所示的附面層分離點(diǎn)后移現(xiàn)象對(duì)應(yīng)。

圖9 轉(zhuǎn)子吸力面極限流線和馬赫數(shù)分布

近失速工況下靜子吸力面極限流線和馬赫數(shù)分布如圖10 所示。從圖中可見，各靜子吸力面的尾部邊界層分離現(xiàn)象明顯。因受轉(zhuǎn)子葉尖泄漏流影響，靜子葉片吸力面前緣附近流線出現(xiàn)明顯波動(dòng)，同時(shí)在靜葉尾部均出現(xiàn)了壁角渦。相比較平行式轉(zhuǎn)子葉尖間隙，漸變式間隙靜子吸力面尾部漩渦區(qū)有向輪轂移動(dòng)的趨勢(shì)，從而減少對(duì)主流的堵塞效應(yīng)，由于低速流體在角區(qū)內(nèi)堆積，從而引發(fā)較大的角區(qū)損失，如圖10（b）所示。而相比較以上2 種情況，階梯式轉(zhuǎn)子葉尖靜葉吸力面尾緣處的壁角渦向葉高方向移動(dòng)，輪轂附近的角區(qū)流場(chǎng)得到改善，角區(qū)流動(dòng)分離損失降低。同時(shí)壁角渦尺度略有減小，通過與主流相互作用后，更有利于向下游發(fā)展，對(duì)通道堵塞效應(yīng)減小。靜葉表面的流線更加平緩，靜葉通道流場(chǎng)有較大改善，如圖10（c）所示。

圖10 靜子吸力面極限流線和馬赫數(shù)分布

轉(zhuǎn)子葉片通道的總壓比能有效地體現(xiàn)出壓氣機(jī)性能，總壓比定義為

式中：P*1為轉(zhuǎn)子出口平均總壓；P*0為壓氣機(jī)進(jìn)口平均總壓。

定義靜子通道總壓損失系數(shù)為

式中：P*2為靜子出口周向平均總壓。

轉(zhuǎn)子通道沿葉高方向的總壓比和靜子通道內(nèi)沿葉高方向的總壓損失系數(shù)曲線如圖11、12 所示。從圖中可見，漸變式和階梯式葉尖間隙轉(zhuǎn)子通道的總壓恢復(fù)系數(shù)在20%和85%葉高處依次明顯增大。其中，相對(duì)平行式葉尖間隙，漸變式和階梯式的總壓比在85% 葉高處增大較明顯，分別增大1.01% 和3.13%，而在圖9中在此葉高處，附面層分離延遲現(xiàn)象明顯，該處的流場(chǎng)被極大地改善，也是該葉高處總壓恢復(fù)系數(shù)明顯增大的主要原因。靜葉尾緣的漩渦區(qū)向輪轂方向移動(dòng)后，對(duì)通道的堵塞效應(yīng)降低（圖10（b））。相對(duì)平行式間隙，漸變式葉尖間隙轉(zhuǎn)子在40%~100%葉高內(nèi)靜子通道總壓損失系數(shù)有明顯降低。而由于階梯式葉尖間隙轉(zhuǎn)子葉頂尾緣間隙空間較大，在吸力面和壓力面壓強(qiáng)差作用下所產(chǎn)生的泄漏流強(qiáng)度較大，故在60%~80%葉高處氣流的流動(dòng)損失增大，該處?kù)o子通道總壓損失系數(shù)明顯上升。而靜葉尾緣的漩渦尺度減小，導(dǎo)致階梯式葉尖間隙在40%葉高處總壓損失系數(shù)大幅度降低，相對(duì)平行式葉尖間隙，損失系數(shù)降低了75.4%（圖10（c））。階梯式葉尖間隙能很好地提高壓氣機(jī)的性能。綜上所述，與平行式和漸變式葉尖間隙相比，階梯式間隙葉尖處低速區(qū)面積減小，通道內(nèi)間隙泄漏渦尺度較小，高熵值區(qū)域范圍減小，流動(dòng)損失大大降低，極大地改善葉尖間隙處的流場(chǎng)，同時(shí)靜葉吸力面處的靜壓有較大提高，流場(chǎng)穩(wěn)定性大大加強(qiáng)。因此，階梯式葉尖間隙能有效地提高壓氣機(jī)性能。

圖11 轉(zhuǎn)子通道內(nèi)的總壓比

圖12 靜子通道內(nèi)的總壓損失系數(shù)

3 結(jié)論

（1）不同轉(zhuǎn)子葉尖間隙形狀對(duì)壓氣機(jī)性能的影響效果不同，將平行式葉尖間隙改為漸變式和階梯式形狀能很好地改善葉尖區(qū)域的流場(chǎng)，進(jìn)而提高壓氣機(jī)性能，并且改型為階梯式葉尖間隙效果優(yōu)于漸變式的。

（2）漸變式和階梯式葉尖間隙為0.204-0.408 相比較0.408-0.204 情況下的近失速工況總壓比有明顯提升，峰值效率略有提高。且該2 種間隙在近失速點(diǎn)附近壓氣機(jī)的總壓比和效率均優(yōu)于平行式葉尖間隙的。與平行式間隙PTC 0.204-0.204 相比，間隙改為漸變式TTC 0.204-0.408和階梯式STC 0.204-0.408后的失速裕度分別增大1.12%和1.61%，近失速工況下的總壓比和效率也有所提高。

（3）與PTC 0.204-0.408 相比，葉尖間隙進(jìn)行漸變式TTC 0.204-0.408 和階梯式STC 0.204-0.408 改型后，葉頂尾緣間隙區(qū)域面積增加，在吸力面與壓力面壓差作用下，產(chǎn)生相對(duì)較大強(qiáng)度的間隙泄漏流，為低速區(qū)1 注入能量。使低速區(qū)1 的氣流速度增大，附面層分離向后延遲，低速區(qū)1 面積減小。同時(shí)激波影響范圍變小，葉尖間隙處泄漏渦尺度得到抑制，通道內(nèi)的高熵值區(qū)域減小，流場(chǎng)被極大改善，流動(dòng)損失減小。且改型為階梯式結(jié)構(gòu)后，流場(chǎng)改善效果更加明顯。

（4）平行式葉尖間隙改型后，漸變式和階梯式葉尖間隙轉(zhuǎn)子通道在85%葉高處的總壓比明顯提高，分別提高了1.01%和3.13%。同時(shí)靜子葉片表面尾部的漩渦的影響范圍減小，尾部流線平穩(wěn)。漸變式葉尖間隙在靜子通道大于50%葉高范圍沿葉高方向的總壓損失系數(shù)明顯減小。階梯式間隙靜葉40%葉高處總壓損失系數(shù)減小了75.4%。流場(chǎng)有較大改善，且階梯式葉尖間隙的轉(zhuǎn)子、靜子表面流場(chǎng)改善效果明顯。

將葉尖間隙由平行式改為漸變式和階梯式結(jié)構(gòu)后，失速裕度增大，壓氣機(jī)性能得到較大提升，且改型為階梯式葉尖間隙結(jié)構(gòu)效果更好。后續(xù)將推進(jìn)多種復(fù)雜葉尖間隙形狀的研究，進(jìn)一步設(shè)計(jì)出最優(yōu)葉尖間隙形狀以實(shí)現(xiàn)泄漏流強(qiáng)度低、失速裕度大、工作穩(wěn)定的壓氣機(jī)。