■ 姚李超 鄒正平 王一帆 許鵬程 杜鵬程/ 北京航空航天大學(xué)

高負(fù)荷低壓渦輪技術(shù)對航空發(fā)動機(jī)減輕質(zhì)量和增加效率至關(guān)重要，掌握高負(fù)荷低壓渦輪內(nèi)部復(fù)雜流動機(jī)理，發(fā)展精細(xì)化流動組織及氣動設(shè)計技術(shù)，可為我國先進(jìn)大涵道比渦扇發(fā)動機(jī)獨(dú)立自主研制提供基礎(chǔ)理論及關(guān)鍵技術(shù)支撐。

高負(fù)荷低壓渦輪是減輕質(zhì)量和增加效率的有效途徑，已成為先進(jìn)渦扇發(fā)動機(jī)的關(guān)鍵技術(shù)之一。然而，高負(fù)荷低壓渦輪內(nèi)部邊界層轉(zhuǎn)捩/分離、端區(qū)二次流動、不確定性影響等機(jī)理問題尚未完全突破，導(dǎo)致傳統(tǒng)設(shè)計技術(shù)難以有效解決高負(fù)荷帶來的高流動損失問題。因此，發(fā)展高精度試驗及仿真技術(shù)、理清復(fù)雜流動及損失機(jī)理，對提升高負(fù)荷低壓渦輪性能具有重要意義。

高負(fù)荷低壓渦輪幾何、氣動及損失特征

高負(fù)荷低壓渦輪的工作任務(wù)和環(huán)境決定其獨(dú)特的幾何及氣動特征。在幾何方面：體現(xiàn)出尺寸大、級數(shù)多、葉片輪轂比小而展弦比大、葉型收斂度小的特點(diǎn)。在氣動方面：首先，上游尾跡、通道渦等二次流加劇了進(jìn)口氣動熱力參數(shù)的不均勻性；其次，工作雷諾數(shù)低，高空狀態(tài)下可低至30000～50000，此時“低雷諾數(shù)效應(yīng)”明顯，邊界層極易分離；此外，葉片尾緣附近逆壓梯度大，吸力面邊界層發(fā)生分離的風(fēng)險大幅提高。在流動損失方面：由于葉片展弦比大且一般帶冠，二次流損失占比較小而葉型損失占主導(dǎo)，其中吸力面?zhèn)葥p失顯著高于壓力面?zhèn)?。對高?fù)荷低壓渦輪而言，強(qiáng)逆壓梯度進(jìn)一步加劇吸力面邊界層損失，同時壓力面前緣附近易出現(xiàn)分離泡并與二次流相互作用，導(dǎo)致二次流損失增大。

高負(fù)荷低壓渦輪試驗及仿真研究技術(shù)

實現(xiàn)對精細(xì)流動結(jié)構(gòu)的準(zhǔn)確識別是研究高負(fù)荷低壓渦輪內(nèi)部流動機(jī)理，發(fā)展精細(xì)化設(shè)計技術(shù)的關(guān)鍵基礎(chǔ)。目前，試驗測量和數(shù)值模擬是深入認(rèn)識精細(xì)流動的基本手段，二者是現(xiàn)代高性能航空發(fā)動機(jī)研發(fā)體系中不可或缺的環(huán)節(jié)。

多層次試驗研究技術(shù)

低壓渦輪內(nèi)部復(fù)雜三維非定常流動受諸多幾何和氣動因素影響，難以通過單一試驗平臺同時考慮這些影響因素。為高效、低成本地研究內(nèi)部流動，須通過模擬、適當(dāng)簡化、相似變換等方法建立不同層次的試驗平臺。目前，國內(nèi)外已經(jīng)構(gòu)建起完整的多層次試驗體系，覆蓋了從流動機(jī)理到工程驗證等不同層次的研究范疇，如圖1 所示。在機(jī)理研究層面：水洞、平板、高/低速葉柵、低速大尺寸試驗臺應(yīng)用廣泛，其對流動做適當(dāng)簡化，試驗難度較低、成本可控，卻又能捕捉到核心流動機(jī)理及關(guān)鍵參數(shù)的影響；其中，平板和葉柵試驗臺能有效模擬大多數(shù)影響邊界層發(fā)展的因素（如雷諾數(shù)、尾跡、負(fù)荷分布、湍流度、葉型曲率、攻角、壓縮性、端區(qū)、三維葉型等），同時便于采用熱線、熱膜和粒子圖像測速（PIV）等高精度流場測量技術(shù)，因此在邊界層流動研究中發(fā)揮重要作用；而低速試驗臺則可進(jìn)一步考慮真實級環(huán)境中離心力等體積力的影響。在工程驗證層面：部件試驗臺主要用于性能驗證及長時運(yùn)行試驗等；多部件/系統(tǒng)耦合試驗臺則可進(jìn)一步研究多部件間的相互影響，如真實上下游邊條；發(fā)動機(jī)整機(jī)試驗臺則可提供最為真實的工作環(huán)境。隨著對內(nèi)部流動簡化程度的降低，試驗所需考慮的影響因素越多，試驗臺的結(jié)構(gòu)愈發(fā)復(fù)雜，其建設(shè)、試驗成本更高，周期也更長?？傮w而言，機(jī)理性試驗難以模擬極端環(huán)境，而整機(jī)環(huán)境則面臨高精度測量難度高等問題。因此，在進(jìn)行相關(guān)研究時應(yīng)根據(jù)不同層次的研究需求選擇合適的試驗技術(shù)。此外，試驗系統(tǒng)能力和條件保障、測試技術(shù)應(yīng)用、數(shù)據(jù)正確性評判、結(jié)果分析方法等也值得重視。

圖1 高負(fù)荷低壓渦輪多層次試驗技術(shù)

高精度數(shù)值仿真技術(shù)

總體而言，數(shù)值模擬成本較低，具備極端環(huán)境模擬能力和全流場演化信息記錄能力，能較為準(zhǔn)確地刻畫流場細(xì)節(jié)并量化損失，因此在流動機(jī)理研究和工程設(shè)計中得到廣泛應(yīng)用。在求解納維-斯托克斯（N-S）方程的框架內(nèi)，歐拉（Euler）+體積力、雷諾平均（RANS/URANS）、大渦模擬（LES）、混合RANS-LES和直接數(shù)值模擬（DNS）是常見的數(shù)值方法，如圖2所示。歐拉方法利用體積力模型考慮黏性和導(dǎo)熱，其對網(wǎng)格要求低、收斂快、魯棒性強(qiáng)，然而由于對流動進(jìn)行大幅簡化且精度高度依賴于體積力模型，該方法僅應(yīng)用于低維性能快速評估。雷諾平均方法基于“平均”概念采用湍流模型進(jìn)行湍流模擬，計算耗費(fèi)小且能有效捕捉二次流等，因而在工程領(lǐng)域發(fā)揮著巨大作用。雷諾平均方法框架下的多維度耦合方法在低成本、快速有效預(yù)測性能方面尤其具有突出優(yōu)勢，其通過低維模型可有效考慮葉冠、封嚴(yán)等復(fù)雜幾何的影響，并大幅節(jié)省仿真開銷。然而，由于雷諾平均方法并不區(qū)分湍流尺度且丟失脈動信息，其精度依賴于湍流模型，同時也難以準(zhǔn)確預(yù)測分離和轉(zhuǎn)捩等現(xiàn)象。DNS方法對湍流的模擬不引入任何模型或假設(shè)，計算精度最高，但卻存在耗費(fèi)巨大及對復(fù)雜幾何處理能力有限等問題。LES方法既能保證對關(guān)鍵大尺度湍流的分辨率，又能節(jié)省對小尺度湍流求解的計算開銷，其對邊界層精細(xì)流動的計算精度遠(yuǎn)高于RANS方法，而耗費(fèi)則遠(yuǎn)低于DNS方法，因而非常適用于邊界層精細(xì)流動機(jī)理研究。混合RANS-LES方法主要用于高雷諾數(shù)流動且存在湍流脈動重構(gòu)問題，在低壓渦輪（尤其是低雷諾數(shù)下）流動機(jī)理研究中的應(yīng)用相對較少。目前，RANS方法在工程設(shè)計中被大量應(yīng)用于渦輪氣動性能評估及特性計算，而LES和DNS方法則主要被用于研究邊界層等精細(xì)流動機(jī)理。

圖2 計算流體力學(xué)（CFD）方法在高負(fù)荷低壓渦輪研究中的適用性

湍流度和尾跡等來流條件對邊界層演化和性能影響顯著，準(zhǔn)確的來流條件模擬是獲得可信數(shù)值模擬結(jié)果的前提。目前，自由衰減各向同性湍流法和離散化合成湍流法在大渦模擬來流湍流生成中應(yīng)用較多，二者均能生成滿足預(yù)定義特征的湍流脈動場；而采用時間演化尾跡流模擬方法從充分發(fā)展的槽道湍流模擬結(jié)果中提取滿足尾跡特征要求的瞬態(tài)流場即可獲得典型的來流尾跡。此外，在RANS方法框架下發(fā)展工程適用的湍流/轉(zhuǎn)捩模型對工程領(lǐng)域準(zhǔn)確評判低壓渦輪性能也十分重要，目前基于人工智能方法進(jìn)行湍流模型修正的相關(guān)研究有望在該問題上取得突破。

高負(fù)荷低壓渦輪關(guān)鍵流動特征及機(jī)理

如前所述，控制葉型損失與端區(qū)二次流損失是提升高負(fù)荷低壓渦輪性能的關(guān)鍵，因此，葉片表面邊界層演化、葉尖泄漏流動及摻混、輪轂端區(qū)二次流動是研究人員重點(diǎn)關(guān)注的關(guān)鍵流動特征，掌握其復(fù)雜流動機(jī)理對內(nèi)部流動精細(xì)化組織意義重大，如圖3所示。

圖3 高負(fù)荷低壓渦輪內(nèi)部關(guān)鍵流動特征

葉片邊界層非定常演化

強(qiáng)逆壓梯度下邊界層轉(zhuǎn)捩、分離是葉片邊界層非定常演化的核心機(jī)理問題。研究人員結(jié)合試驗測量和LES/DNS等手段對轉(zhuǎn)捩及分離機(jī)理做出了合理闡釋。總體而言，定常無尾跡來流下，吸力面邊界層在強(qiáng)逆壓梯度下極可能發(fā)生開式分離，導(dǎo)致較大的邊界層損失；而在非定常來流尾跡條件下，尾跡掃略后的寂靜區(qū)可將開式分離有效抑制為小尺寸分離泡，進(jìn)而大幅降低損失。非定常來流尾跡抑制分離的“寂靜效應(yīng)”是高負(fù)荷低壓渦輪中最為重要的應(yīng)用之一。

低壓渦輪內(nèi)部氣動熱力條件復(fù)雜，來流尾跡、雷諾數(shù)及湍流度、負(fù)荷大小及分布、葉型曲率及粗糙度、離心力、壁面換熱等諸多因素均會對邊界層發(fā)展演化產(chǎn)生影響。研究表明，來流尾跡特征對邊界層演化影響顯著，適當(dāng)?shù)恼酆项l率范圍內(nèi)，尾跡的非定常性對分離具有明顯的抑制作用，過高或過小的折合頻率則會造成寂靜區(qū)的消失進(jìn)而減弱對分離的抑制效果。因此，在特定工況下，存在最佳尾跡折合頻率使邊界層損失較低，但其與負(fù)荷大小/形式有關(guān)。尾跡流量系數(shù)的影響則具有多面性，會對邊界層損失和主流損失產(chǎn)生綜合影響。目前，針對尾跡自身特征，尤其是尾跡寬度、速度虧損及湍流強(qiáng)度等參數(shù)的影響機(jī)制的認(rèn)識還有待深化。

來流雷諾數(shù)和湍流強(qiáng)度極大程度上決定了邊界層內(nèi)初始擾動的強(qiáng)弱及增長趨勢，進(jìn)而決定邊界層的轉(zhuǎn)捩和分離狀態(tài)?？傮w而言，雷諾數(shù)的變化顯著影響邊界層的分離特征，低雷諾數(shù)條件下的“低雷諾數(shù)效應(yīng)”將顯著增加開式分離風(fēng)險。對高負(fù)荷低壓渦輪而言，即使高雷諾數(shù)下尾跡非定常作用將開式分離抑制為分離泡，雷諾數(shù)的降低也會導(dǎo)致分離泡尺寸的增加，極低雷諾數(shù)下分離泡甚至無法再附而發(fā)展成為開式分離。湍流度則會對轉(zhuǎn)捩位置甚至是轉(zhuǎn)捩模式產(chǎn)生影響，高湍流度下邊界層轉(zhuǎn)捩起始位置前移，開式分離得到明顯的抑制，但其效果僅限于一定的湍流度范圍內(nèi)。表面粗糙度和壁面換熱因素也會影響邊界層的演化。研究表明，粗糙度對葉型損失的影響效果取決于摩擦損失和分離損失的平衡，與粗糙度水平、分布以及負(fù)荷形式有關(guān)；壁面換熱則會加速轉(zhuǎn)捩，促進(jìn)分離延遲并提前再附，進(jìn)而抑制分離泡的尺寸。

真實多級環(huán)境下的“時序效應(yīng)”對低壓渦輪性能的影響明顯，充分利用“時序效應(yīng)”可能會帶來氣動效率的收益。然而，目前對“時序效應(yīng)”相關(guān)流動機(jī)理的認(rèn)識還有待深化，如多葉排“時序效應(yīng)”的相互影響、“時序效應(yīng)”對邊界層演化的影響等。此外，離心力等體積力、湍流度-體積力等多因素耦合作用等的影響機(jī)制也有待進(jìn)一步研究。

葉冠內(nèi)復(fù)雜流動及與主流的摻混

為減弱葉尖泄漏流動，低壓渦輪多采用葉冠封嚴(yán)結(jié)構(gòu)。葉冠區(qū)域流動復(fù)雜，主要由冠內(nèi)（篦齒及容腔內(nèi)）流動、冠外泄漏流與主流相互作用兩部分組成，冠內(nèi)的流動損失遠(yuǎn)高于泄漏流與主流的摻混損失。氣流流經(jīng)篦齒的主要流動特征與一般篦齒封嚴(yán)流動類似，容腔內(nèi)流動可認(rèn)為是多段射流，流體通過篦齒進(jìn)入出口腔后會發(fā)生不可逆流動摻混；出口腔中可能發(fā)生主流局部入侵現(xiàn)象，會改變渦系結(jié)構(gòu)和泄漏流匯入主流的位置。

葉冠的幾何結(jié)構(gòu)會顯著影響冠內(nèi)的強(qiáng)三維非定常流動。研究表明，減小進(jìn)/出口腔軸向長度有利于減弱主流入侵及旋渦強(qiáng)度，進(jìn)而降低腔內(nèi)摻混損失；增加進(jìn)口緣板長度可減弱葉片前緣位勢場影響并抑制主流入侵；減小容腔深度有利于改善進(jìn)/出口腔內(nèi)的摻混損失，但會增加泄漏出流速度。冠外泄漏流與主流的摻混源于速度三角形的不匹配，摻混過程會改變下游葉排攻角進(jìn)而影響其氣動性能。此外，葉冠泄漏出流可能會在葉片吸力面附近誘導(dǎo)出高強(qiáng)度流向渦，加速泄漏流與主流的摻混并對下游葉排產(chǎn)生影響。

盤腔及輪轂端區(qū)二次流動

盤腔及輪轂端區(qū)存在大量復(fù)雜的旋渦結(jié)構(gòu)，流動呈現(xiàn)出強(qiáng)三維性。盤腔內(nèi)的低速冷氣在復(fù)雜幾何及熱力條件下形成大尺度旋渦，左右著輪轂區(qū)域的封嚴(yán)流動，在不同工況下（尤其是過渡態(tài)中）可能會出現(xiàn)冷氣泄漏和主流燃?xì)馊肭謨煞N不同的流動形式。輪轂端區(qū)主要存在通道渦、馬蹄渦、角渦、葉片尾緣脫落渦等復(fù)雜二次流動，葉柵通道內(nèi)的強(qiáng)橫向壓強(qiáng)梯度會改變馬蹄渦吸力面分支撞擊葉片吸力面的位置，進(jìn)而影響角渦的形成位置；同時迫使通道渦靠近吸力面，增強(qiáng)尾緣脫落渦與通道渦的相互作用，并最終加劇出口氣流欠轉(zhuǎn)現(xiàn)象。

高負(fù)荷低壓渦輪薄葉片前緣附近很可能出現(xiàn)逆壓梯度，在設(shè)計狀態(tài)極易出現(xiàn)壓力面分離泡，會對端區(qū)流動造成明顯影響。分離泡內(nèi)的低能流體在強(qiáng)橫向壓強(qiáng)梯度下會向吸力面遷移并卷入通道渦，進(jìn)而增強(qiáng)端區(qū)通道渦；對轉(zhuǎn)子而言，徑向壓強(qiáng)梯度甚至可能導(dǎo)致壓力面分離泡的徑向遷移并影響葉尖區(qū)域的二次流動。目前，對于復(fù)雜壓強(qiáng)梯度下壓力面分離泡的演化及其與二次流動的相互作用機(jī)理的認(rèn)識還有待進(jìn)一步深化。

高負(fù)荷低壓渦輪氣動設(shè)計技術(shù)

隨著對低壓渦輪內(nèi)部流動機(jī)理認(rèn)識的不斷加深，低壓渦輪的氣動設(shè)計逐漸從傳統(tǒng)的粗放、定常、確定性、經(jīng)驗依賴的設(shè)計框架向精細(xì)化、非定常、魯棒性、智能化設(shè)計框架發(fā)展，如圖4所示。

圖4 低壓渦輪氣動設(shè)計技術(shù)發(fā)展趨勢

精細(xì)化流動組織與設(shè)計

針對傳統(tǒng)設(shè)計體系下被忽略的流動細(xì)節(jié)深入機(jī)理認(rèn)知，基于此探討精細(xì)化流動組織方法是進(jìn)一步挖掘提升效率潛力的重要手段。對高負(fù)荷低壓渦輪而言，精細(xì)化流動組織聚焦于葉片邊界層調(diào)控、葉尖泄漏流動組織和端區(qū)旋渦調(diào)控等方面。

葉片邊界層調(diào)控在于通過合理的葉型設(shè)計及應(yīng)用尾跡“寂靜效應(yīng)”來控制邊界層狀態(tài)以降低流動損失。葉型設(shè)計的關(guān)鍵在于選擇合理的負(fù)荷分布，而最佳負(fù)荷分布又與負(fù)荷水平和工況有關(guān)，尚無明確的選取準(zhǔn)則。前加載平頂式負(fù)荷分布是高負(fù)荷葉型較好的選擇之一，可降低尾緣附近逆壓梯度，但也可能增加湍流摩擦損失。通過頻率對尾跡“寂靜效應(yīng)”影響顯著，選擇最佳的尾跡通過頻率可最大程度降低邊界層損失。此外，通過前緣型線優(yōu)化降低前緣與葉身的曲率不連續(xù)程度可有效抑制吸力面前緣附近的分離泡，帶來明顯的性能收益。

在葉尖泄漏流動組織方面，通過優(yōu)化葉冠幾何可有效抑制泄漏流量和減少與主流的摻混，達(dá)到控制泄漏損失的效果。改變端壁型面、采用擋板+軸/徑向?qū)Я靼?葉片、冠-身耦合設(shè)計等方式是控制葉冠泄漏流動的有效手段，試驗證實在葉冠出口腔布置微小導(dǎo)流葉片可有效減小摻混和附加二次流損失，進(jìn)而帶來0.4%的效率提升。

在端區(qū)旋渦調(diào)控方面，非軸對稱端壁及葉片端壁一體化設(shè)計得到極大關(guān)注。非軸對稱端壁通過輪轂曲面造型控制壓力分布以達(dá)到減弱二次流的目的，普惠公司利用該技術(shù)將高負(fù)荷葉柵的二次流損失降低13.3%。葉片端壁一體化設(shè)計通過對葉身與端壁結(jié)合處的幾何進(jìn)行精細(xì)調(diào)節(jié)以控制徑向壓強(qiáng)梯度進(jìn)而抑制旋渦強(qiáng)度。此外，輪轂封嚴(yán)結(jié)構(gòu)精細(xì)設(shè)計以及葉片全三維彎掠造型等技術(shù)在端區(qū)流動控制方面也有較好的效果。

計及非定常效應(yīng)的高負(fù)荷低壓渦輪設(shè)計

“寂靜效應(yīng)”及“時序效應(yīng)”是高負(fù)荷低壓渦輪內(nèi)部最為關(guān)鍵的非定常效應(yīng)?！凹澎o效應(yīng)”本質(zhì)上是利用上游非定常尾跡與下游葉片吸力面邊界層的相互作用來控制邊界層的發(fā)展，提高其抗分離能力并減小摩擦損失。劍橋大學(xué)在該領(lǐng)域的工作直接支撐了羅羅公司多款發(fā)動機(jī)的研制，其中BR715低壓渦輪葉片數(shù)減少11%。北京航空航天大學(xué)也利用該技術(shù)大幅改善了低壓渦輪在高空低雷諾數(shù)下的性能，其在15000m高空的效率提高6%，20000m高空的效率與地面相比也僅下降3%。

“時序效應(yīng)”本質(zhì)上則是利用上下游轉(zhuǎn)子或靜子周向位置的相對布局引起的邊界層狀態(tài)或尾跡-主流摻混狀態(tài)的改變來調(diào)整渦輪性能。研究表明，改變靜子周向相對位置可帶來高達(dá)0.8%的效率收益。然而，受上下游靜子或轉(zhuǎn)子數(shù)目難以一致等因素的限制，真實渦輪設(shè)計中難以實現(xiàn)上游尾跡完全打到下游對應(yīng)葉排前緣，因此實際使用中“時序效應(yīng)”收益有所削弱。

基于不確定性量化分析的魯棒性設(shè)計

幾何/氣動不確定性因素直接影響到渦輪性能分散與衰減，傳統(tǒng)確定性設(shè)計體系無法考慮不確定性的影響，掌握不確定性因素的影響規(guī)律并在實際設(shè)計與加工中考慮其影響，對低壓渦輪的高效可靠運(yùn)行具有重要意義。目前，不確定性量化分析方法、特定問題中不確定性參數(shù)影響規(guī)律等研究已取得不少成果，如基于實測渦輪葉型幾何的不確定性建模、高負(fù)荷薄葉型不同區(qū)域幾何不確定性影響規(guī)律、不同負(fù)荷分布高負(fù)荷葉型不確定性性能的表現(xiàn)、過渡態(tài)中幾何不確定性的影響等，能初步定性地指導(dǎo)渦輪設(shè)計參數(shù)的選取以及加工工藝的改進(jìn)。然而，要在渦輪設(shè)計—加工—運(yùn)維全生命周期中充分考慮不確定性的影響，還須進(jìn)一步開展研究，包括全生命周期設(shè)計/運(yùn)維數(shù)據(jù)庫的建立與完善、不確定性分析方法的完善、不確定性影響機(jī)理及規(guī)律的掌握、不確定性設(shè)計準(zhǔn)則/規(guī)范/標(biāo)準(zhǔn)的建立等。

基于數(shù)據(jù)驅(qū)動的智能化設(shè)計

隨著人工智能時代的到來，數(shù)據(jù)驅(qū)動方法有望成為未來渦輪氣動領(lǐng)域的主要研究手段，推動氣動設(shè)計從人工經(jīng)驗依賴轉(zhuǎn)變?yōu)橹悄芑?。機(jī)器學(xué)習(xí)是數(shù)據(jù)驅(qū)動方法的主要工具，在處理渦輪氣動設(shè)計相關(guān)問題時具有明顯優(yōu)勢。其一，憑借強(qiáng)大的知識提取與遷移能力能從數(shù)據(jù)庫中提取構(gòu)建“幾何—流動—性能”間的映射關(guān)系，從而實現(xiàn)各維度/層次上的快速精準(zhǔn)設(shè)計，且可隨數(shù)據(jù)庫的拓展實現(xiàn)設(shè)計知識的積累與更新；其二，具備描述復(fù)雜幾何結(jié)構(gòu)及精細(xì)流動細(xì)節(jié)的能力，可實現(xiàn)兩者間高維函數(shù)的高精度建模；其三，具備自主決策能力，能將優(yōu)化問題轉(zhuǎn)化為方案決策問題并利用深度強(qiáng)化學(xué)習(xí)處理高維非線性問題，可實現(xiàn)優(yōu)化的高效智能化并降低遷移成本。

目前，數(shù)據(jù)驅(qū)動方法已在渦輪氣動設(shè)計中有所應(yīng)用，在葉片設(shè)計及氣動優(yōu)化方面展現(xiàn)出優(yōu)秀的性能。如北京航空航天大學(xué)發(fā)展了一種基于數(shù)據(jù)驅(qū)動的高負(fù)荷低壓渦輪葉型最佳負(fù)荷分布設(shè)計方法，可快速獲得滿足任意給定設(shè)計條件的最佳負(fù)荷分布和對應(yīng)葉型幾何，基于該方法對Pack-B葉型進(jìn)行改型設(shè)計并將損失降低1.7%。未來，數(shù)據(jù)驅(qū)動有望在損失模型構(gòu)建、湍流模型修正、低/高維設(shè)計參數(shù)選取等方面取得突破，并在渦輪氣動設(shè)計全流程中得到應(yīng)用。

結(jié)束語

在低碳綠色、高效經(jīng)濟(jì)航空大背景下，高負(fù)荷低壓渦輪技術(shù)是當(dāng)前及未來航空動力領(lǐng)域核心關(guān)鍵技術(shù)之一，進(jìn)一步持續(xù)深化對復(fù)雜流動機(jī)理的理解，發(fā)展精細(xì)化、魯棒性、智能化先進(jìn)設(shè)計技術(shù)，對助力我國航空動力技術(shù)邁向國際領(lǐng)先水平意義重大。