哈尔滨工业大学硕士学位论文
摘要
航空发动机的不断发展对涡轮部件的性能提出了更高的要求，引起了涡轮
叶栅内部二次流强度增大、二次流损失增加等一系列复杂问题。非轴对称端壁
造型技术能够改变涡轮叶栅端区压力梯度分布，从而改善叶栅端区流动，减小
二次流带来的损失。本文以某型航空发动机涡轮动叶叶栅为研究对象，通过设
计非轴对称端壁造型达到降低涡轮动叶总压损失的目的。
本文首先将环形叶栅风洞试验结果与数值计算结果进行对比，从而验证数
值计算结果的可靠性。通过对该型叶栅不同出口等熵马赫数、不同雷诺数以及
不同来流攻角下的计算结果进行分析，阐明了不同工况下损失的主要来源之一
为下端壁通道涡。基于上述认识，本文选取下端壁进行非轴对称造型，从而控
制下端壁通道涡的发展，降低流动损失。
接下来本文采取“Bezier曲线法”对该动叶叶栅下端壁进行造型。在这部
分工作中首先通过对下端壁进行分区造型，得到了不同分区下造型参数对总压
损失系数的影响规律，并基于上述结论对造型区域进行了调整。论文采用拉丁
正交立方的方法构建了非轴对称端壁造型控制点与总压损失对应关系数据库，
采用随机森林算法对数据库数据进行分析，得到了不同造型控制点对总压损失
影响的敏感性。然后开展了非轴对称端壁造型优化设计研究，基于端壁造型平
台建立了非轴对称端壁造型多目标优化方法，获得了可有效降低流动损失的非
轴对称端壁造型方案，文中给出的端壁造型方案在0°攻角下使总压损失相对
降低5.3%，在+25°攻角下可使总压损失相对降低13%。论文详细分析了优化
获得的端壁结果对涡轮动叶叶栅流场结构的影响规律，着重分析了降低涡轮叶
栅损失的作用机理，分析了不同来流攻角下非轴对称端壁的流动控制效果。
在初步厘清非轴对称端壁的流动控制机理的基础上，论文进一步开展了低
雷诺数条件下非轴对称端壁的损失控制研究。在低雷诺数工况下论文首先构建
了端壁造型点与总压损失对应关系数据库，并进行了敏感性分析。研究结果表
明，低雷诺数工况下总压损失不仅受流道中部造型点影响较大，同时更叶片中
弧线附近造型点的影响也较为明显。接下来论文采用多岛遗传算法对端壁进行
优化，研究结果显示优化端壁可降低5.9%的相对总压损失。进一步分析得到，
在低雷诺数工况下在吸力面侧设置凹陷、压力面侧设置凸起的造型能够减小马
蹄涡压力面分支的横向迁移，从而抑制通道涡的发展、降低流动损失。
关键词：涡轮动叶叶栅；非轴对称端壁；端区二次流；损失控制
-I-
哈尔滨工业大学硕士学位论文
Abstract
Thecontinuousdevelopmentofaeroenginesputsforwardhigher
requirementsfortheperformanceofturbinecomponents,whichleadstoaseries
ofcomplexproblemssuchastheincreaseofsecondaryflowstrengthandthe
increaseofsecondaryflowlossinsidetheturbinecascade.Non-axisymmetric
endwallmoldingtechnologycanchangethepressuregradientdistributionof
turbinecascadeendarea,therebyimprovingtheflowofthecascadeendzoneand
reducingthelosscausedbysecondaryflow.Inthisthesis,acertaintypeofaero-
engineturbinerotorca