转子叶尖间隙形状对跨声速轴流压气机性能影响机理分析_张成烽.pdf

收稿日期：2021-05-14作者简介：张成烽（1996），男，硕士。引用格式：张成烽，张国臣，徐志晖，等.转子叶尖间隙形状对跨声速轴流压气机性能影响机理分析J.航空发动机，2023，49（3）：66-74.ZHANGChengfeng，ZHANG Guochen，XU Zhihui，et al.Analysis of effect mechanism of rotor tip clearance shapes on transonic axial compressorJ.Aeroengine，2023，49（3）：66-74.转子叶尖间隙形状对跨声速轴流压气机性能影响机理分析张成烽，张国臣，徐志晖，孙丹，刘鹏程（沈阳航空航天大学 航空发动机学院，沈阳 110136）摘要：为研究转子不同叶尖间隙形状对跨声速轴流压气机性能的影响机理，分别对平行式叶尖间隙进行渐变式和阶梯式改型优化，并利用商业软件NUMECA进行数值模拟。结果表明：对平行式叶尖间隙进行渐变式和阶梯式改型优化后，压气机性能有较大提高，改型后 0.204-0.408的各类间隙压气机性能优于 0.408-0.204间隙的。相比较平行间隙 PTC 0.204-0.204，渐变式 TTC0.204-0.408和阶梯式STC 0.204-0.408的失速裕度分别提高1.12%和1.61%，峰值效率基本不变，同时近失速工况下的总压比和效率也略有提高。叶尖泄漏涡得到抑制，间隙处的流体低速区明显减小，流动损失减小，流场得到较大改善。转子通道的总压比在85%叶高处明显提高，分别提高了1.01%和3.13%。阶梯式叶尖间隙压气机的静子通道40%叶高处总压损失系数减小达75.4%。对平行式叶尖间隙进行改型处理能够有效提高压气机性能，且阶梯式叶尖间隙比渐变式的对压气机性能提高的效果更加显著。关键词：叶尖间隙；叶尖泄漏流；转子；失速裕度；间隙形状；总压比；总压损失系数；跨声速轴流压气机中图分类号：V231.1文献标识码：Adoi：10.13477/ki.aeroengine.2023.03.009Analysis of Effect Mechanism of Rotor Tip Clearance Shapes on Transonic Axial CompressorZHANG Cheng-feng，ZHANG Guo-chen，XU Zhi-hui，SUN Dan，LIU Peng-cheng（School of Aero Engine，Shenyang Aerospace University，Shenyang 110136，China）Abstract：In order to study the effects of different rotor tip clearance shapes on the performance of a transonic axial compressor,theParallel Tip Clearances(PTC)were modified by Tapered Tip Clearances(TTC)or Stepped Tip Clearances(STC),and the commercial software NUMECA was used for numerical simulation.The results show that the performance of the modified compressor is significantly improved.After the modifications,the performance of the modified compressor with 0.204-0.408 tip clearances is better than that with 0.408-0.204 tip clearances.Compared with the compressors with PTC 0.204-0.204,stall margins of the compressors with TTC 0.204-0.408 andSTC 0.204-0.408 is increased by 1.12%and 1.61%,respectively,while the peak efficiencies remain essentially unchanged.In addition,the total pressure ratios and efficiencies also increase slightly under near-stall conditions.The tip leakage vortices are suppressed,and thetip low-speed flow areas are significantly reduced,resulting in reduced flow loss and greatly improved flow fields.The total pressure ratiosat 85%span-height of the rotor passage increase significantly,and they increase by 1.01%and 3.13%respectively.The total pressure losscoefficient at 40%span-height of the stator passage with stepped blade tip clearances decreases by 75.4%.It can be seen that the modification of the parallel tip clearance can effectively improve the performance of the compressor,and the stepped shape has a more prominent effect on the compressor performance than the tapered shape.Key words：tip clearance;tip leakage flow;rotor;stall margin;clearance shapes;total pressure ratio;total pressure loss coefficient;transonic axial compressor航空发动机Aeroengine0引言压气机的内部流场复杂多变，尤其在转子叶尖间隙区域流动更为复杂，存在端壁附面层分离、叶片表面附面层分离、间隙泄漏涡、二次流和多次泄漏流等1-2。转子叶片叶尖间隙流动损失占总空气动力损第 49 卷 第 3 期2023 年 6 月Vol.49 No.3Jun.2023张成烽等：转子叶尖间隙形状对跨声速轴流压气机性能影响机理分析第 3 期失的 1/33-4，是引起压气机转子失速的重要原因之一5-6，而且在安装误差和旋转过程中的振动等因素会使叶尖间隙发生不同程度的改变7-8，从而直接影响压气机的气动性能9-10，因此很有必要开展叶尖间隙相关的研究。近年来，国内外研究人员对叶尖泄漏流进行了大量系统地研究。Mao等11和Zhang等12在叶尖间隙处利用机匣处理手段实现对泄漏流的有效控制，使压气机特性和稳定裕度都有较大改善；Sun13等指出转子和静子重心的非轴性是最初影响叶尖间隙的重要因素，并基于测量误差数据建立了一种多级转子和静子的叶尖间隙预测模型，通过试验证明了该模型具有较高的准确度及可信度；Maesschalck 等3、Du 等14和Xiang等15均通过不同叶尖平行间隙大小对流场的影响研究得出，随着叶尖间隙的增大，叶尖泄漏流的强度增加，泄漏涡尺度增大，使转子的不稳定性进一步增加；Ciorciari等16利用多元过渡模型分析了2种叶尖间隙值对压气机性能的影响，表明合适的叶尖间隙能改善泄漏流的结构，进而提高压气机性能；张晨凯等17用定常数值方法研究泄漏涡对间隙区域的不同径向高度流场的影响，得到叶顶间隙的气流流动情况和损失机理；Wang 等18利用一种 TUSIAC（3 维不稳定失速分析代码）准确地预测了压气机失速进程，正确描述了叶尖间隙对压气机稳定性的影响，从而为研究压气机稳定性、初步设计及优化提供了实用参考；Ramakrishna等19将转子叶片向主流方向进行不同程度的倾斜来改变叶尖间隙值，进而实现吸力面边界层分离边界后移，为叶尖间隙的优化提供了宝贵经验；戴丽萍等20研究叶顶吹气对间隙流场的影响，表明轴向叶顶吹气会改变间隙泄漏流密度的分布形式，叶顶区域的气流角和分离区明显减小，从而有效地抑制了由于叶顶通道堵塞而引发的失速现象。目前，针对平行均匀叶尖间隙方面的研究很多，但对渐变式和阶梯式等非均匀对称叶尖间隙研究较少，而非均匀对称式叶尖间隙对压气机的性能影响研究对压气机性能的提高具有一定的意义。本文以NASA stage 35为研究对象，利用商业软件 NUMECA采用定常数值模拟的方法，对平行式叶尖间隙进行渐变式和阶梯式改型优化设计，并对叶尖间隙的复杂流场进行数值研究。1研究对象及数值方法本文以NASA stage35跨声速压气机为研究对象，其设计参数见表1，不同形状叶尖间隙的设计参数见表2，其他详细参数见文献21-23。不同形状转子叶尖间隙的研究方案如图1所示。本研究利用NUMECA中的IGG模块建立模型，利用Autogrid 5模块进行计算域的网格划分，各模型均采用O4H结构化网格，设计参数设计转速/(r/min)设计质量流量/(kg/s)转子进口轮毂比叶尖速度/（m/s）设计叶尖间隙/mm转子展弦比静子展弦比转子叶片数静子叶片数数值17188.70020.1880.700454.4560.4081.1901.2603646表1Stage 35 设计参数间隙类型平行式叶尖间隙(PTC)渐变式叶尖间隙(TTC)阶梯式叶尖间隙(STC)间隙值/mm0.204-0.2040.408-0.4080.204-0.4080.408-0.2040.204-0.4080.408-0.204表2间隙的定义参数（a）PTC 0.204-0.204（b）TTC 0.204-0.408（c）STC 0.204-0.408（d）PTC 0.408-0.408（e）TTC 0.408-0.204（f）STC 0.408-0.204图1不同形状的转子叶尖间隙Rotor50%CL0.204 mm0.204 mm0.408 mm50%CLRotor0.204 mm0.048 mm50%CLRotor0.408 mm50%CLRotor0.408 mm0.204 mm50%CLRotorRotor50%CL0.204 mm0.408 mm67航空发动机第 49 卷网格块之间使用完全匹配连接，单一通道周向采用周期性完全匹配连接。在叶尖间隙处采用蝶形网格环绕控制，并进行网格加密处理，压气机3维模型及间隙处的网格结构如图2所示。其中，转子叶顶区域间隙网格的径向节点数为17，周向结点数为30。对平行式（PTC）叶尖间隙进行渐变式（TTC）和阶梯式（STC）改型，其中，阶梯式间隙在45%55%弦长段为过渡位置。雷诺项采用Spalart-Allmaras模型能够准确地计算涡黏性2。所以本文为了满足 Spalart-Allmaras 湍流模型y+1的计算要求，设定第1层壁面网格宽度为310-6mm。时间项和空间项分别采用4阶龙格-库塔法和中心差分格式的有限体积法。运用绝热无滑移壁面，并采用多重网格技术、局部时间步长和隐式残差光顺等手段加速收敛。设定转子进口总压为101325 Pa，总温为288.15 K，不断地增加压气机出口背压以减小压气机质量流量直至计算发散。选取发散前最后1个计算收敛的点为近失速点，在近失速点附近，进出口质量流量、压比和效率均出现小幅度振荡，但此时进出口流量相差不大，残差也维持在相对稳定的水平。为了减小模拟过程中由于网格数量而导致的离散误差，本文参照文献21、22中Stage 35基元级试验数据与3组不同网格数下的数值模拟结果进行对比。图中Grid 1-Grid 3网格数分别约为60、80、100万。Stage 35压气机数值模拟和试验的特性对比如图3所示。从图中可见，数值模拟结果和试验数据总体基本吻合，总压比数值模拟结果略低于试验值，而效率的数值模拟结果则高于试验值。以下是产生误差的主要原因：（1）本文采用定常计算方法，忽略了时间对流动参数的影响；（2）本数值计算采用单通道周期性方法，在转静子交界面数据交换是非均匀分布的，而在模拟过程中采用的是均匀分布的数据交换，从而降低了计算精度24；（3）还存在边界值的不确定性等因素。失速裕度定义为SM=()P*SMSP*dMd-1 100%（1）式中：P*为总压比；M为质量流量；下标d为设计点，s为失速点；设计点流量Md=20.188 kg/s。试验和3组网格模拟结果的相关压气机特性对比数据见表 3。从表中可见，与试验数据相比，Grid1-Grid 3峰值效率相差均小于0.16%，在近失速点处，总压比误差分别为3.63%、2.59%和2.59%，失速裕度与试验值分别相差 5.12%、1.27%和 1.14%。综合比较，Grid 2和Grid 3网格模拟结果与试验值较为接近。（a）总压比曲线（b）效率曲线图3Stage 35压气机数值模拟和试验的特性对比2.252.001.751.50Mass flow/（kg/s）2221201918设计点ExperimentGrid 1Grid 2Grid 3Mass flow/（kg/s）22212019180.90.80.7ExperimentGrid 1Grid 2Grid 3设计点图2压气机3维网格结构间隙网格结构静子转子叶片尾缘转静子交界面叶片前缘轮毂机匣68张成烽等：转子叶尖间隙形状对跨声速轴流压气机性能影响机理分析第 3 期为进一步分析不同网格数的数值模拟精度，将不同网格在设计点100%转速，在沿叶高方向上，转子出口相对马赫数和静子出口的绝对马赫数分布的模拟结果与试验的对比曲线如图4所示（其中x 为沿叶高方向的位置；h 为转子总叶高），图中试验数据和模拟结果基本吻合。其中，Grid 2和Grid 3模拟结果与试验值吻合度优于Grid 1，说明本方法具有较高的数值模拟精度。由于 Grid 2网格数小于 Grid 3网格数且二者计算结果相差不大，所以在保证计算精度的前提下，为缩短计算时间，本文拟采用Grid 2网格进行数值模拟。为了进一步验证网格Grid2的可靠性，将不同换算转速试验数据与数值模拟结果特性进行对比，如图5所示。图中不同换算转速的数值模拟结果与试验值基本吻合。与试验值相比，转速为100%、90%和70%时的总压比最大误差分别为1.28%、1.63%和1.49%；效率最大误差分别为2.61%、2.24%和2.33%。误差均在可接受的范围内，可见Grid 2具有较高的模拟精度，其模拟结果具有可信性。其中间隙处网格径向节点数为17，周向结点数为30。2计算结果及讨论不同类型间隙压气机特性曲线如图6所示，不同类型间隙的性能参数见表4。与平行式间隙相比，渐变式和阶梯式间隙在近失速工况下的总压比和效率均有所上升，设计点总压比和效率基本不变。根据表4中数据可知，当间隙为平行式时，与PTC 0.408-0.408相比，PTC 0.204-0.204的稳定裕度增加2.29%，峰值效率增加 0.14%；当间隙为渐变式时，与 TTC 0.408-0.204相比，TTC 0.204-0.408稳定裕度增加1.35%，峰值效率增加0.1%；当间隙为阶梯式时，与STC 0.408-0.204相比，STC 0.204-0.408稳定裕度增加 0.7%，峰值效率增加 0.16%。可见，PTC 0.204-0.204、TTC0.204-0.408和STC 0.204-0.408这3种间隙是同类型（a）转子出口处相对马赫数在叶高方向的分布（b）静子出口绝对马赫数在叶高方向的分布图4设计点数值模拟与试验值对比x/h1.00.80.60.40.20Ma1.41.21.00.80.60.40.2ExperimentGrid 1Grid 2Grid 3ExperimentGrid 1Grid 2Grid 3Ma0.80.60.40.201.00.80.60.40.2x/h（a）转子出口处相对马赫数沿叶高方向的分布（b）静子出口绝对马赫数沿叶高方向的分布图5不同换算转数压气机特性数值模拟与试验值对比100%ncorexperiment90%ncorexperiment70%ncorexperiment100%ncorCFD90%ncorCFD70%ncorCFD1.00.90.80.7Mass flow/（kg/s）222018161412102.01.51.0Mass flow/（kg/s）22201816141210100%ncorexperiment90%ncorexperiment70%ncorexperiment100%ncorCFD90%ncorCFD70%ncorCFDItem试验值Grid 1Grid 2Grid 3网格数/104167225339近失速质量流量/（kg/s）18.2619.3518.5318.42总压比1.931.861.881.88峰值效率/%84.5084.5884.6684.66M/%4.981.271.14表3不同网格数时压气机特性对比69航空发动机第 49 卷的最优间隙。由于篇幅有限，本文选取同一类型的最优间隙进行对比分析。以下对此3种类型间隙的压气机性能和流场结构进行分析。相比较PTC 0.204-0.204、TTC 0.204-0.408和STC 0.204-0.408失速裕度分别增加1.12%和1.61%，近失速工况下的总压比均有提高，峰值效率基本不变。设计点处的压比和基本不变。由此可见，间隙改型优化后，较大地提高了近失速工况下压气机的性能。且改型为阶梯式叶尖间隙压气机性能较好。3种不同类型叶尖间隙转子在质量流量为18.00kg/s、叶高为99.2%处的相对马赫数分布如图7所示。从图中可见，此时各工况均在近失速点附近，且在间隙处均存在2个低速区。另外，在转子叶片前部的通道内还产生了脱体激波，它将极大地降低来流气体的动能。其中，在转子叶片尾部发生附面层分离现象形成低速区1。而低速区2则是由于气流通过激波后速度下降，并相互卷积在一起形成的，该区域占据一半进口通道面积，造成通道内气流堵塞，进而引发失速。该现象与文献2中研究现象相同。对比这3种不同间隙结构的相对马赫数分布图发现，与平行式和渐变式间隙相比，阶梯式间隙低速区2和低速区1面积明显减小。由于阶梯式结构的叶顶尾缘间隙区域面积较大，在吸力面与压力面压力差的作用下，在叶顶尾间隙类型PTC 0.204-0.204PTC 0.408-0.408TTC 0.204-0.408TTC 0.408-0.204STC 0.204-0.408STC 0.408-0.204近失速质量流量/（kg/s）18.0118.5317.9218.1917.8417.91总压比1.8621.8711.8631.8731.8721.868峰值效率/%84.8584.7184.7784.6784.7584.59稳定裕度/%12.069.7713.1811.8313.6712.97表4不同形状间隙的性能参数（b）效率曲线图6不同类型间隙压气机特性曲线对比Mass flow/（kg/s）21.020.520.019.519.018.518.017.5PTC 0.204-0.204PTC 0.408-0.408TTC 0.204-0.408TTC 0.408-0.204STC 0.204-0.408STC 0.408-0.2040.860.840.820.800.780.760.740.72Ma1.61.41.21.00.80.60.40.20（a）PTC 0.204-0.204（b）TTC 0.204-0.408（c）STC 0.204-0.408图7不同叶尖间隙相对马赫数分布Relative叶尖尾缘低速区 1叶尖前缘脱体激波低速区 2（a）总压比曲线1.901.851.801.751.70Mass flow/（kg/s）21.020.520.019.519.018.518.017.5PTC 0.204-0.204PTC 0.408-0.408TTC 0.204-0.408TTC 0.408-0.204STC 0.204-0.408STC 0.408-0.20470张成烽等：转子叶尖间隙形状对跨声速轴流压气机性能影响机理分析第 3 期缘附近出现相对较大强度的间隙泄漏流，为低速区1注入能量，该区域的气流速度增加，附面层分离向后延迟。同时，阶梯式间隙的转子叶尖前缘激波影响范围变小，气流通过激波后速度降低程度较小，前缘处的泄漏涡尺度得到抑制。因此，此时流体的流动性进一步增强，损失进一步降低，通道流场被极大地改善。这也和表4稳定裕度的增加一一对应。为进一步研究叶顶间隙处泄漏流对流场的影响，需对该处泄漏流结构进行深入研究。当叶尖间隙前缘值为0.204 mm，质量流量为18.00 kg/s时，不同类型叶尖间隙在叶顶处横截面的熵分布和泄漏涡结构如图8所示。红色虚线为熵值交界面，根据文献11，交界面是反向泄漏流和主流相互作用形成的。从图中可见，在叶顶处均有泄漏涡的出现并沿着周向和轴向发展，部分泄漏流从转子进口溢出形成前缘溢流，并且在转子叶片吸力面尾部和泄漏流周围区域出现高熵值现象。在转子吸力面尾部，附面层分离后低速气流相互作用，引起该区域熵高。同时在叶尖前缘通道处，叶尖泄漏流相互卷积形成泄漏涡。由于叶尖泄漏流和泄漏涡会诱导沿弦向和周向的压力脉动，与主流相互掺混后大大增加流动损失，使在叶尖泄漏流周围区域熵值较高。对比3种泄漏流涡结构和熵值交界面发现，平行式叶尖间隙的泄漏涡结构明显，也是产生大面积高熵值区域的原因。在转子通道进口前形成熵值交界面，渐变式间隙的泄漏涡结构尺度较小，熵值交界面向下游略微移动。由于阶梯间隙叶顶尾缘产生的泄漏流对低速区1的改善，进而使泄漏涡结构得到抑制，阶梯式间隙叶尖前缘泄漏流几乎无明显涡结构，熵值交界面进一步向下游略微移动，同时在图8泄漏涡的位置和上文图中低速区2位置几乎相同。由于泄漏涡的存在严重堵塞转子通道，而阶梯式叶尖间隙的泄漏流涡结构较差，对周围低速流体的卷积作用较差，使间隙流场被改善，同时体现出熵值交界面后移，阶梯间隙极大地抑制泄漏流沿轴反向动量，间隙处的堵塞效应得到抑制，在叶尖前缘的低速区面积减小，如图8（c）所示。当叶尖间隙前缘值为0.204 mm时，不同间隙类型失速工况下转子吸力面极限流线和马赫数分布如图9所示。在40%弦长附近处产生附面层分离现象。通过对比发现，相比较平行式叶尖间隙转子吸力面，渐变式和阶梯式转子吸力面的气流分离线都有一定程度的后移，附面层分离进一步延迟，该现象在60%100%叶高范围处后移现象明显，同时分离线附近由于附面层分离所导致的低速流体区域面积也极大减小。由于阶梯式叶尖间隙叶顶尾缘处的间隙空间较大，在压力面和吸力面的压差作用下，产生较强的间Entropy/（J/（kgK）400350300250200150100500（a）PTC 0.204-0.204（b）TTC 0.204-0.408（c）STC 0.204-0.408图8不同类型叶尖间隙在叶顶处横截面的熵分布和泄漏涡结构泄漏涡MaRelative1.00.80.60.40.20（a）PTC 0.204-0.204（b）TTC 0.204-0.408（c）STC 0.204-0.408图9转子吸力面极限流线和马赫数分布71航空发动机第 49 卷隙泄漏流，并对附面层分离所产生的低速流体进行进一步吹除。因此，阶梯式叶尖间隙气流分离线后移及分离线后沿叶高方向低速流体区域面积的减少程度更加明显，极大地改善了通道流场。这与图7（c）所示的附面层分离点后移现象对应。近失速工况下静子吸力面极限流线和马赫数分布如图10所示。从图中可见，各静子吸力面的尾部边界层分离现象明显。因受转子叶尖泄漏流影响，静子叶片吸力面前缘附近流线出现明显波动，同时在静叶尾部均出现了壁角涡。相比较平行式转子叶尖间隙，渐变式间隙静子吸力面尾部漩涡区有向轮毂移动的趋势，从而减少对主流的堵塞效应，由于低速流体在角区内堆积，从而引发较大的角区损失，如图 10（b）所示。而相比较以上2种情况，阶梯式转子叶尖静叶吸力面尾缘处的壁角涡向叶高方向移动，轮毂附近的角区流场得到改善，角区流动分离损失降低。同时壁角涡尺度略有减小，通过与主流相互作用后，更有利于向下游发展，对通道堵塞效应减小。静叶表面的流线更加平缓，静叶通道流场有较大改善，如图10（c）所示。转子叶片通道的总压比能有效地体现出压气机性能，总压比定义为R=P*1P*0（2）式中：P*1为转子出口平均总压；P*0为压气机进口平均总压。定义静子通道总压损失系数为Cle=1-P*2P*1（3）式中：P*2为静子出口周向平均总压。转子通道沿叶高方向的总压比和静子通道内沿叶高方向的总压损失系数曲线如图11、12所示。从图中可见，渐变式和阶梯式叶尖间隙转子通道的总压恢复系数在 20%和 85%叶高处依次明显增大。其中，相对平行式叶尖间隙，渐变式和阶梯式的总压比在 85%叶 高 处 增 大 较 明 显，分 别 增 大 1.01%和3.13%，而在图9中在此叶高处，附面层分离延迟现象明显，该处的流场被极大地改善，也是该叶高处总压恢复系数明显增大的主要原因。静叶尾缘的漩涡区向轮毂方向移动后，对通道的堵塞效应降低（图 10（b）。相对平行式间隙，渐变式叶尖间隙转子在40%100%叶高内静子通道总压损失系数有明显降低。而由于阶梯式叶尖间隙转子叶顶尾缘间隙空间较大，在吸力面和压力面压强差作用下所产生的泄漏流强度较大，故在60%80%叶高处气流的流动损失增大，该处静子通道总压损失系数明显上升。而静叶尾缘的漩涡尺度减小，导致阶梯式叶尖间隙在 40%RelativeMa0.70.60.50.40.30.20.10（a）PTC 0.204-0.204（c）STC 0.204-0.408图10静子吸力面极限流线和马赫数分布（b）TTC 0.204-0.408图11转子通道内的总压比x/h1.00.80.60.40.20R2.42.22.01.81.61.41.2PTC 0.204-0.204TTC 0.204-0.408STC 0.204-0.408图12静子通道内的总压损失系数x/h1.00.80.60.40.20Cle0.250.200.150.100.050-0.05PTC 0.204-0.204TTC 0.204-0.408STC 0.204-0.40872张成烽等：转子叶尖间隙形状对跨声速轴流压气机性能影响机理分析第 3 期叶高处总压损失系数大幅度降低，相对平行式叶尖间隙，损失系数降低了75.4%（图10（c）。阶梯式叶尖间隙能很好地提高压气机的性能。综上所述，与平行式和渐变式叶尖间隙相比，阶梯式间隙叶尖处低速区面积减小，通道内间隙泄漏涡尺度较小，高熵值区域范围减小，流动损失大大降低，极大地改善叶尖间隙处的流场，同时静叶吸力面处的静压有较大提高，流场稳定性大大加强。因此，阶梯式叶尖间隙能有效地提高压气机性能。3结论（1）不同转子叶尖间隙形状对压气机性能的影响效果不同，将平行式叶尖间隙改为渐变式和阶梯式形状能很好地改善叶尖区域的流场，进而提高压气机性能，并且改型为阶梯式叶尖间隙效果优于渐变式的。（2）渐变式和阶梯式叶尖间隙为 0.204-0.408相比较0.408-0.204情况下的近失速工况总压比有明显提升，峰值效率略有提高。且该2种间隙在近失速点附近压气机的总压比和效率均优于平行式叶尖间隙的。与平行式间隙PTC 0.204-0.204相比，间隙改为渐变式TTC 0.204-0.408和阶梯式STC 0.204-0.408后的失速裕度分别增大1.12%和1.61%，近失速工况下的总压比和效率也有所提高。（3）与PTC 0.204-0.408相比，叶尖间隙进行渐变式 TTC 0.204-0.408 和阶梯式 STC 0.204-0.408 改型后，叶顶尾缘间隙区域面积增加，在吸力面与压力面压差作用下，产生相对较大强度的间隙泄漏流，为低速区1注入能量。使低速区1的气流速度增大，附面层分离向后延迟，低速区1面积减小。同时激波影响范围变小，叶尖间隙处泄漏涡尺度得到抑制，通道内的高熵值区域减小，流场被极大改善，流动损失减小。且改型为阶梯式结构后，流场改善效果更加明显。（4）平行式叶尖间隙改型后，渐变式和阶梯式叶尖间隙转子通道在85%叶高处的总压比明显提高，分别提高了1.01%和3.13%。同时静子叶片表面尾部的漩涡的影响范围减小，尾部流线平稳。渐变式叶尖间隙在静子通道大于50%叶高范围沿叶高方向的总压损失系数明显减小。阶梯式间隙静叶40%叶高处总压损失系数减小了75.4%。流场有较大改善，且阶梯式叶尖间隙的转子、静子表面流场改善效果明显。将叶尖间隙由平行式改为渐变式和阶梯式结构后，失速裕度增大，压气机性能得到较大提升，且改型为阶梯式叶尖间隙结构效果更好。后续将推进多种复杂叶尖间隙形状的研究，进一步设计出最优叶尖间隙形状以实现泄漏流强度低、失速裕度大、工作稳定的压气机。参考文献：1 Danish S N，Qureshi S R，Lmran M M，et al.Effect of tip clearance androtor-stator axial gap on the efficiency of a multistage compressorJ.Applied Thermal Engineer，2016，99：988-995.2 何成，王如根，胡加国，等.不同转速下叶尖间隙流对跨声速压气机失速的影响J.推进技术，2016，37（9）：1657-1663.HE Cheng，WANG Rugen，HU Jiaguo，et al.Effects of tip leakage flowon transonic compressor instability at different rotation speedJ.Journal of Propulsion 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