簡介
目前,航空發動機風扇和壓氣機的設計向著高馬赫數、高葉尖切線速度的方向發展。高的葉尖相對馬赫數會引發嚴重的激波附面層干擾,而激波與附面層的相互作用和柵後背壓的改變對激波的形狀和強度影響很大。
背景
跨聲速渦輪葉柵常採用收縮 - 擴張通道形式，流動與拉瓦爾噴管的類似；渦輪尾緣流場結構複雜，存在分離膨脹波、分離激波、基地區、再附激波、尾跡、吸力面反射波甚至激波邊界層相互干擾等流動現象。
激波損失機理
激波損失航空燃氣渦輪發動機主要採用反力式渦輪，燃氣在轉子和靜子通道中都是加速膨脹流動。跨聲速渦輪通常是進口氣流為亞聲速、出口氣流為超聲速，在葉柵通道中存在 1 個跨聲速區，且渦輪轉子和靜子內部流動現象與噴管流動非常相似。在設計狀態下渦輪葉柵通道通常不存在激波，但由於來流不均勻或工況的改變，葉柵通道的反壓往往不同於設計狀態下的情況。在不同反壓下跨聲速渦輪葉 柵內的流場情況類似於 1 個拉瓦爾噴管，點 j 代表設計工況，此時噴管出口壓力與下游反壓相等，當反壓增大時，出口壓力低於反壓而導致了激波的出現，激波位置取決於出口壓力與反壓的比值，當反壓減小時激波由噴管通道內向下游移動。相反，如果反壓低於噴管出口壓力時，就會出現膨脹波系。
在反壓降低工況下，氣流在葉柵通道前部壓縮加速並在聲速線處達到聲速；葉柵喉道後因斜切口內流通面積的擴張氣流通過一系列扇形膨脹波系繼續超聲膨脹加速，且處於欠膨脹狀態，於是壓力面尾緣發出的扇形膨脹波系打到吸力面上，並反射出一系列膨脹波；氣流經過膨脹波系及其反射膨脹波系流出葉柵通道，最終壓力與出口反壓平衡。反壓升高工況下，氣流在喉道後穿過壓力面尾緣處發出的膨脹波系後處於過膨脹狀態，此時的氣流壓力低於出口反壓，需要激波來將壓力恢復，因此壓力面尾緣處又發出 1 道尾緣激波打向相鄰葉片吸力面，並在吸力面上反射出另 1 道激波，最終氣流經過複雜的膨脹波系和激波系後流出葉柵通道，壓力與出口反壓平衡。
激波損失控制技術
激波損失是渦輪損失的重要組成部分，減小激波損失是提高渦輪氣動設計水平的重要途徑。
激波壓縮過程的能量損失與相對靜壓昇平方成正比，而在渦輪葉柵環境中，激波靜壓升主要由尾緣基底區內壓力和出口反壓決定。因此基底區對於渦輪尾緣激波損失的大小至關重要。
通過控制尾緣附近壓力面型線、將 1 道強尾緣激波劃分為 2 道或者幾道弱激波的設計理念，有助於減弱尾緣激波的強度、減小損失。
採用收縮 - 擴張通道、選取合適的縮擴比和喉道位置有助於使渦輪在設計工況或接近設計工況下工作；而喉道後的吸力面型線採用直線、減小吸力面尾緣彎折角、尾緣厚度、尾緣附近型面局部修型等措施都有助於減小基底區前的氣流速度，減弱激波強度，減小激波損失。
