现代航空发动机对压气机提出高负荷和高稳定性的技术要求,然而高负荷和高稳定性之间存在一定的矛盾,高负荷往往使得压气机的稳定裕度降低,因此,探索先进的扩稳技术、澄清相应的扩稳机理对提高压气机的负荷和稳定性具有重要的指导意义。本文以NASA Rotor 67为研究对象,采用非定常数值模拟方法,开展缝式机匣处理改善跨声速轴流压气机性能的研究。本文的内容分为以下4点:1.揭示不同转速下、实壁机匣时跨声速轴流压气机内部流动失稳的机制;2.澄清不同转速下、逆角向缝改善跨声速轴流压气机性能的机理;3.通过正交试验设计和极差分析,探索不同转速下、缝式机匣处理各个设计参数的影响排序、最佳水平及其最佳组合;4.通过控制变量法,研究设计转速下、缝式机匣处理单个设计参数变化对其扩稳机理和扩稳能力的影响。以期为新一代压气机和机匣处理的一体化设计提供理论依据。通过上述研究,本文得出以下几点结论:1.实壁机匣的失稳机制。不同转速下、实壁机匣时NASA Rotor 67内部流动失稳的机制相同,均是由泄漏流向相邻叶顶压力面前缘扩散所形成的堵塞及其波动诱发,即叶顶堵塞失速,属于突尖型失速的一种,但是形式不同:(1).100%设计转速下、泄漏流与激波干涉所形成的堵塞是主要机制,此时激波占据主导因素;(2).80%设计转速下、泄漏涡破碎所形成的堵塞是主要机制,此时泄漏涡占据主导因素;(3).60%设计转速下、前缘溢流所形成的堵塞是主要机制,此时泄漏涡占据主导因素。除此之外,100%设计转速下、NASA Rotor 67不存在明显的非定常波动,而80%和60%设计转速下、NASA Rotor 67的非定常波动均为泄漏涡自激非定常性。2.逆角向缝的扩稳机理。不同转速下、逆角向缝均拓宽了NASA Rotor 67的稳定裕度并且扩稳机理基本相同,但是均降低了NASA Rotor 67的峰值效率。逆角向缝通过感受和改变叶顶通道轴向、周向以及叶顶吸/压力面的压差,一方面改变泄漏流的驱动力并且减弱相应泄漏涡的负面影响,另一方面对叶顶通道的气流进行抽吸和射流作用,吹除和激励了叶顶通道的低速气流,从而消除了实壁机匣时由泄漏流向相邻压力面前缘扩散所形成的堵塞,进而改善了叶顶通道的流场并且拓宽了NASA Rotor 67的稳定裕度。100%和60%设计转速下、逆角向缝表现为增加叶顶载荷,而80%设计转速下、逆角向缝表现为降低叶顶载荷,逆角向缝提供的能量有一部分用来消除泄漏涡破碎,这就导致80%设计转速下、逆角向缝的扩稳效果弱于100%和60%设计转速。不同转速下、逆角向缝对叶顶通道气流的抽吸和射流作用必然与叶顶通道的气流发生相互惨混过程,这将带来惨混损失,此外,逆角向缝内部的各种回流也将带来回流损失,这两者的共同效应将降低NASA Rotor 67的效率。不同转速下、逆角向缝虽然消除了实壁机匣时NASA Rotor 67的非定常波动,但是其抽吸和射流作用带来了新的非定常波动。3.缝式机匣处理的正交试验设计。除了80%设计转速下、SCT1没有扩稳效果之外,不同转速下、所有缝均具有扩稳效果,但是均带来效率损失。(1).100%设计转速下,正交试验设计得出SCT4的扩稳效果最好、约为30.15%,而极差分析得出SCT10的扩稳效果最好、约为28.80%,两者的绝对误差约为1.35%;而80%和60%设计转速下,正交试验设计和极差分析均得出SCT3的扩稳效果最好、分别约为27.89%和29.35%。(2).100%和60%设计转速下,各个因素的主次顺序排列如下:Cod>Angle>Depth>Area;而80%设计转速下,各个因素的主次顺序排列如下:Area>Depth>Angle>Cod。4.缝式机匣处理单个设计参数的研究。不同设计参数的缝式机匣处理均拓宽了NASA Rotor 67的稳定裕度,但是均降低了NASA Rotor 67的峰值效率。(1).随着缝的轴向偏转角由负向正变化,其扩稳能力逐渐弱,其带来的峰值效率损失亦逐渐减少,其抽吸作用先增强后减弱、射流作用逐渐增强。(2).随着逆角向缝的前伸或者后移,其扩稳能力减弱,其带来的峰值效率损失亦减少,其抽吸和射流作用均减弱。(3).随着逆角向缝的加深,其扩稳能力先增强后减弱,其带来的峰值效率损失亦先增加后减少,其抽吸和射流作用均先增强后减弱。(4).随着逆角向缝开缝面积比的增大,其扩稳能力逐渐增强,其带来的峰值效率损失亦逐渐增加,其抽吸和射流作用均逐渐增强。