民用航空发动机作为保障飞机安全飞行的核心部件,对促进社会发展具有重大的经济价值。但是随着发动机在航线中的长时间运行,位于最前端的风扇转子叶片难免受到外来砂石颗粒侵蚀以及风蚀效应的影响,引发其前缘形状发生改变,进而导致叶片气动性能的衰退。目前国内民用航空发动机维修企业对侵蚀程度未达到失速极限弦长的叶片前缘只进行手工打磨处理,因而叶片前缘的一致性较差,且对于叶片气动性能恢复潜力的挖掘也较为有限。此外,在现有侵蚀前缘设计的研究中未能充分兼顾叶型的运行工况和气动性能,因此有必要针对其最常用工况和大攻角工况开展多工况气动优化设计研究,为后续的风扇/压气机侵蚀叶片三维气动优化设计奠定基础。本文基于服役风扇转子叶片的前缘侵蚀形貌和手工打磨维修的现状调研,以小型大涵道比发动机DGEN380风扇转子叶片的50%叶展截面叶型为研究对象,分别建立了前缘侵蚀平面叶栅模型以及三种前缘偏差平面叶栅模型,并借助NUMECA软件数值模拟计算其气动特性和流场。计算结果表明,相比于原始叶型,前缘侵蚀叶型的低损失攻角范围减少了11.75%,侵蚀前缘经过打磨后不仅有利于拓宽叶型的低损失攻角范围至原始叶型水平,前缘偏向压力面叶型基本能够恢复60%及以上由前缘侵蚀所引起的总压损失增加。此外,通过流场分析了解到该叶型前缘存在体积较多的高能流体团并与吸力面绕流发生了动量交换,从而获得足够的能量以克服气流在叶身流动中的逆压梯度,有效地减少了由于前缘侵蚀所带来的总压损失和增强了气流的做功加压能力。但是手工打磨无法充分发挥前缘侵蚀叶片气动性能的恢复潜力,因此继续开展了针对叶片侵蚀前缘的再造型多工况多目标优化设计研究。选取0°、+4°和+6°攻角作为参考工况,应用层次分析法分别计算对应工况的权重系数,并通过FINE TURBO/DESIGN 3D模块建立大半径环形叶栅进行优化设计。数值计算结果显示,前缘优化显著地改善了前缘侵蚀叶型的气动性能,前缘优化后叶型不仅能够恢复60%以上由于前缘侵蚀导致的总压损失系数增长,而且在+4°攻角下总压损失相比于原始叶型降低了4.3%。此外,前缘优化对叶型吸力面前缘分离泡产生和生长具有一定的抑制作用,从而其附面层厚度保持较为良好的发展状态,有效地减少了附面层内部的流动损失。