飞机从起飞到巡航状态过程中,航空发动机中低压涡轮工作雷诺数大幅降低,低雷诺数工况使叶型吸力面后半部分的流体在逆压力梯度诱导下容易发生流动分离。局部振动凸包是一种在外流中应用于低雷诺数流动的主动控制方法,利用局部表面的小幅值非定常振动来抑制翼型层流分离,具有保持翼型几何完整性、主动控制耗能低、抑制分离能力强等优点。在本次研究中将其应用于高载荷低压涡轮中的流动控制,选取PAKB高载荷低压涡轮叶片作为为研究对象,研究局部振动凸包减小低雷诺数涡轮叶栅流动损失的内在控制机理,并讨论多种流动控制参数变化对叶栅流场的影响。本文首先针对低雷诺数25K工况下的高载荷低压涡轮PAKB叶栅的层流分离问题,在叶片吸力面布置小尺寸正弦型振动凸包进行主动流动控制,凸包最大振幅为1mm、频率为200HZ,沿壁面法向按正弦波形非定常振动,通过非定常数值方法研究了二维直条型振动凸包位置、几何宽度对叶栅气动性能的影响,结果表明,最佳振动凸包位置位于无控叶栅吸力面速度峰值点上游且接近速度峰值点处,叶栅损失功相较无控叶栅而言大幅降低,而位于分离点下游的振动凸包对叶栅的性能无改善;当振动凸包置于吸力面最佳位置时,凸包几何宽度对叶栅损失的影响可以忽略不计。然后研究了点阵型振动壁面在雷诺数为25K在叶高为20mm的三维流场中的控制效果。点振型局部振动壁面几何为X、Z两个方向上的正弦线相叠加形成的凸包,根据之前得到的有效振动宽度、最佳轴向位置设计控制方案,分别对单排、双排的点振型局部振动壁面控制方案进行分析,并对不同间距、不同排列类型的点阵型振动壁面控制方案进行分析。之后利用LES方法对点阵型振动凸包控制流场进行模拟,结果与RANS结果吻合,进一步分析流动机理。最后将振动凸包控制手段应用于T106A叶型的高速流场,计算证明振动凸包控制手段适用于高速流场及T106A叶型。结果表明,在振动壁面主控手段下,叶栅损失的变化来源于叶型后部的湍流湿面积减小、脱落涡尺度增大、脱落涡掺混剧烈程度之间的损失平衡,处于叶型吸力面分离点上游的点振型局部振动壁面能大幅降低叶栅的流动损失。振动壁面产生的压力波使叶型后部的大尺度分离泡转化为按一定周期变化的小尺度脱落涡,形成“滚动轴承”效应后利用涡团的间的相互作用促进涡团的展向破碎,使覆盖在叶型后部的大尺度分离泡消失,大幅降低了了叶型后部流场中的湍流损失。