赵 磊，刘兆方，罗华玲

（中国航发商用航空发动机有限责任公司，上海200241）

在民用航空发动机中，高升力叶型设计是低压涡轮气动设计技术的重要发展方向之一。通常，叶型负荷用Zweifel升力系数（Zw）来表征，Zweifel升力系数大于1.0的叶型设计被称为所谓的高升力叶型设计，而升力系数大于1.2的设计被称为超高升力叶型设计（Ultra-high lift）[1]。在相同的速度三角形条件下，叶型升力的提高可以通过减小叶片轴向弦长或者减少叶片数来实现，从而可以减轻低压涡轮的重量。但是，随着叶型负荷的提高，必然导致叶型吸力面扩散区逆压梯度的增强，传统的定常设计思想认为，这会导致低压涡轮叶型损失在高空低雷诺数条件下急剧恶化，定常来流条件的叶栅试验也证实了这一结论（如图1所示），因此上世纪90年代前低压涡轮的叶型升力水平都在1.0以下。

图1 传统叶型设计思想叶型吸力面流动示意图

实际低压涡轮叶片是工作在非定环境中的，剑桥大学怀特实验室Hodson教授领导的研究组针对低压涡轮内部环境下的尾迹诱导转捩相关问题开展了大量的研究工作[1-7]。研究表明，尾迹诱导转捩所形成湍流区与寂静区（Calmed region）边界层速度剖面因较之层流速度剖面更饱满而更能抵抗分离，从而可以削弱分离甚至完全抑制分离，减小分离流动损失。这就意味着，虽然在定常流动、低湍流度假设条件下高负荷设计叶型因存在边界层分离导致其损失高于低升力设计叶型，但在上游尾迹扫掠的非定常流动条件下，因边界层分离得到抑制且尾迹诱导转捩导致的湍流边界层损失相对较小，高升力设计叶型的损失有可能低于低升力叶型的损失。……