在低雷诺数（Re）条件下获得高性能压气机叶型的关键在于有效调控附面层转捩及分离过程。本文以某高负荷增压级下压流道内正交叶片根部5%截面处的叶型为研究对象，并对原始叶型前缘进行仿生学造型设计。借助大涡模拟结合Omega涡识别方法，研究了仿生型前缘造型对低雷诺数下层流转捩及分离的响应特性，结果表明：在低雷诺数下，仿生型前缘造型显著改善了叶片的气动性能，有效抑制了分离泡的发展，减弱甚至消除了叶片尾缘的大尺度流动分离，从而减小了尾缘的流动堵塞。此外，本文进一步阐明了仿生型前缘造型对典型高负荷增压级叶型气动特性的调控机制，具体而言：仿生型前缘造型减弱了叶片表面涡动力学强度，减少了高水平速度脉动区域，进而降低湍流耗散带来的气动损失。上述研究结果对于低Re下增压级叶型的气动设计和流动调控具有重要的借鉴意义。

储能是高效能源系统的重要一环，压缩空气储能技术是最具发展潜力的大规模物理储能技术之一，因其成本低、寿命长、低碳环保等特点备受关注。压缩机是压缩空气储能系统的核心部件，其性能对整个系统的性能至关重要，这不仅体现在设计点上，更体现在整个变工况区间上的高效运行。与传统的离心压缩机相比，斜流压缩机具有更强的通流能力；与轴流压缩机相比其具备更大的单级压比，可试用于大规模压缩空气储能系统。本文应用协同理论采用数值模拟技术对压缩空气储能系统斜流与离心压缩机性能进行对比分析，得出内部流动特性与质量流量以及进口总温的定量关系。发现当协同角余弦值较高时，局部损失较大，小的协同正面积占比是优化设计的方向。结果表明斜流压缩机对于发展中的大规模压缩空气储能系统具有良好的适应性。

For most aircraft engines, inflow distortion is inevitable. Inflow distortion is known to degrade the aerodynamic performance and stable operating limits of a compressor. Tandem rotor configuration is an arrangement that effectively controls the growth of the boundary layer over the suction surface of the blade. Therefore, a higher total pressure rise can be achieved through this unconventional design approach involving the splitting of the blade into forward and aft sections. It is expected that the effect of inlet flow distortion would be more severe for a tandem-rotor design due to the greater flow turning inherent in such designs. However, this aspect needs to be thoroughly examined. The present study discusses the effect of circumferential distortion on the tandem-rotor at different rotational speeds. Full-annulus RANS simulations using ANSYS CFX are used in the present study. The performance of the rotor at a particular flow coefficient and different rotational speeds is compared. The total pressure and efficiency are observed to drop at lower mass flow rates under the influence of circumferential distortion. The loss region in each blade passage is mainly associated with the blade wake, tip leakage vortex, secondary flow, and boundary layer. However, their contribution varies from passage to passage, particularly in the distorted sector. At the lower span, the wake width is found to be higher than that at a higher span. Due to the redistribution of the mass flow, the circumferential extent reduces at a higher span. In the undistorted sector, the strength of the tip leakage vortex is significantly higher at the design rotational speed than at lower speeds. The distortion near the tip region promotes an early vortex breakdown even at the design operating condition. This adversely affects the total pressure, efficiency, and stall margin. Under clean flow conditions, this phenomenon is only observed near the stall point. At the design operating condition, the breakdown of the forward rotor tip leakage vortex is detected in four blade passages. The axial velocity deficit and adverse pressure gradient play a significant role in the behaviour of tip leakage vortex at lower rotational speeds in the distorted sector. A twin vortex breakdown is also observed at lower speeds.

跨维度数值缩放方法将计算流体动力学（CFD）模型耦合到燃气轮机的热力学模型中，可以实现整机环境下关键部件的高保真度数值模拟。其中，跨维度迭代耦合方法主要依赖于特性图，而全耦合方法直接使用高维度的CFD模型，不依赖特性图。 然而，在嵌入旋转部件时，全耦合方法难以实现而且收敛性差。针对上述问题，本研究提出了一种基于对数变换的全耦合方法，实现了将多个旋转部件直接嵌入到燃气轮机的热力学模型中。随后，通过地面实验数据对全耦合方法进行了验证。结果表明，基于对数变换的全耦合方法在非设计状态中仍然具有稳定的收敛性和更高的数值精度。此外，对全耦合方法与迭代耦合方法在进行了对比。结果表明，全耦合方法与迭代耦合方法在CFD模型的耦合方式和热力学模跨维度数值缩放方法将计算流体动力学（CFD）模型耦合到燃气轮机的热力学模型中，可以实现整机环境下关键部件的高保真度数值模拟。其中，跨维度迭代耦合方法主要依赖于特征图，而全耦合方法直接使用高维度的CFD模型，不依赖特性图。 然而，在嵌入旋转部件时，全耦合方法难以实现而且收敛性差。针对上述问题，本研究提出了一种基于对数变换的全耦合方法，实现了将多个旋转部件直接嵌入到燃气轮机的热力学模型中。随后，通过地面实验数据对全耦合方法进行了验证。结果表明，基于对数变换的全耦合方法在非设计状态中仍然具有稳定的收敛性和更高的数值精度。此外，对全耦合方法与迭代耦合方法在进行了对比。结果表明，全耦合方法与迭代耦合方法在CFD模型的耦合方式和热力学模型的收敛原理上存在差异。

压气机失速会引起其性能急剧恶化甚至导致灾难的产生，通过在线监测失速先兆并采取主动控制措施能够有效避免失速发生。本文以一台低速轴流对转压气机为对象开展旋转失速预警研究，首先分析了对转压气机在不同转速配置下的失速扰动特征，发现基于后转子转速的失速扰动传播速度随着转速比增大逐渐减小。随后分别利用标准差（SD）方法、互相关系数（CC）方法和离散小波变换（DWT）方法在三种不同转速配置条件下开展失速预警研究，结果显示SD方法和CC方法在所有转速配置下均未取得令人满意的失速预警效果；DWT方法在RR=1.125时得到的失速发生时刻在失速成熟发展一个周期之后，这显然是不可接受的。因此，本文发展了一种基于长短时记忆（LSTM）神经网络的失速预警方法，利用该方法得到三种转速配置下的失速发生时刻分别在第557转、第518转以及第333转，分别取得了44转、2转以及74转的失速预警效果。进一步研究结果表明：当失速前存在小扰动时，LSTM方法取得的失速预警效果比上述三种方法更好，而当失速前动态压力波动较小时，四种方法取得的失速预警效果相差不大。

航空发动机与燃气轮机压气机进口通常存在总压和旋流组合畸变，这不仅会恶化压气机效率，也会降低压气机稳定裕度。通过整合流动控制措施和压气机进口导叶设计有助于解决这一问题。本文发展了压气机全周二维和三维非轴对称导叶设计方法。首先，发展了全周二维和畸变区域三维数值模拟方法，其次，对压气机进口畸变特征进行了参数化，基于此，提出导叶几何参数轴向非轴对称参数化方法，这在兼顾进口畸变特征的同时显著降低了计算成本。进一步，对导叶不同径向位置几何进行了全周二维非轴对称设计，并对带重构所得导叶的压气机性能进行了数值模拟。此外，开展了畸变区域三维非轴对称导叶优化，以兼顾压气机效率和稳定裕度。结果表明，全周二维非轴对称导叶设计可降低畸变进气条件下的导叶总压损失，畸变区域三维非轴对称导叶设计可以拓宽压气机稳定裕度。

本文分析了大攻角下波状前缘幅值对翼型流场的影响。通过与实验结果的定量比较，本文验证了大涡模拟研究的准确性。在此基础上，基于非定常流场进行了本征正交值分解（POD）分析，确定了相应POD模态的流动机理，进而深入揭示波状前缘幅值对翼型流场的影响。由此发现，在大前缘幅值情况下，流向涡强度较大，和小幅值情况相比凸部的动量输运机制更显著，导致当地流动分离延迟。同时，波幅和波长对凹部层流分离气泡的产生有着重要影响。此外，由于在能量占优的POD模态中存在周期性的展向空间结构，在特定的展向凹部位置存在卡门涡脱落过程。随着波状前缘幅值的增加，卡门涡脱落过程逐渐减弱，翼型气动力的脉动特性得以改善。

本文对低速压气机转子进行了全流道数值模拟，以研究叶尖区域的旋转不稳定性。结果的频谱分析表明在一定的稳定工作范围内存在旋转不稳定性现象。随着流量降低，在瞬时流场中可以发现31个流动扰动单元。涡流分布结果表明，叶尖泄漏涡流与相邻叶片之间相互作用的周向传播导致了这些扰动单元。应用动模态分解（DMD）和空间离散傅立叶变换（SDFT）获得了周向模态特征，结果表明旋转不稳定性与31个单元的流动扰动有关。将DMD方法进一步应用于全流道压力数据，以提取具有相应空间结构、频率和振幅的不同模态分量。结果表明，DMD方法可以显示叶顶流场中的流动特征，并探究叶顶流场中每个不稳定源的演化规律。

为了研究高速低压涡轮在高马赫数低雷诺数工况下的边界层流动特性，采用大涡模拟的方法对不同来流湍流度、马赫数和雷诺数条件下叶片吸力面边界层流动进行了数值模拟研究。数值模拟研究了等熵出口马赫数为0.87时，不同雷诺数条件下来流湍流度对分离边界层的影响；以及出口雷诺数为10万时，不同马赫数下来流湍流度对分离边界层的影响。研究结果表明：在数值研究的工作状态参数范围内，更高的雷诺数和来流湍流度有利于促进边界层转捩；相比之下雷诺数对边界层的影响大于来流湍流度，来流湍流度对边界层的影响效果与雷诺数相关；同一雷诺数下，马赫数对叶片吸力面边界层的发展影响很大，在低马赫数时叶片吸力面会形成小尺度的分离泡结构，而高马赫数时则会出现开式分离结构；在低马赫数时，来流湍流度对边界层的影响效果更为明显；对于所有的低湍流度算例，K-H不稳定性是主导边界层转捩的主要机制；对于低马赫数高湍流度算例，边界层中的流向条带状结构主导了转捩过程；对于高马赫数高湍流度算例，K-H不稳定性和流向条带结构共同影响了边界层的转捩过程；随着雷诺数的增大，流向条带结构的作用愈发明显。

在工程实际中，叶根倒角的存在及其几何尺寸变化对高负荷跨声速轴流压气机流动特性的影响愈发显著，有必要深入挖掘倒角几何效应与压气机转子综合特性之间的内在关联性。基于此，本文以NASA的Rotor67转子为研究对象，设计了八种具有不同半径尺寸的叶根倒角结构，以详细澄清倒角几何变化对压气机转子内流特性的影响规律及内在原因。数值结果表明，叶根倒角通过重塑转子叶根基元级由前缘点至尾缘点的沿程周向弯曲分布特征，并减小叶根后半段靠近尾缘附近的叶型几何偏折角度，从而使得Rotor67转子吸力面叶根角区分离问题得到显著抑制，明显改善了该区域的通流能力和做功能力。然而值得注意的是，叶根倒角的存在还间接诱发了压气机转子叶尖流动特性的明显恶化，这说明叶根倒角几何效应与转子叶尖流动特性之间存在一定的间接关联性。进一步分析发现，叶根倒角的存在会直接影响到压气机转子三维流场内存在的径向压力平衡关系。在新的径向压力平衡作用下，相对较大的叶根倒角半径会导致压气机转子叶尖载荷的明显增加，并在叶尖区域诱发相对更强的间隙泄漏流动，进而导致压气机工作裕度的进一步恶化。随着叶根倒角半径的单调增加，跨声速压气机转子的稳定工作裕度会呈现出单调递减的变化规律。在此基础上，本文进一步应用叶尖正弯方法以有效抑制由叶根倒角间接诱发的压气机叶尖流场恶化的问题。结果表明，在分别由叶根倒角和叶尖正弯共同影响下的新的径向压力平衡关系的作用下，新转子叶片的径向和流向载荷分布特征趋于更加合理，且转子叶尖前1/3弦长区域的叶表两侧静压差显著减小，进而使得该区域的间隙泄漏流强度也明显降低，并明显抑制了带倒角转子叶尖流动恶化的问题，最终显著改善了高负荷压气机转子的综合气动性能。

Hyperloop已成为未来高速轨道交通的关键储备技术之一。管中的气体被压缩和摩擦，带来强烈的空气动力热效应。Hyperloop的流场特性和气动热效应的研究尚处于起步阶段，对流场结构的研究还很缺乏。在本研究中，喷管理论被用来初步判断壅塞流动现象。根据不同工况下的计算结果，获得了Hyperloop中壅流动现象的识别依据。此外，本研究还分析了壅塞/未壅塞流动对管内环形空间流动结构、温度和压力分布的影响。基于传统的高速铁路空气动力学、航空航天领域的相关理论和计算方法，结合模型试验数据，对管内流场特性进行可靠性验证。在壅塞流动下，列车前方会形成正激波。局部流场的温升超过50K，滞止区温升超过88K，压力约为管内初始压力的1.7倍。在未壅塞流动下，与不同的来流马赫数对应的流场分布呈现差异。当来流是超音速时，流场保持超音速，在列车前部形成弓形激波。激波或膨胀波导致局部流场表现出温度和压力的显著波动。相反，当来流是亚音速时，管内的流场保持亚音速，未观察到明显激波结构。

为克服跨声速流动中对翼型的巨大阻力，提出了一种采用抽吸和加载前缘( SLLE )的混合流动控制方法，并研究了其在不同工况下的主动反馈控制效果。加载前缘结构作为一种被动流动控制技术可以实现压力的重新分配；而抽吸槽用于控制激波位置和流动分离，可以利用反馈控制系统主动、自动地进行。首先，在定常流动下进行研究，得到了显著的减阻性能。攻角为5°时可得到最高的减阻率22.5%，在各攻角情况下均可得到升阻比的增大。其次，针对非设计来流条件下的反馈流量控制问题，提出了一种基于反馈的SLLE控制方法。结果表明，SLLE控制能够获得平均大于10%的减阻性能，表明该流量控制方法在改变流量条件下具有良好的适用性。

凹腔基火焰稳定器有望应用于冲压发动机或加力燃烧室，它能够在高海拔低压环境下高效运行。细致的流场结构有助于理解火焰稳定器的火焰稳定性原理。试验测量了进口压力为0.04 – 0.10 MPa、马赫数为0.1和温度为300 K条件下凹腔及火焰稳定器中心截面和旁侧截面的流场结构。结果表明，进口压力对凹腔基火焰稳定器内部流动结构影响显著，钝体会影响凹腔中涡结构的生成。当进口压力由0.10 MPa降至0.04 MPa时，凹腔旁侧截面呈现出具有良好稳定性的典型双涡结构；而随着进口压力由0.10 MPa变化至0.06 MPa时，凹腔中心截面的涡结构由单涡结构逐渐变得涡结构不完整，并在进口压力为0.04 MPa时彻底消失。涡结构变化的原因是随着入口压力的降低，密度也随之降低，质量流率被吸引到钝体下游低压区的比例增加，从而导致涡流逐渐被拉扯和破坏。

旋流畸变和不均匀的叶尖间隙对发动机性能以及失速裕度有很大的影响。本文采用旋流畸变描述因子定量分析了对涡旋流畸变对非均匀叶尖间隙的单级轴流压气机气动稳定性和失速起始的影响。实验结果表明，以同向旋流为主导的对涡旋流畸变提高了轴流压气机的稳定性。对于偏心率为100%的单级轴流压气机，在均匀进气条件下，失速起始总出现在最大叶尖间隙处。当压气机进口处存在小强度的对涡旋流畸变时，失速起始的位置由压气机的最大叶尖间隙决定。随着旋流强度的增加，失速起始的位置朝着反向旋流涡核所在处移动。进口旋流畸变不会改变失速起始的类型。

跨音速串列叶栅能够有效提升跨音速压缩机的工作载荷，这一特点满足了当代轴流压气机对大载荷和高压比的日益增长的急切需求。本文提出了一种跨音速串列叶栅优化迭代设计方法，并很好地应用在了设计来流马赫数为1.051的德国宇航局串列叶栅（该叶栅属于单个前排叶片和双后排叶片的重载跨音速叶栅）的气动优化设计工作中。本文采用了19个参数对跨音速串列叶栅进行了参数化表示，采用非支配遗传算法来驱动整个气动优化体系，优化过程中的新样本通过数值计算的得到其气动表现后不断补充到优化种群中。针对不同叶片造型会造成在跨音速叶栅的优化中来流马赫数明显变化的特点，本文提出了一种出口背压自动迭代修正的边界校准方法，保证了不同叶片造型下的跨音速串列叶栅的优化设计任务均保持在恒定的马赫数下进行。优化结果显示，串列叶栅的后排亚音速叶栅在优化后叶片挠度变化明显，串列叶栅的前排跨音速叶片的吸力面曲率降低和最大厚度位置的后移能够降低跨音速叶栅通道中的激波强度。跨音速串列叶栅的帕雷托优化设计结果证实了本文提出的优化方法的可靠性，某典型的优化设计结果证实：在近堵塞攻角、设计攻角和近失速攻角下，优化后的跨音速串列叶栅较原模型相比其叶型的总压损失系数分别降低了15.6%，20.9%和19.9%，且静压压比分别提升了1.3%，1.8%和1.7%。

为保证离心压气机安全稳定运行，需要对压气机流动进行实时监测，避免其发生流动失稳。目前一般通过压气机稳态流动参数测量结合压气机性能图谱判断压气机是否在稳定区域工作，或通过压气机动态压力测量判断压气机流动是否失稳。由于压气机的稳定工作边界会随着工作时间发生变化以及动态压力传感器价格昂贵等原因，这些方法均难以实现压气机流动失稳的实时在线识别。随着高速电机技术的进步，电动离心压气机的应用越来越广泛。对电动离心压气机可通过电机电流和转速等信号进行流动失稳识别。本文通过实验研究了采用电机转速和相电流信号识别离心压气机流动失稳的可行性。通过对电动离心压气机实验测量的动态压力信号和电机信号的时域和频域分析，获得了这些信号在不同工况下的特征，提出了对转速信号进行短时傅里叶变换的流动失稳实时识别方法。结果表明，利用转速信号可清晰识别出压气机流动失稳发展过程中的旋转失速、轻喘和深喘等流动状态，利用相电流信号只能识别喘振状态。对转速信号进行窗口大小为0.5秒的短时傅里叶变换，可实时捕捉到压气机流动失稳现象。此外，短时傅里叶变换还可消除由控制器引起的转速信号干扰。

本文数值研究了涡轮叶片气膜冷却与内部冷却间的相互作用机理。一方面，研究了三种不同的内冷通道结构（光滑通道、连续肋通道、截断肋通道）对气膜冷却效率以及气膜孔流量系数的影响，另一方面，探索了三种不同的气膜孔型（圆柱孔，双排椭圆孔、双排圆-椭圆孔）的抽吸作用对内冷通道换热性能和压力损失的影响规律。特别地，不带有气膜孔的单独内冷通道气设置为参考模型来分析气膜孔抽吸作用对内冷通道的影响。研究结果表明：内冷通道中肋片的设置对不同气膜孔型的气膜冷却效率影响不同。内冷通道中设置肋片可以增加气膜孔的流量系数。气膜孔的抽吸作用有助于增强内冷通道的换热性能，同时减小通道的压力损失。此外，相对于气膜孔的抽吸作用来说，内冷通道中布置肋片是提高内冷通道换热的主要途径。

本文在传统径向轮缘密封的基础上，提出了一种新型带密封孔的轮缘密封结构，并对传统的供封严气结构和新型带密封孔的供封严气结构在不同封严气流量下的密封性能进行了数值比较。通过使用URANS方法和ANSYS CFX的SST湍流模型，对轮缘密封的密封效果和非定常流场进行了数值模拟。研究得到了不同封严气流量对新型密封流供气结构的密封效果的影响，同时还研究了不同封严气流量工况下传统轮缘密封的密封效率和非定常流动特性。对于传统的径向轮缘密封，封严气流量的增加降低了轮缘间隙处主流效应所引起的燃气入侵程度，并且非定常流动特性增强，流场内的低频信号的数量和幅值有所增加。Kelvin-Helmholtz不稳定性涡结构的位置因封严气流量的增加而被抬升，并且其强度被抑制。与传统的密封流供气结构相比，在封严流量为C_w=2000并且封严气分配比例为m₁:m₂=3:1时，带密封孔的供封严气结构的封严效率最多降低了5.06%；而在封严流量C_w=7500并且封严气分配比例为m₁:m₂=1:1时，封严效率最多可以提高11.71%。研究表明，在封严流量为C_w=2000工况下，来自密封孔的侧向射流诱导产生更大尺度的Kelvin-Helmholtz不稳定性涡结构，从而使燃气入侵程度加剧，轮毂空间的密封效率降低；在封严流量为C_w=7500工况下，带密封孔的供封严气结构明显抑制了Kelvin-Helmholtz不稳定性涡结构的尺度大小，这对提高传统径向轮缘密封的密封效果是有益的。

基于BP神经网络和遗传算法，建立了波瓣混合器多目标优化的顺序近似优化框架（SAO）：以波瓣波长与高度之比（η）和上升角（α）为设计参数，以混合效率、推力和总压力损失为优化目标。波瓣混合器的数值计算采用CFX商用求解器，并以SST湍流模型进行湍流封闭。波瓣混合器计算域采用四面体非结构化网格，其中具有560万个节点的网格即可获得精确的全局结果。根据波瓣混合器的响应面近似模型，应避免同时增加或减少α和η；相反，α应减小，而η应适当增加，有利于实现增加推力和减少损失的目标，而代价是混合效率略有降低。与归一化方法相比，具有更好全局优化精度的非归一化方法更适合于求解波瓣混合器的多目标优化问题，其最优解（α=8.54°，η=1.165）是本文研究的波瓣混合器优化问题的最优解。与基准波瓣混合器相比，最优解的α、β（下降角）和H（波瓣高度）分别减少0.14°、1.34°和3.97 mm，η增加0.074；其混合效率降低了4.46%，但推力增加了2.29%，总压力损失降低了0.64%。在优化的波瓣混合器的下游，流向涡的径向尺度和峰值涡度随着波瓣高度的减小而减小，从而降低了混合效率。对于优化的波瓣混合器，其混合效率低是降低总压力损失的主要因素，但几何曲率的改善也有利于降低其轮廓损失。在本研究范围内，最优波瓣混合器混合效率ε=74.14%，此时可最大化其输出推力，而不会过度增加掺混损失。

为了优化汽车冷却风扇的气动性能，对原风扇的内部流场进行了数值模拟。根据边界涡量动力学理论，分析了叶片表面边界涡量流（BVF）和风扇下游截面周向涡量的分布规律；对风机叶片表面的涡脱落、分离流、复杂二次流等各种不利因素及其动力学跟源进行了诊断。结合速度三角形理论，根据BVF诊断与叶片翼型（以下简称翼型）几何特征之间的数学关系，指导叶片的设计改进。分析发现，在相同的转速下，翼型的缩放和旋转可以在相同的流量和压升下匹配较小的输入扭矩，从而提高风扇的效率。测试结果证实了上述结论。改进后的风扇峰值效率提高了2.3%，在低流量下的气动性能得到了改善。研究结论表明BVD理论在ACF内流诊断和设计改进中的适用性。

本文采用红外测温技术进行了涡轮叶片上双排射流孔的气膜冷效叠加实验，将簸箕形孔和圆柱形孔的叠加实验结果与Sellers叠加公式和改进的Sellers叠加公式进行了对比验证，并通过数值模拟分析了气膜冷效的叠加机理。研究发现，采用Sellers法在吸力面侧比压力面侧更能准确预测气膜冷效，所研究的两种气膜孔的射流表现出不同的叠加模式，圆柱形孔为“块状”叠加模式，而簸箕形孔是“片状”叠加模式。这其中，反转对涡和气膜分离是影响Sellers法精度的主要因素。改进的Sellers法可以显著提高各种工况下的气膜冷效叠加预测精度。改进方法可将吸力面侧圆柱形孔的叠加误差从28%减少到3%，将吸力面侧的簸箕形孔的叠加误差从42%减少到13%。同时，它可将压力面侧圆柱形孔的叠加误差从30%减少到8%，将压力面侧的簸箕形孔叠加误差从23%减少到15%。

在传统的离心压气机设计中，分流叶片和主叶片总是保持相同的叶型。然而，为了实现高负荷离心压气机的高效率，需要对分流叶片和主叶片设计参数之间的匹配进行优化。本文采用CFD计算方法，研究了主叶片和分流叶片之间的载荷分布对高负荷离心压气机气动性能、流场和内部涡结构的影响。研究定义了变量CR，即分流叶片与主叶片的载荷比，并对比了四个不同载荷比的算例。在不同算例下，分流叶片和主叶片均根据不同的环量分布规律（或rV_u）进行叶片造型，但分流叶片和主叶片在任何子午位置处的平均循环与原型保持一致。结果表明，适当减小分流叶片与主叶片的载荷比，有利于抑制分流叶片的泄漏涡发展，减小分流叶片吸力面附近通道内的尾迹大小，进而改善叶轮出口处流动的均匀性，并提高整级和部件的气动性能。优化方案的级效率相比原型提高了0.7%，级总压比也有所增大。载荷比（或CR）的最佳值（在本研究中为94%）是同时考虑尾迹发展和相邻两个叶片通道中泄漏涡发展的结果。对主叶片和分流叶片之间的负荷分配进行优化为进一步提高高负荷离心压气机的性能提供了机会。

冷气与二次流的交互作用显著影响着端区的冷却效果。在叶根前缘区域，进口边界层内部的流体回卷形成了马蹄涡。马蹄涡卷吸冷气进入主流，为前缘附近端区的冷却设计带来了严峻的挑战。本文探究了前缘马蹄涡的生成机制，在此基础上发展了新型的垂直孔冷却设计。当射流动量比足够高时，冷气能够越过马蹄涡直接冲击叶片表面，并在压力梯度的作用下，均匀地覆盖在前缘滞止区。本文采用数值模拟的办法，首先对比了圆孔和方孔的冷却效果，发现后者由于其更高的射流刚度和非对称的涡结构，取得了更好的冷却覆盖。通过探究冷却效果对吹风比的敏感性，结果表明，当吹风比等于2.0时，能够在叶根处端区取得最高的平均气膜有效度，而叶片角区的冷却效果则随着吹风比的增加单调地升高。此外，还观察到了由于冷气受到端区横流裹挟在叶片吸力面的三角区域形成的二次冷却现象。

采用变节距与变折转角两种负荷调整方式设计了不同的平面直列叶栅，并对其进行了数值仿真研究。通过分析两种负荷调整方式对涡轮内部流场的影响，探讨了两种方式影响涡轮内部流动的内在物理机制。研究结果表明，两种负荷调整方式均能有效改变涡轮叶片负荷水平，但变折转角设计主要通过改变涡轮周向静压梯度来调整叶片负荷水平，而变节距设计主要通过改变流道周向宽度调整叶片负荷水平。两种调整方式在提高叶片负荷水平时均会导致涡轮吸力面逆压梯度与吸力面展向静压梯度提高，因而均会导致涡轮吸力面边界层增厚、低能流体展向二次迁移趋势增强，最终导致涡轮二次流损失增加。通过变节距设计提高叶片负荷水平会推迟通道涡形成、削弱通道涡与吸力面低能流体的相互作用，而通过变转角设计提高叶片负荷水平会促进通道涡更早形成、增强通道涡与吸力面低能流体的相互作用。

为实现超音速压气机叶栅流动的有效控制，设计了一种展向间断脉冲电弧等离子体激励方式。为研究脉冲电弧等离子体激励对流场的影响，建立了等离子体唯象学模型，并采用数值模拟方法研究了电弧等离子体激励对超音速压气机叶栅流动的控制效果。结果表明，在低静压比条件下，电弧等离子体激励诱导产生的压缩波降低了通道激波的强度，减小了通道激波的损失；电弧等离子体激励在激励区附近形成的逆压梯度(预压缩效应)减小了激波诱导产生的逆压梯度；由于采用了展向间断的布局方式，激励区两侧的气流被加速，边界层抵抗逆压梯度的能力提高，分离区有所减小；叶栅总压损失减小了6.8%。在高静压比条件下，脉冲电弧等离子体激励对吸力面大分离的控制效果并不明显，总压损失也略有增加。

论文研究了在脉冲条件下进口旋流对径流式增压器涡轮流动行为及性能的影响规律。为了分析进口旋流效应，开展了脉冲旋流进气下的非定常仿真、等效脉冲均匀进气下的非定常仿真和等效均匀进气下的准定常仿真等三组仿真研究。结果表明，旋流进气对涡轮瞬时性能有明显负面影响，导致涡轮循环平均效率降低2.5%。进口旋流在蜗壳和叶轮内部均导致显著的流动损失，而脉冲均匀进气仅引起叶轮内损失增大、对蜗壳内损失影响很小。涡轮瞬时效率的降低与进口旋流强度存在明显相关关系。在非定常进口旋流的影响下，蜗壳流场高度畸变，自由涡方程失效。进口旋流与蜗舌尾迹存在显著的相互影响，这引发了额外损失。叶轮进口相对气流角显著减小，同时其分布出现明显畸变。旋流进气在叶轮内引起较强的分离流和通道涡，进而导致叶轮性能恶化。

在可变喷嘴涡轮中，喷嘴叶片和转子叶片的间隙会产生复杂的间隙泄漏流，间隙泄漏流会产生较大的流动损失，从而导致涡轮性能显著下降。因此，有必要研究喷嘴叶片和转子叶片间隙对可变喷嘴涡轮性能的影响，以揭示潜在的损失机理。在本研究中，通过数值仿真分析了间隙尺寸、转速和膨胀比影响下下不同间隙工况对涡轮性能的影响，包括喷嘴叶片间隙的单独影响、转子叶片间隙的单独影响以及喷嘴叶片和转子叶片间隙的共同影响。结果表明，转子间隙（0.4 mm）导致热效率（-3.98%）和扭矩（-4.48%）明显降低。同时，喷嘴叶片轮毂和轮缘间隙也影响热效率（分别为-3.66%和-13.37%）和扭矩（分别为12.54%和-0.05%）。与转子叶片间隙相比，喷嘴叶片间隙主导了涡轮性能的变化，质量流率、热效率和扭矩值分别增加了12.15%、5.43%和8.01%（叶片两侧的间隙等于0.2 mm）。在喷嘴叶片和转子叶片间隙的共同作用下，热效率和质量流量比的偏差小于各自影响值的总和；当喷嘴叶片两侧的间隙等于0.2 mm，转子叶片间隙等于0.6mm时，该值分别降低了2.77%和1.71%。本研究还详细解释了喷嘴叶片两端间隙以及喷嘴叶片/转子叶片间隙相互作用对可变喷嘴涡轮性能的影响机理。

本文展示了一种针对气冷透平叶片开发的新型通流计算模型。从最基本的流动控制方程出发，利用基础通流理论，本文推导了通流控制方程以及对应的质量、动量与能量源项的解析表达式。这些源项可以复现气冷透平叶片对流场的影响，尤其解析地描述了射流与主流地交互关系，使得该模型可以非常便于植入到任意已有的RANS求解器中。在此基础上，本文进一步发展了一套新的分析方法，利用叶片的纯气动特征，结合冷却射流的进出口条件，预测气膜冷却条件下的叶片气动特性。该方法针对NASA E3透平静叶在多工况下进行了验证，得到了理想的验证结果，并在此基础上进一步研究建模过程中，模型准确度对冷却工况、孔型、流量分布等输入参数的敏感性，验证了模型的应用性。

本文对轴流式涡轮的动叶顶部的大尺度深槽叶尖区域的气动热力特性展开数值研究，并与传统常规槽深的叶尖的气热特性展开对比。采用的数值计算方法与公开的实验数据进行了对比。研究中考虑了凹槽深度和叶尖间隙高度两个因素。结果表明：带常规槽深的叶尖凹槽内部的回流涡的尺度随凹槽深度的增加而变大。当凹槽深度由常规尺度发展为大尺度时，凹槽内的速度和高熵产率（EPR）分布的均匀性下降。但是，凹槽深度增至10%叶高时，凹槽内部容积增大，由此增大了间隙和凹槽内两区域的总熵产率。相较于1%叶高的凹槽叶尖，10%叶高的凹槽叶尖的无量纲的总熵产率（DEPR）的增幅最大，高达43.54%，对应的间隙相对泄漏量减少20.6%。在换热方面，凹槽深度大幅增加至10%叶高后，巨大的凹槽容腔可以停留更多的低速流体来覆盖凹槽底部，这削弱了对流换热强度从而缩减了高换热区域，无量纲的平均换热系数相较于1%叶尖的降低40.26%。此外，大尺度深槽叶尖在小间隙时对抑制泄漏更有效，无量纲的平均换热系数的降低幅度随着间隙增大而降低，故在1%叶高的间隙下，凹槽底部的无量纲的平均换热系数降幅最多，在槽深为30%叶高时可以降低72.6%。

非轴对称端壁是减少二次流损失、提高气动性能的有效方法。本文提出了一种基于非均匀有理B样条曲面(NURBS)技术的非轴对称端壁自动优化方法，采用该方法对涡轮静叶上端壁进行气动优化，以减少总压力损失和二次流损失。对基准端壁设计（Datum）和优化端壁设计（Opt）的流场进行了研究和比较。采用损失分解的方法对损失定量分析，将熵产损失分为叶型损失、二次流损失和尾缘损失。非轴对称端壁优化减少了以上三种损失，其中二次流损失远小于叶型损失，总熵产损失下降了11.7%。结果表明，优化后的端壁设计使总压损和二次流动能系数分别降低了11.1%和11.0%，其中二次流动能降低是由于马蹄涡的减弱和横向压力梯度的减少。当出口马赫数和来流攻角发生变化时，优化端壁的性能始终优于基准端壁。非轴对称端壁的级效率提高了 0.28%。

为了揭示叶片掠形在单转子和级环境下对风扇气动性能的不同影响机理，本文针对两级风扇NASA CR-120859的第一级风扇进行了掠形设计与数值模拟研究。结果表明，叶片掠形对单转子和级环境下风扇的气动性能影响不同，表明单转子条件下的掠形设计可能无法适用于级环境条件。叶片掠形对性能的不同影响是由于单转子和级环境下风扇的流场特性和失速机理的区别；风扇单转子的失速是激波/叶尖泄漏涡之间的干涉造成的，级环境下风扇的失速是轮毂区严重的角区分离造成的。对于风扇单转子，所有的前掠方案均可增加稳定裕度，而后掠总体上降低了稳定裕度。在级环境下，后掠转子显著增加了稳定裕度，失速机理转变为激波/泄漏涡干涉，前掠可减小稳定裕度。叶片掠形对风扇流场的影响机理是前掠减小了叶尖区域靠近前缘的叶片负荷，同时引起激波向下游移动，这两种变化均改善了叶尖区域的流场，而后掠的作用则相反；在轮毂区域，后掠通过改变径向压力梯度减小了径向流动趋势，从而减小了角区分离，而前掠则加剧了角区分离。随着掠高和掠角的增大，对于风扇单转子和级环境，前掠的堵塞流量、峰值效率和总压比总体上降低，后掠则相反。

根据新月形沙丘的流动特性，前期提出了高效的沙丘冷却构型并证明了其优异的平板气膜冷却性能，本文延续之前研究，通过实验和数值模拟进一步探索了沙丘构型在端壁的冷却性能。基于单通道叶栅实验台，运用压敏漆（PSP）测量777型孔和沙丘构型在不同吹风比下的气膜冷却效率。实验测量表明，端壁气膜分布受到强烈的通道涡影响，相比于777型孔，沙丘构型的气膜分布更均匀，冷却效率更高，譬如在M = 1.0和2.0，区域平均冷却效率相比777型孔分别提升了30%和26%。数值研究发现，沙丘的出现有效缓解了冷气在高吹风比的流动分离，使得射流紧贴壁面，从而显著提升了端壁冷却效率，此外，沙丘诱导的Anti-CRV旋涡也使得气膜覆盖更稳定，进一步提升了展向气膜冷却效率。

为了便于装配和节省实验成本，设计了一种针对压气机中间级的扇形段实验平台。新的设计思想首先在扇形段实验台进行实验研究以验证新设计思想的效果，从而降低了新设计思想直接应用于全环压气机中的风险。该扇形段实验平台是一个插拔组件，插入中间级后组合成全环静子叶排，扇形段组件包含一组通过3D打印制造的可更换的机匣端壁和叶片。与传统的平面叶栅实验相比，扇形段实验台可以创造出更接近发动机实际工作状态的环境。对原型静子在设计点的流场进行了详细的测试，发现在叶尖区域存在一定的流动缺陷，然后提出三种可能改善该流动缺陷的设计方案，并通过实验研究哪一种设计方案能够有效改善该流动缺陷。机匣端壁造型思想是最有效的改善静子叶尖流动缺陷的方法，它能显著抑制静子尖部分离，降低总压损失系数。通过实验测试表明，扇形段实验平台的设计是成功的，具有广阔的应用前景，可用于进一步研究中间级的流动机理。

燃气轮机是舰船及特殊民用船舶的主要动力。为了防止燃气轮机核心部件压气机叶片和机匣产生碰撞和刮削，两者之间存在叶顶间隙，叶顶间隙引起的流动损失直接影响压气机气动性能。为了改善高亚声速压气机叶栅的变间隙特性，本文通过实验和数值计算对1%，2%和3%叶片轴向弦长的原型叶栅和加装压力面叶尖小翼的压气机叶栅进行研究，结果表明：压力面叶尖小翼在绝大多数工况下对流场有明显的改善效果。随着间隙的增大，叶尖小翼的改善效果更加明显，且最佳叶尖小翼方案发生变化，当时，PW1.0方案与NW方案相比流动损失减小了3.09%。当时，与NW方案相比，PW1.5总压损失降低了3.46%。当时，不同方案的叶尖小翼都降低了流场的总压损失，其中PW2.0的改善效果最为明显，总压损失降低了6.53%。

Flow control methodologies have been widely used to eliminating flow separation and increasing the blade load in axial compressor. Aiming at revealing the flow mechanism of coupled bowed blading and boundary layer suction in a supersonic compressor cascade, a cascade with a diffusion coefficient of 0.62 is numerically presented. First of all, according to the available experimental data, the numerical method was validated; then, different bowed blading effects on flow field in detail were investigated; at last, based on the flow physics of purely bowed blading, the positively bowed blade was coupled with boundary layer suction on blade suction surface, whereas the negatively bowed blade was coupled with endwall suction. For coupled control method, influence mechanism on flow field, especially on the shock structure was revealed, and different aspect ratios of coupled control method were investigated as well. Results showed that the coupled positively bowed blading and suction surface suction can eliminate the flow separation effectively. Compared with that of baseline supersonic cascade, the total pressure loss coefficient of the coupled scheme was reduced by 37.4% at most. At mid-span, the shock moved downstream and the single shock was separated to a dual-shock structure since the positively bowed blading reduced the static pressure of mid-span. The coupled negatively bowed blading and endwall suction also effectively enhanced the performance of cascade by removing the corner separation, with the loss coefficient reduced by as much as 41.9%. However, the suction coefficient of optimal coupled negatively bowed blading scheme reached 10.5%, which is too high for practical use. After coupled control, the 3D shock structure became “C” shaped distribution along spanwise because of the difference in influence mechanism of negatively bowed blading on different spanwise location. Due to the opposite influence effect of positively and negatively bowed blading, the shock structure in the two different schemes of cascades were different and showed opposite variation trends as aspect ratio increased.

Evacuated tube transportation is an important development direction for the high-speed transportation technology of the future. However, a train running at supersonic speed in a closed tube can create an unstable aerothermal phenomenon, causing the temperature to rise sharply inside the tube and endangering the safe operation of trains and equipment. The blockage ratio is one of the key factors affecting the aerodynamic characteristics in the tube. In this paper, a 2D axisymmetric model and Delayed Detached Eddy Simulation (DDES) based on the Shear Stress Transport (SST) k-ω turbulence model are used to study the aerothermal environment in the tube. The calculation method used in this paper was verified by a wind tunnel experiment. The aerothermal phenomenon and distribution of the flow field in the tube with different blockage ratios were compared and analysed. The results show that the aerothermal environment is significantly affected by the blockage ratio. A choking limit formed in the flow field will aggravate the aerodynamic phenomenon as the blockage ratio increases, which further deteriorates the aerothermal environment of the tube. Moreover, the existence of the choking limit, shock wave, and Mach disk make the flow field in the tube more complicated.

The rotating stall in a centrifugal compressor with a vaneless diffuser was investigated both experimentally and numerically with focus on the effect of the internal flow field within the impeller on the diffuser stall. Through numerical analysis, the boundary layer separation at the impeller outlet was found to play an important role in the expansion and rotation processes of the diffuser stall. In particular, the expanded boundary layer separation near the hub side at the outlet of the main blade (M.B.) suction surface passage was considered to be the main cause of the expansion and rotation processes. A longitudinal vortex existed at the throat of the M.B. passage, and the mass flow rate in the M.B. passage was significantly reduced by the blockage effect. In addition, the longitudinal vortex induced the rolling up flow near the hub side at the impeller exit. Thus, the boundary layer separation expanded.

轴流和离心压气机中，机匣处理是一种有效的扩稳技术，但其对斜流压气机失速特性的影响机制尚未得到深入挖掘。为解决这一问题，本文采用全环非定常数值模拟方法，研究了有、无机匣处理条件下斜流压气机的失速机制。首先，在50%设计转速下，数值模拟捕捉到和试验测量相似的失速先兆周向传播速度规律。其次，数值模拟获得的瞬态静压分布表明有、无机匣处理条件下，斜流压气机均发生突尖型失速，且都呈现出叶顶泄漏流前缘溢流、尾缘倒流的失速特征，这与部分离心压气机的失速机制不同，同时与多数轴流压气机不同的是，采用的轴向缝机匣处理未改变斜流压气机的失速特征。此外，分析了有、无机匣处理斜流压气机叶顶泄漏流的流动特征，揭示了在节流过程中，泄漏流和主流交界面不断前移并从叶片前缘溢出，由此引发的突尖低压扰动是导致压气机失速的主要因素。最后，对斜流压气机内部旋涡结构进行了深入分析，结果表明叶片前缘主流与泄漏流相互作用产生的径向涡和前缘分离涡导致了低静压区扰动，而高静压区扰动则与通道涡的堵塞有关。研究结果不仅能为斜流压气机的机匣处理设计提供指导，也为下一代航空发动机用斜流压气机的失速预警奠定了技术支撑。

针对分布式供能的市场开发了2MW的燃气轮机，本燃机采用压比位7：1的径流式涡轮。在本文中，研究了各种几何尺寸变化对涡轮性能的影响，其中包括叶轮的叶尖间隙、叶背间隙。除此之外，导风轮深切以及排风轮尾缘导圆的影响也进行了相关研究。最终，与分体式叶轮相关的几何特征也进行了相关分析。这些几何特征的分析方法主要采用计算流体力学的方法。部分的试验数据与整机测试中的性能数据进行了对比和验证。结果表明，对于本文的这种高落压比涡轮而言，排风轮的径向叶尖间隙、导风轮的轴向叶尖间隙，甚至包括深切导风轮的轮背间隙都对性能几乎没有影响。在全部的算例中，1%的间隙改变，仅仅导致约0.1%的性能恶化。这一发现与已有的低压比叶轮的结果十分不一致，这也意味着对于高压比叶轮存在不同的物理机理。