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%。

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。

S型进气道以其隐身性方面的优势，被广泛地应用于现代先进军用飞行器中。然而其大曲率的流道常常在发动机的气动界面（AIP）造成复杂形式的进气畸变。其中旋流畸变是能够严重影响航空发动机工作性能与稳定性的来流畸变形式之一。通用的适应于评价强旋流畸变进气工况下的压气机稳定性评估方法仍然有待发展。作为评价旋流形式与强度的一种途径，涡识别方法可能具有进行辅助稳定性评估的潜力。本文就一系列不同几何特征的S型进气道模型进行了数值与实验研究，并使用轴向涡量分量与Q准则分析AIP旋流特征与S型进气道几何特征的定量关联。

为了保护燃气轮机的高温区域，气膜冷却方法被广泛使用，成型孔近壁区域的湍流特性十分复杂。在这项研究中，分别用LES和RANS研究平板的气膜冷却，将其时间平均值与文献中实验数据进行比较，结果表明，LES结果与实验具有较高的一致性，而RANS结果则显示出较大的偏差。由于采用涡粘性模型，RANS方法粗略地处理了边界层的模拟，从而导致较大的偏差。通过使用LES数据评估了涡粘性假设和温度梯度扩散假设，结果表明Realizable k-ε模型预测涡流粘度不足。此外，Realizable k-ε模型在空间中采用定值普朗特数不合理。此外，利用增量本征正交分解(iPOD)分析了孔内流动的湍流特性，湍流具有很强的各向异性，孔内气流的剪切诱导产生一些对流结构向下游传输。

为了研究利用机器学习技术解决涡轮叶片正问题（对气动参数进行预测），以及反问题（对几何参数进行预测）的可行性，本文分别搭建了基于BP神经网络的正问题模型以及基于RBF神经网络的反问题模型。采用S2程序生成数据集，使用反向传播算法训练模型。输入正问题模型的参数为导叶根部、顶部与动叶根部、中部、顶部5个截面的安装角、进口几何角、出口几何角、前缘压力面楔角、前缘吸力面楔角、尾缘楔角、后弯角、前缘直径共40个参数，输出为效率、功率、流量、出口相对马赫数、出口绝对马赫数、出口相对气流角、出口绝对气流角、反动度共8个气动参数。反问题模型的输入输出与正问题模型相反。模型可对气动参数与几何参数进行精确预测，测试集平均均方误差分别为0.001与0.00035。此项研究表明，基于神经网络的机器学习技术可被灵活地运用在涡轮叶片正反问题设计的研究中，以此搭建的模型在回归预测问题上具有实际应用价值。

为了深入研究对于风扇叶片飞失事件具有重要影响的设计参数，推导了简化的几何学和动力学的解析计算方法，选择典型的双转子大涵道比涡扇发动机建立了仿真分析模型。基于解析方法和真实的叶片飞失事故中得到的工程经验，识别出了三个具有决定性的风扇叶片飞失冲击过程。通过对于三个瞬态过程轨迹的解析计算分析，提出了声衬厚度、叶片数和风扇叶片飞失结构保险门限值三个关键设计参数。采用建立的双转子大涵道比涡扇发动机的仿真模型，完成了由三个关键设计参数不同取值组合形成的36个系列化风扇叶片飞失仿真。结果表明解析计算分析和三维仿真符合较好。仿真分析的特征现象可以得到解析法的合理解释。通过上述分析可以得到以下五点结论：1）如果风扇声衬较薄，简化的解析方法和仿真分析方法在预测飞失的第一枚叶片和机匣的第一次撞击点的时间和角向位置方面的结果区别不大。2）选取一个合适的声衬厚度可以降低在飞失叶片和机匣的第一次撞击时的冲击应力。3）不同的声衬厚度带来了第一枚叶片撞击第二枚叶片存在叶尖撞击和叶根撞击两种不同的撞击模式。4）第一枚叶片撞击第二枚叶片的不同撞击条件导致第一枚叶片向后飞行的速度分量存在巨大差别，从而导致不同条件下第一枚叶片的轨迹范围很广。5）在本研究中，较厚的声衬经常可以选择到合适的结构保险门槛值，能够实现较为满意的外传应力。对于后续的研究，提出了两个需要进一步细节，一个是复合材料风扇叶片和复合材料蜂窝的冲击动力学行为的研究，一个是更加款范围的结构保险门槛值对于较薄的声衬设计的影响研究。

超声速多孔气动探针是开展风洞实验的关键测试工具，有必要开展能够提高探针测量精度、扩展探针适用范围的基础性研究。本文理论推导出气体压缩因子δs~f(p*，ps， κ，λ)来扩展伯努利方程的适用范围，并讨论了使用气体压缩因子求解超声速气流速度和马赫数的可信度问题。研究结果表明：本文所提出的超声速气流的气动参数计算方法与气体动力学理论计算相比的计算误差在万分之一范围内，具有可信性。本文算法与其余三种算法相对比，对跨声速涡轮平面叶栅的试验数据求解超声速气流的速度和马赫数以及激波前后静压比的计算误差均在万分之一范围内，但是，激波后马赫数的误差相对较大。本文所提出的一种通用的超声速多孔气动探针自动化非对向测量方法，总体上是可信的，且充分考虑了激波因素，能够丰富完善气动探针理论体系，为超声速风洞实验提供理论指导和技术支撑。

在跨音压气机中，旋转失速到喘振的过渡过程是非常短暂的，通常压气机旋转失速后来不及采取措施来防止喘振。因此，有必要寻找一些旋转失速的先兆，其出现可以为喘振的预防提供充足的时间。本研究对旋转失速发生前的一系列工况进行了全周非定常气动CFD分析，并仔细分析该过程中非定常流动特征的变化规律来寻找失速先兆。研究发现在不同工况下的非定常流场中存在周向节径数不同的扰动波并将其作为旋转失速的先兆，该扰动从叶片前缘产生，在周向和轴向充分发展，并以固定的转速在周向旋转，最终确认该失速先兆的时空模态特征可用于旋转失速预警。

局部喘振是一种压气机失稳先兆，经过前期研究已经证实局部喘振发生于叶根局部区域，并通过引起流动振荡引发转子叶尖的旋转失速团。然而所有关于局部喘振的研究成果都是基于压气机整级实验所获得的，因此对于这样一台压气机的单转子而言，其失稳过程会表现出何种特征也是一个值得研究的问题。因此本文针对这台压气机的单转子开展了一系列的实验研究。均匀进气的实验结果显示，虽然在整级情况下高转速时会发生局部喘振型失稳先兆，但在单转子情况下，任何转速局部喘振都不会发生。通过数值模拟发现，单转子未发生局部喘振的原因可能是叶根负荷未达到前期研究所获得的引发局部喘振的临界值，因此进一步通过进口畸变屏增加叶根负荷开展实验，但是局部喘振仍然未能发生。最后本文对单转子情况下局部喘振未发生的原因进行了简单分析。从这些结果可以得到结论，局部喘振型失稳先兆在单转子的情况下不会发生，静子叶根的大尺度角区分离是引发局部喘振的重要因素。

间隙泄漏流成为触发高负荷跨声速轴流压气机转子旋转失速的主要诱因，而调整转子叶顶形状是拓展其高载荷条件下稳定工作范围的潜在手段之一。基于此，本文在NASA转子37叶顶几何形状的基础上，设计了三种最大宽度分别为2.0倍、2.5倍和3.0倍（相对于原型转子的叶顶沿程宽度）的叶尖小翼，并安装于转子叶顶的压力面侧（对应的新转子分别命名为RPW1, RPW2和RPW3）。数值结果显示，压力面小翼的宽度变化对压气机转子的工作裕度和左边界最小流量均具有显著影响，但是对转子堵塞流量和峰值效率的影响几乎很小。随着压力面叶尖小翼宽度的不断增加（由RPW1到RPW3），间隙泄漏流的强度得到明显抑制，且使得转子RPW3近失速工况的间隙泄漏流流量减少了20%左右。相比之下，压力面叶尖小翼引起的转子叶顶面积增加，并未在间隙区诱发更多的气动损失，因此加装三种不同宽度叶尖小翼的新转子与原型转子具有相似的峰值效率。新转子中由叶尖小翼重塑的新的叶顶泄漏通道形状取代转子叶顶两侧的静压差，成为决定间隙泄漏流特性的主要因素。由于压力面叶尖小翼增加了新转子叶顶的面积，而叶顶上方固壁附近的低速流体重塑并形成了间隙泄漏流新的气动边界和气动喉口结构（改变了叶顶间隙区的泄漏流速度分布特征），进而使得新转子中间隙泄漏流的泄漏流量和速度均得到明显抑制。此外，新转子在加装压力面叶尖小翼后，其叶尖进口轴向速度也有一定增加，有助于缓解转子叶尖区域的流动堵塞现象。综上分析，跨声速转子由压力面叶尖小翼宽度变化所诱发的进口轴向速度增加和间隙泄漏流强度减弱，使得新转子的工作裕度随着小翼宽度的增大呈现近似线性的增加趋势，尤其是小翼宽度最大的转子RPW3的工作裕度提升了近15%。

为有效抑制高负荷压气机内的流动分离，并提高其增压能力，本文研究了一种基于康达喷气的新型主动流动控制方法。叶片采用了扩压因子为0.66的Zierke&Deutsch双圆弧叶型。首先，对康达喷气缝进行参数化建模，研究中保证叶型型线光滑且连续；然后，基于对原叶型流场的分析，提出了前缝、后缝和双缝三种初始康达喷气叶型结构，针对该三种康达喷气叶型的几何参数，采用耦合遗传算法的神经网络模型进行了优化，并结合高精度数值模拟对比分析了三种康达喷气结构对叶型气动性能的影响效果及作用机理。结果表明，基于康达喷气的流动控制方法能够有效改善高负荷叶型的气动性能，且双缝康达喷气叶型的气动性能最佳。同时，相比于原始叶型，当双缝结构前缝和后缝的喷气-主流流量比分别为1.5%和0.5%时，能使叶型总压损失系数降低52.5%且使静压升系数提高25.7%。最后，基于流动控制效果最好的双缝康达喷气叶型，分析了叶型几何设计参数和喷气流量对气动性能的改善机制。结果表明，康达喷气叶型的几何设计参数主要影响叶型厚度和喷气缝的起始位置，从而增加流动速度并抑制流动分离。不同来流冲角条件下，采用不同的前、后缝喷气流量可使康达喷气的流动控制效果最佳。这为基于康达喷气的主动控制奠定了理论基础。

低轮毂比设计的转子叶片相对较长，导致叶根到叶顶气动参数变化剧烈，尤其是轮毂区域的流场组织变得更加困难。本文以某低轮毂比1.5级跨音轴流压气机为研究对象，通过数值模拟探究四种不同的转子轮毂造型对转、静子性能的影响。三维数值模拟结果表明，不同轮毂形状对跨音速压气机转、静子的流场有明显影响，进而影响压气机性能。在不同轮毂造型的峰值效率点开展详细的流场对比分析。与直线轮毂造型相比，下凹型轮毂可以改善转子的做功能力，增大堵点流量，跨音转子叶根附近的流场得到改善。上凸造型的轮毂会降低转子堵点流量、压比和效率。转子轮毂造型时应充分考虑其对静子流场的影响。

本文详细介绍了一款用于微型燃气轮机的80kW、60000rpm高速永磁电机的多物理场综合设计方法。首先，根据电磁与机械设计理论初步确定了高速永磁电机的电磁方案。然后，详细分析了碳纤维护套厚度、转子直径以及铁心长度对转子应力和转子动力学性能的影响，得到转子直径和铁心长度的优化范围。

燃气轮机的使用越来越广泛，其研发和生产体现了一个国家的工业能力和水平。由于多变的工作环境，通常燃气轮机都是工作在环境温度、载荷和燃料等多种工况同时变化的条件下。然而目前的研究以单工况变化为主，未充分考虑不同条件同时变化的情况。本文在单工况的基础上进一步研究燃气轮机的温度-载荷、燃料-载荷和燃料-温度三种双变工况性能。首先建立了燃气轮机的整机模型，其中压气机模型对燃气轮机性能影响最大，因此本文结合了gPROMs的工程建模优势和MATLAB神经网络强大的数学计算能力，得到了更为精确的压气机模型。

压气机高保真气动优化面临“维数灾难”问题，难以在工程有限时间内得到优化解。本文提出一种在兼顾曲面参数化低维特性的同时，具备良好的设计灵活性的多自由度曲面参数化方法，并采用“先模态搜索、后精细开发”的分阶段优化策略，进一步实现降维。将该优化方法应用于跨音转子Rotor37高保真气动优化，在111h左右得到优化解。为了探索该参数化方法对叶身控制变量的更优给定方式，采用吸、压力面控制点“独立变化”和“同步变化”两种方式进行对比，发现“同步变化”方式具有更好的灵活性。在满足约束的条件下， 以“同步变化”方式改变叶身控制点，设计点效率提升了2.2%，喘振裕度提升了0.5%，证明了该优化方法在压气机高保真度气动优化中的有用性。

通流特性分析是压气机设计过程中重要一环，其中包含着大量用于预测压气机气动性能的经验模型。由于各经验模型均基于早期低速低负荷压气机试验结果建立的，其对现代压气机性能的预测能力明显不足。本次研究首先回顾了各预测模型的发展历程，之后基于大量压气机平面叶栅数值结果，采用数理统计方法建立了预测压气机叶栅最小损失系数和最小损失落后角的经验模型。接着，在通流特性分析程序中，将新建立的经验模型与对应的原始模型进行替换。最后采用三台压气机对新模型的预测能力进行校验。结果表明新模型对三台压气机的预测精度均明显高于原始模型，说明采用数理统计方法建立的预测模型应用在通流特性分析过程中是合适的，这种建模方式同时也为其他经验模型的改进提供了思路。

空压机是车用燃料电池动力系统功耗最大的部件，功耗可达电堆输出功率的25%。提高空压机效率是降低功耗的主要途径。受驱动电机转速限制，离心式燃料电池空压机的叶轮流道狭长，叶尖泄漏损失大，导致气动效率低。本文揭示了离心压气机前缘叶尖泄漏涡运动轨迹与叶片吸力面之间的夹角是影响叶尖泄漏损失的关键因素。增大该夹角可减小前缘叶尖泄漏涡与叶片下游叶尖泄漏流之间的掺混损失，提高空压机气动效率。据此提出叶尖载荷前加载叶型，应用于80 kW级燃料电池系统空压机设计。仿真结果表明，空压机叶轮气动效率在设计工况下比常规叶轮提高1.3个百分点，在大流量工况下提高约10个百分点。空压机在设计工况下的整机试验效率（含电机）达到72.1%，功耗约为电堆输出功率的16%。

The transition process of the boundary layer developing over a flat plate with elevated inlet Free Stream Turbulence Intensity (FSTI) has been studied by means of Large Eddy Simulation (LES). To this purpose, four cases with different inflow disturbances have been tested varying the magnitude and the length scale of turbulence. LES has been performed by using the finite-volume ANSYS Fluent code. The computational domain, which was constituted by a rectangular domain with a zero thickness plate, was based on an ERCOFTAC test case in order to provide a validation with a well-known set of data by comparing the boundary layer integral parameters and mean and fluctuating streamwise velocity profiles. The four cases were discussed within the paper by looking at classical statistical properties as well as advanced post-processing tools.

The kinetic energy loss and the secondary loss downstream of a high turning nozzle cascade were investigated. Influence of the incidence angle (i= -25 degrees, 0 degrees and 25 degrees) and Reynolds number (Re-2,Re-is =0.8x10(5), 1.2x10(5), 2.5x10(5) and 4.5x10(5)) were studied on two cascade configurations defined by different pitch to chord ratio (t/c=0.6 and 0.9), respectively. Measurements at the cascade inlet were performed by means of Preston tube, while at the cascade outlet by means of miniature pyramid five-hole pressure probe. An effect of studied parameters on the flow field at the cascade outlet was shown by the distribution of the kinetic energy loss, secondary loss, mix-out loss and streamwise vorticity.

针对两型轴流压气机进口测量探针的安装影响转子叶片振动特性问题，尝试开展不同探针安装布局对压气机转子叶片振动信号影响的试验研究。支杆直径10mm的圆柱形探针诱发三级压气机转子叶片发生整转速阶次激振的1阶共振，当探针支杆尺寸减小后，转子叶片振动响应水平显著降低。进口探针与上游支板共同作用形成的6阶激振力诱发了六级压气机转子叶片发生1阶共振。当探针安装数量改变后，转子叶片共振现象消失。

非轴对称端壁作为一种有效影响端壁流场的方法，可以改善压气机叶栅的气动性能。对于高负荷低压压压气机叶栅V103，研究发现：与轴对称端壁相比，优化的非轴对称端壁在-3°、0°和3°攻角下的总压损失系数分别降低了4.57％、5.48％和3.04％。优化的非轴对称端壁通过改变轮毂附近的二次流结构，在吸力面附近产生角涡，从而抑制通道涡向吸力面的发展，减少了流动分离。当来流马赫数为0.62和0.72时，优化的非轴对称端壁的总压损失系数相比于轴对称端壁分别减少3.19％和4.58％。在不同的来流马赫数下，优化的非轴对称端壁虽然增加了叶栅轮毂附近的总压损失，但是显著降低了10％叶展以上的高总压损失系数的峰值和范围。此外，不同的攻角会影响叶栅轮毂附近的二次流流线和涡旋结构，而不同的来流马赫数几乎不影响二次流流线和涡旋结构。总之，对于高负荷压气机叶栅而言，多工况下优化的非轴对称端壁相比于轴对称端壁的气动性能更加出色。

对叶尖泄漏流动及损失的有效控制对提升涡轮气动性能具有重要意义。本文采用数值模拟方法研究了某单级跨声速凹槽叶顶高压涡轮的叶尖泄漏流动结构演化机制，探讨了叶顶肋条倾角、肋条宽度等几何参数对凹槽叶顶泄漏流动的影响。结果表明，凹槽内的刮削涡能起到类似气动篦齿的封严作用，与两侧肋条组成错齿式迷宫封严结构，对泄漏流有较好的阻塞作用；压力侧肋条外倾能抑制压力侧肋条角涡的发展，有利于扩大刮削涡的作用范围，能增强对泄漏流的阻塞作用；吸力侧肋条加宽能减小了间隙出口面的有效流通面积，使泄漏量降低，有利于对泄漏损失的控制；但压力侧肋条宽度增加会使压力侧肋条角涡增强，抑制刮削涡的发展空间，对泄漏流动的控制带来不利影响。

为研究高负荷压气机叶栅内叶片弯曲对流场尤其叶尖泄漏流的影响机理，本文设计了三组具有不同展弦比、不同弯角水平的高负荷压气机叶栅，并分别对无叶尖间隙、不同叶尖间隙尺寸的高负荷叶栅进行数值模拟。结果表明：叶片弯曲对展向压力梯度的影响局限于叶片前部，叶片前部和后部的质量流量在展向会发生不同形式的重新分布，对级反力度也有显著影响。叶尖泄漏流可消除直列叶栅的角区分离，但可增加弯曲叶栅的损失；叶片弯曲后叶尖泄漏质量流量增大22%，但blade-M和bladeE的叶尖泄漏损失分别减小43%和38%，其流动机理是主流速度、叶尖泄漏流速度的降低及两者速度差的减小。展弦比对弯曲叶片在高负荷压气机叶栅内的流动控制机理具有重要影响。随着展弦比的增加，高负荷弯曲叶栅的角区分离明显增大，需要更高的叶片弯角进行控制；与低展弦比叶栅相比，高展弦比叶栅可以诱导叶尖泄漏流沿弦向重新分布，从而降低泄漏流损失。

本文的研究目的是获得两种多畸变区影响轴流压气机性能和稳定性的机理。在本研究中，压气机进口畸变是由畸变发生器产生的，畸变发生器是一个放置在压气机转子通道上游的圆柱。五通道非定常数值结果表明，两种多畸变区的压气机性能均低于进口均匀的压气机性能，6×12度和6×24度进气畸变的压气机峰​值效率分别比进口均匀的低大约3.5 %、9.2%。此外，两种多畸变区都降低了压气机的稳定性，6×12度和6×24度的进气畸变得到的失速裕度提升量分别为-2.93%和-6.11%。流场分析表明，应用多畸变区后，转子叶尖进口上游流动条件变差。由于进口畸变的不利影响，靠近机匣区域来流的轴向速度和气流角的值变小。因此，该区域的流通能力变低，并且在某些转子叶尖通道中出现进口堵塞。畸变范围越大，进口堵塞和相应的流动损失也越大。当多畸变区由6×12度变为6×24度时，部分叶尖通道靠近叶片吸力面的边界层出现明显的分离，并且严重的分离阻碍了来流进入叶尖通道。结果，在叶顶的前缘处产生了溢流。此外，随着畸变发生器数量增加1倍，在畸变发生器通过频率为1076.5Hz时，进口畸变对转子进口上游空气相对速度和静压幅值的影响增加了1倍。

本文构建了一种高效数值分析策略可实现以较少的计算代价可靠评估多级轴流压气机在复杂旋流畸变进气下的三维大尺度流场特征。该数值策略在彻体力方法的理论框架下，用分布源项代替复杂贴体网格法描述了一台旋流畸变发生器导叶及两级低速轴流压气机多排转/静叶片。以此构建的模型捕捉到的旋流畸变发生器产生的对涡旋流关键流动结构及第一级转子出口处主要气流角分布特征均与实验结果吻合较好，证明了该数值策略的有效性。此外，数值结果还清楚地揭示了稳态对涡旋流与压气机的相互作用过程。通过轴流压气机后，旋流畸变强度明显降低。但进口旋流对第一级叶片局部气动载荷影响显著，导致了气流流量的不均匀性以及总压/总温复合畸变。所诱导出的总压/总温复合畸变经过第二级作用后在叶尖附近显著衰减，在叶根附近略有增强。

The interaction between a shock wave and a boundary layer on a suction side of gas turbine profile, namely Transition Location Effect on Shock Wave Boundary Layer Interaction, was one of main objectives of TFAST project. A generic test section in a transonic wind tunnel was designed to carry out such investigations. The design criteria were to reproduce flow conditions on the profile in wind tunnel as the one existing on the suction side of the turbine guide vane. In this paper, the effect of film cooling and jet vortex generators on the shock wave boundary layer interaction and shock induced separation is presented. Numerical results for Explicit Algebraic Reynolds Stress Model with transition modeling are compared with experimental data.

中文导读：在作者前期研究中，扫频射流器被用来控制压气机角区流动分离。参考在外流翼型及斜坡中类似的研究，并考虑到单扫频激励器较小的质量流量系数（0.08%），本文研究中采用了双扫频射流器。通过数值方法，在当前压气机叶栅中能够得出以下结论：最大的总压损失减小量达到了6.8%；对流场进行分析，可以发现每个扫频射流器控制流动分离的机理是不同的；前部的扫频射流器干扰了吸力面附面层的发展，后部的扫频射流器增强了激励流体对二次流的作用；同时文章还对采用双扫频射流器和单扫频射流器不同的流场频谱进行了分析，指出双扫频射流器中，第一个频率峰值与两个扫频射流器频率之差有关，其它频率峰值可以被识别成一个基频和它的倍频。

中文导读：本文提出了一种新型的微槽结构气膜冷却孔。基于有限体积法和Realizable k-e模型，对平板结构中孔的气膜冷却过程进行了数值模拟。分析了不同气膜孔的表面温度分布和气膜冷却效果。讨论了微槽结构对射流壁面贴附效果和冷却效率的影响。结果表明，在相同条件下，新型微槽孔的横向覆盖宽度和整体防护面积均大于普通圆柱孔和异形孔。与普通孔型相比，新型微槽孔型能更好地形成表面覆盖膜，提高平板表面的整体膜冷却效率。例如，当m=1.5时，微槽孔的有效覆盖率是簸箕孔的1.5倍，是传统圆柱孔的8倍。本研究为高性能航空燃气发动机热端部件先进冷却结构的优化提供了参考数据和经验规则。

The paper presents CFD results for the transonic flow of dry and moist air through a diffuser and a compressor rotor. In both test geometries, i.e. the Sajben transonic diffuser and the NASA Rotor 37, the air humidity impact on the structure of flows with weak shock waves was examined. The CFD simulations were performed by means of an in-house CFD code, which was the RANS-based modelling approach to compressible flow solutions. It is shown that at high values of relative humidity, above 70%, the modelling of the transonic flow field with weak shock waves by means of the dry air model may produce wrong results.