工程热物理研讨所赵庆军、朱志豪等人以多级无导叶对转涡轮榜首、二级转子为研讨目标，选用非定常数值模仿办法，剖析了杂乱级间活动对下流叶片外表压力脉动的影响规则，清楚了多级无导叶对转涡轮榜首级零预旋动叶多道激波/尾迹对下流转子的气动激励机制。相关研讨12月3日发表于《航空学报》2024年第24期封面文章。

  在开展航空发动机时，在满意推力和结构强度要求的前提下，需求尽可能减轻涡轮分量，进步其功率。据介绍，对转涡轮是先进航空发动机标志性技能之一，多级无导叶对转涡轮取消了悉数的导向叶片，经过4排展向全超音动叶完成了总胀大比10，功率到达92%，叶片排数比较惯例涡轮削减50%，可以显着下降涡轮轴向长度和分量，是进步航空发动机推重等到下降耗油率的一种可行途径。可是，没有导叶供给预旋的榜首级动叶具有吸力面无隐瞒段长的特色，该长无隐瞒段与相邻叶片尾迹构成缩扩型流道，流道出口尾迹流道激波与已有的外伸激波、内伸激波反射波同步效果于下流转子，明显改动下流转子叶表的压力载荷及动应力水平，极易诱发下流转子叶片的疲惫失效。因而，针对多级无导叶对转涡轮转转级间干与对下流叶片气动载荷的影响进行研讨，清楚多级无导叶对转涡轮零预旋动叶多道激波/尾迹对下流转子的气动激励机制，对叶片的安全作业具有极端严重的含义。

  研讨团队发现吸力面长无隐瞒段与相邻叶片尾迹构成相似拉瓦尔喷管的缩扩型流道，为知道尾迹/激波转转级间非定常干与引起的下流叶片载荷的非定常改变规则，他们建立了尾迹、激波结构对叶片效果与叶片载荷动摇之间的相关。研讨依据成果得出，尾迹流道激波、内伸激波反射波的一起效果仅次于外伸激波，其发生的最大压力脉动峰值到达外伸激波扫掠发生的压力脉动峰值的81.2%。在尾迹流道激波、内伸激波反射波、外伸激波一起对下流叶片载荷的高频高幅值效果下，叶片动应力比较稳态时进步了5.02%。

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