動(dòng)靜干涉下低壓渦輪非定常氣動(dòng)載荷研究*

楊成浩， 馮和英， 彭葉輝， 李鴻光,3

(1.湖南科技大學(xué)機(jī)械設(shè)備健康維護(hù)湖南省重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室 湘潭，411201)

(2.湖南科技大學(xué)數(shù)學(xué)與計(jì)算科學(xué)學(xué)院 湘潭，411201)

(3.上海交通大學(xué)機(jī)械系統(tǒng)與振動(dòng)國家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室 上海，200240)

引 言

隨著航空葉輪機(jī)械的飛速發(fā)展，為了減輕渦輪的質(zhì)量和追求更高的經(jīng)濟(jì)性，設(shè)計(jì)人員在減少渦輪級(jí)葉片數(shù)量的同時(shí)更傾向于將渦輪設(shè)計(jì)得更加緊湊[1-2]，這樣能減小發(fā)動(dòng)機(jī)尺寸，降低發(fā)動(dòng)機(jī)質(zhì)量，但是軸向間距的變化必然會(huì)導(dǎo)致渦輪級(jí)間的尾跡、激波等非定常激勵(lì)發(fā)生明顯變化[3]。這種氣動(dòng)激勵(lì)會(huì)使渦輪葉片承受由流體誘發(fā)的極大的非定常氣動(dòng)載荷，是葉片產(chǎn)生高周疲勞的主要振動(dòng)源，會(huì)直接影響葉片的疲勞強(qiáng)度[4-7]。因此，開展動(dòng)靜干涉下非定常氣動(dòng)載荷控制方法的研究，對(duì)于改善渦輪葉片的疲勞強(qiáng)度和可靠性具有重要意義。

渦輪軸向間距對(duì)于非定常氣動(dòng)載荷的影響重大。文獻(xiàn)[8-9]研究表明，動(dòng)靜干涉產(chǎn)生的擾動(dòng)波對(duì)下游的非定常作用與動(dòng)靜葉間的距離有很大關(guān)系。Dring等[10]研究表明，當(dāng)某型渦輪軸向間距為15%動(dòng)葉軸向弦長時(shí)，尾跡對(duì)動(dòng)葉前緣的非定常壓力脈動(dòng)可達(dá)相對(duì)動(dòng)壓的80%，其在葉片表面上會(huì)產(chǎn)生極大的非定常載荷，嚴(yán)重影響葉輪機(jī)的性能和葉片強(qiáng)度等。對(duì)于傳統(tǒng)的渦輪，Doorly等[11]認(rèn)為，當(dāng)軸向間距超過5%靜葉弦長時(shí)，尾跡在動(dòng)靜干涉中將起主導(dǎo)作用。王仲奇等[12]通過數(shù)值仿真的方法對(duì)吸附式壓氣機(jī)軸向間距進(jìn)行了研究，發(fā)現(xiàn)軸向間距縮短后，轉(zhuǎn)子與靜子之間的非定常干涉加強(qiáng)，壓力波動(dòng)幅值增加，尾跡虧損加劇。文獻(xiàn)[13-16]研究了不同軸向間距下氣動(dòng)阻尼的變化，總結(jié)了動(dòng)靜干涉作用對(duì)葉片非定常壓力的影響規(guī)律。焦峻峰等[17]研究發(fā)現(xiàn)，隨著軸向間距的減小，葉排間的非定常性增強(qiáng)，對(duì)下游動(dòng)葉的影響主要體現(xiàn)在前端部分。楊文軍等[18]數(shù)值仿真表明，葉片表面非定常壓力脈動(dòng)的主要影響因素為相鄰葉片排的尾跡擾動(dòng)。

隨著人們對(duì)仿生學(xué)的深入認(rèn)識(shí)，仿生結(jié)構(gòu)被越來越廣泛地應(yīng)用于航空葉片的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)中，而上游靜葉結(jié)構(gòu)的微小改變對(duì)下游動(dòng)葉表面所受非定常氣動(dòng)載荷的影響不容忽視。仝帆等[19]研究發(fā)現(xiàn)，模仿貓頭鷹的尾緣鋸齒結(jié)構(gòu)可以顯著降低葉片表面的壓力脈動(dòng)幅值，尾緣附近壓力脈動(dòng)幅值最多可降50%左右。文獻(xiàn)[20-21]認(rèn)為，鋸齒尾緣可以將尾緣處的展向渦結(jié)構(gòu)進(jìn)行破碎，大渦變成小渦，從而降低下游葉片的非定常壓力脈動(dòng)，反映到噪聲頻譜中就是降低動(dòng)靜干涉噪聲。Wechmuller等[22]研究發(fā)現(xiàn)，尾緣鋸齒可以降低尾跡速度虧損，使尾跡沿徑向方向發(fā)生相位偏移，與下游轉(zhuǎn)子前緣產(chǎn)生破壞性干涉效應(yīng)，進(jìn)而降低下游動(dòng)葉所受的非定常壓力脈動(dòng)。

綜上可知，渦輪軸向間距的變化、上游靜葉的微改型都會(huì)對(duì)下游葉片表面的非定常氣動(dòng)載荷產(chǎn)生極大的影響，引起一系列的非定常干涉效應(yīng)，進(jìn)而影響整個(gè)航空發(fā)動(dòng)機(jī)的工作性能。為此，筆者以E3低壓渦輪最后一級(jí)葉片為研究對(duì)象，通過數(shù)值仿真其內(nèi)部三維非定常旋轉(zhuǎn)流場，研究了不同軸向間距和尾緣鋸齒結(jié)構(gòu)對(duì)動(dòng)葉表面非定常氣動(dòng)載荷的影響規(guī)律，從不同角度分析了兩種方法對(duì)下游葉片非定常氣動(dòng)載荷的控制效果。

1 研究對(duì)象及數(shù)值計(jì)算方法

1.1 研究對(duì)象

E3計(jì)劃是美國國家航空航天局飛機(jī)能源效率(aircraft energy efficiency，簡稱ACEE)項(xiàng)目中的一個(gè)主要內(nèi)容[23]，該項(xiàng)目發(fā)動(dòng)機(jī)屬于典型的大涵道比民用渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)。筆者選取美國普惠公司PW-E3低壓渦輪最后一級(jí)葉片作為研究對(duì)象，為降低計(jì)算難度，根據(jù)文獻(xiàn)[17]的方法，對(duì)計(jì)算區(qū)域進(jìn)行了約化，將靜葉、動(dòng)葉都調(diào)整為120，按照1∶1通道建立幾何模型，其詳細(xì)幾何參數(shù)見表1。

表1 渦輪幾何參數(shù)Tab.1 Turbine geometry parameters

筆者所考慮的幾種物理模型及其級(jí)間軸向間距參數(shù)如表2所示。靜葉所采用的鋸齒尾緣結(jié)構(gòu)及其參數(shù)如圖1所示，其中：C為葉片弦長；H為鋸齒高度，H=2Xr；W為鋸齒寬度；Z為葉片展向高度；b為葉片尾緣鈍度；ε為鋸齒頂角。表2中方案1～方案4的物理模型中的靜葉葉片均為原型直尾緣葉片，其級(jí)間軸向間距分別為40%，50%，60%和70%靜葉弦長。方案S所表示物理模型中的靜葉葉片則為鋸齒尾緣葉片。為便于比較，方案S的軸向間距選為40%靜葉弦長，與方案1相同。

表2 模型方案Tab.2 Physical model scheme

圖1 尾緣鋸齒的結(jié)構(gòu)參數(shù)Fig.1 Structural parameters of trailing edge serrations

1.2 數(shù)值計(jì)算方法

計(jì)算域及網(wǎng)格設(shè)置如圖2所示，其中：x，y，z方向分別為軸向、展向和徑向。計(jì)算域入口邊界距葉片前緣1.5Cx(Cx為靜葉軸向弦長)，給定總溫、總壓、來流湍流度及氣流角；出口邊界距葉片尾緣3.0Cx，給定靜壓出口，壁面采用無滑移邊界，周向方向采用旋轉(zhuǎn)周期性邊界條件。定常、非定常計(jì)算分別采用了多重參考系方法(moving reference frame，簡稱MRF)和滑移網(wǎng)格方法(sliding mesh，簡稱SM)。

網(wǎng)格劃分由ICEM軟件完成，為保證網(wǎng)格質(zhì)量，采用了全六面體結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，動(dòng)靜葉均采用H-O-H的拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)：在進(jìn)口、出口區(qū)域和葉柵通道內(nèi)采用H型網(wǎng)格；在葉片周圍采用O型網(wǎng)格。第1層網(wǎng)格高度為0.001mm，網(wǎng)格增長率為1.1。整體網(wǎng)格保證了葉片壁面、輪轂和機(jī)匣壁面上的y+<1。

1.3 網(wǎng)格無關(guān)性驗(yàn)證

為了排除網(wǎng)格數(shù)對(duì)數(shù)值仿真結(jié)果的影響，準(zhǔn)備了4套網(wǎng)格(網(wǎng)格數(shù)分別為350萬、480萬、600萬和730萬)。圖3對(duì)比了不同網(wǎng)格數(shù)下非定常計(jì)算得到的方案1渦輪級(jí)時(shí)均效率，由圖可知，當(dāng)網(wǎng)格數(shù)小于600萬時(shí)，渦輪級(jí)的效率隨著網(wǎng)格的增加而增加，但網(wǎng)格數(shù)從600萬增加到730萬時(shí)，渦輪級(jí)效率不再變化，因此對(duì)方案1模型而言，600萬網(wǎng)格已經(jīng)符合網(wǎng)格無關(guān)性要求。按照同樣的方法對(duì)方案2、方案3、方案4和方案S進(jìn)行網(wǎng)格無關(guān)性驗(yàn)證，最終這些物理模型的網(wǎng)格數(shù)分別選取為630萬、654萬、670萬和710萬。

1.4 數(shù)值方法可靠性驗(yàn)證

為了驗(yàn)證本研究采用的數(shù)值方法的計(jì)算精度和可靠性，根據(jù)文獻(xiàn)[24]中的實(shí)驗(yàn)條件對(duì)翼型Aerospatiale-A進(jìn)行了仿真，獲得了該翼型在馬赫數(shù)Ma=0.15、攻角α=13.1°時(shí)的壓力系數(shù)值，并與文獻(xiàn)中的實(shí)驗(yàn)值進(jìn)行比較，如圖4所示。其中：橫坐標(biāo)為翼型的相對(duì)弦長(C為翼型弦長)，縱坐標(biāo)為翼型表面壓力系數(shù)，兩者都為無量綱量。圖中壓力系數(shù)的定義為

(1)

其中：pb為翼型表面的壓力；pin為進(jìn)口壓力；ρ為空氣密度；U為來流速度。

圖4 Aerospatiale-A翼型壓力系數(shù)仿真值與實(shí)驗(yàn)值的比較Fig.4 Comparison of pressure coefficient between simulation results and experiment results for Aerospatiale-A airfoil

仿真值和實(shí)驗(yàn)值沿翼型弦長方向整體吻合程度較高，表明筆者采用的數(shù)值仿真方法具有較高的可靠度。

2 計(jì)算結(jié)果與分析

非定常計(jì)算以收斂的定常結(jié)果作為初始值，取轉(zhuǎn)子掃過10個(gè)通道為1個(gè)周期，其時(shí)間步長為3.125×10-5，每周期推進(jìn)200個(gè)物理時(shí)間步，計(jì)算若干個(gè)周期后監(jiān)測的壓力呈現(xiàn)穩(wěn)定周期性，即達(dá)到收斂，然后對(duì)非定常流場的結(jié)果進(jìn)行統(tǒng)計(jì)分析。

2.1 型面氣動(dòng)載荷分布

對(duì)某一時(shí)刻葉片表面的壓強(qiáng)進(jìn)行積分可以得到氣動(dòng)激振力，即

F(t)=∮ΩP(t)ds

(2)

其中：Ω為沿著整個(gè)葉片外表面的矢量積分；P(t)為t時(shí)刻葉片的氣動(dòng)壓強(qiáng)分布。

由于動(dòng)葉外表面恒定不變，因此其表面壓強(qiáng)P(t)的變化可以反映動(dòng)葉表面所受到的氣動(dòng)載荷的變化。

圖5描述了不同軸向間距下動(dòng)葉的10%，50%和90%葉高截面的氣動(dòng)壓強(qiáng)分布情況，橫坐標(biāo)為葉片的相對(duì)弦長(C為動(dòng)葉弦長)，縱坐標(biāo)為動(dòng)葉表面氣動(dòng)壓強(qiáng)。由圖5可知：①吸力面前緣最低壓強(qiáng)隨著軸向間距的增加而提高，這使得前緣的逆壓梯度降低，吸力面載荷沿弦長方向的分布變得更加均勻，壓力面的載荷值則隨著軸向間距的增加而降低，因此，軸向間距的增加有利于減小下游葉片表面的氣動(dòng)載荷；②壓力面和吸力面之間的壓差也隨著軸向間距的增加而降低，這有利于降低橫向壓力梯度，減弱橫向二次流，改善能量損失沿葉高的分布，因此，軸向間距的增加有利于改善渦輪的性能；③當(dāng)上游靜葉采用鋸齒尾緣結(jié)構(gòu)時(shí)，即使軸向間距只有40%靜葉弦長，其對(duì)下游動(dòng)葉吸力面前緣最低壓強(qiáng)、吸力面載荷沿弦長方向的分布、壓力面的有效載荷值、壓力面和吸力面之間壓差的控制效果都較直尾緣靜葉+70%靜葉弦長間距(方案4)的組合更好。

與方案1相比，方案S模型吸力面最低載荷可提高34.3%，葉片表面的氣動(dòng)載荷減小約10 kPa。因此，上游靜葉采用鋸齒尾緣結(jié)構(gòu)對(duì)下游葉片非定常氣動(dòng)載荷的控制效果較增加軸向間距的方式更好。

圖6展示了不同模型的動(dòng)葉表面最大氣動(dòng)載荷值，同樣截取了10%，50%和90%葉高的數(shù)據(jù)進(jìn)行分析。由圖可知，當(dāng)上游靜葉為直尾緣靜葉時(shí)，下游動(dòng)葉表面最大氣動(dòng)載荷隨著軸向間距的增加而降低，但這種降低存在極限，當(dāng)軸向間距由60%靜葉弦長增到70%靜葉弦長時(shí)，最大載荷值幾乎不再減小。從圖5也可以看出，方案3與方案4模型的表面氣動(dòng)載荷曲線基本重合。由此可預(yù)測，對(duì)于方案3模型，尾跡與主流之間的摻混已基本完成，軸向氣流的不均勻性也已消除，因此再增加間距也無法進(jìn)一步降低下游葉片的非定常氣動(dòng)載荷。

從圖6還可以看出，當(dāng)靜葉采用尾緣鋸齒結(jié)構(gòu)時(shí)，動(dòng)葉表面最大氣動(dòng)載荷還有極大的下降空間。方案S模型的表面最大載荷比方案4降低了5 kPa；與方案1相比，更是降低了約10 kPa。因此，靜葉尾緣鋸齒結(jié)構(gòu)在控制下游葉片非定常氣動(dòng)載荷方面效果十分明顯。

圖6 動(dòng)葉表面最大氣動(dòng)載荷Fig.6 Maximum aerodynamic load on rotor surface

2.2 非定常氣動(dòng)載荷波動(dòng)

圖7顯示了1個(gè)周期內(nèi)動(dòng)葉表面(10%，50%和90%葉高處)氣動(dòng)載荷的波動(dòng)情況，其中：SS為動(dòng)葉吸力面；PS為壓力面；縱坐標(biāo)為葉片表面非定常氣動(dòng)載荷波動(dòng)無量綱幅值。其計(jì)算公式為

10lg(Δp/pref)=10lg((pmax-pmin)/2pref)

(3)

其中：pref為參考?jí)毫Γ笮?0-5Pa；pmax和pmin為1個(gè)周期內(nèi)壓力的最大值和最小值。

從圖7可以看出，3種不同葉高截面處的氣動(dòng)載荷波動(dòng)在同一軸向間距下的變化規(guī)律基本一致。但對(duì)于同一截面：①當(dāng)上游靜葉為直尾緣靜葉時(shí)，動(dòng)葉表面非定常載荷波動(dòng)幅值在整個(gè)弦長范圍內(nèi)都隨著軸向間距的增加而減小，而靜葉采用尾緣鋸齒結(jié)構(gòu)可以進(jìn)一步降低動(dòng)葉表面的氣動(dòng)載荷脈動(dòng)，與方案1相比，方案S模型的最大載荷波動(dòng)可降低約30%；②所有模型下的動(dòng)葉表面載荷波動(dòng)幅值最大值都發(fā)生在距離動(dòng)靜交界面較近的前緣處，這也是上游尾跡對(duì)下游葉片非定常干涉影響最大的地方，且軸向距離越小，這種非定常干涉的影響越大；③所有模型下動(dòng)葉吸力面(SS面)載荷波動(dòng)從前緣到尾緣都呈正弦狀分布，這是尾跡和邊界層相互作用的結(jié)果[25]，而壓力面(PS面)載荷波動(dòng)在整個(gè)弦長范圍內(nèi)分布都很均勻，可見上游尾跡對(duì)壓力面影響較小。

圖7 動(dòng)葉表面氣動(dòng)載荷波動(dòng)幅值分布Fig.7 Aerodynamic load fluctuation amplitude on rotor surface

上游靜葉采用尾緣鋸齒結(jié)構(gòu)能顯著降低下游動(dòng)葉表面非定常壓力脈動(dòng)的原因?yàn)椋何簿変忼X結(jié)構(gòu)不僅可以加強(qiáng)尾跡與通道內(nèi)主流的摻混，減少氣流的不均勻性，使尾跡對(duì)下游動(dòng)葉的擾動(dòng)減小，還可以顯著改變尾緣處的渦結(jié)構(gòu)，將展向尺度較大的渦破碎成尺度較小的渦，從而降低渦的展向相關(guān)性，進(jìn)而降低非定常壓力脈動(dòng)[20]。

方案1模型下，由于軸向間距較小，尾跡軸向氣流來不及調(diào)勻就沖擊到下游動(dòng)葉上，形成集中渦系，導(dǎo)致動(dòng)葉前緣處非定常載荷波動(dòng)幅值顯著上升。在此間距的基礎(chǔ)上，上游靜葉采用尾緣鋸齒結(jié)構(gòu)后(方案S模型)，借助鋸齒結(jié)構(gòu)對(duì)氣流的調(diào)勻功效及對(duì)渦結(jié)構(gòu)的破壞作用，上游尾跡對(duì)下游葉片的非定常干涉效應(yīng)將被極大地削弱。因而，動(dòng)葉表面的非定常載荷波動(dòng)也得到了控制。

2.3 非定常氣動(dòng)載荷頻譜特性

圖8顯示了不同模型下動(dòng)葉表面非定常氣動(dòng)載荷頻譜特性。圖中橫坐標(biāo)為頻率值，縱坐標(biāo)為功率譜密度。功率譜密度峰值對(duì)應(yīng)的是葉片的通過頻率f0及其倍頻，其物理意義為單位頻帶所具有的能量。f0可以表示為

f0=N0n/60

(4)

其中：N0為動(dòng)葉葉片數(shù)；n為動(dòng)葉轉(zhuǎn)速。

由圖8可知：①上游尾跡是下游轉(zhuǎn)子葉片表面氣動(dòng)力的主要激勵(lì)源，在葉片通過頻率的1倍頻時(shí)占主導(dǎo)地位，高倍頻時(shí)影響變小；②增加軸向間距有利于降低尾跡對(duì)下游葉片表面的非定常干涉作用，如方案1模型時(shí)，尾跡還未與主流完全摻混就進(jìn)入了下游通道，導(dǎo)致動(dòng)葉表面能量集中，功率譜密度較大，增大軸向間距后，功率譜密度則隨之減??；③當(dāng)靜葉采用尾緣鋸齒結(jié)構(gòu)后(方案S)，尾跡特征得到進(jìn)一步改善，耗散加快，下游動(dòng)葉表面邊界層的擾動(dòng)降低，其1倍頻和2倍頻功率譜密度值均低于所有直尾緣靜葉模型。因此，靜葉尾緣采用鋸齒結(jié)構(gòu)對(duì)尾跡干涉效應(yīng)的控制效果優(yōu)于增加軸向間距的方式。

圖8 非定常氣動(dòng)載荷頻譜分布Fig.8 Frequency distribution of unsteady aerodynamic load

2.4 渦輪級(jí)效率分析

圖9對(duì)比了方案S模型和方案1模型在相同位置處(x=2.5Cx,y=50%葉高)的尾跡型面沿徑向的分布。該位置位于方案S模型鋸齒尾緣齒根處，因?yàn)榇苏瓜蛭恢梦槽E虧損最大。圖中：橫坐標(biāo)z為垂直尾跡的徑向方向；SS為吸力面；PS為壓力面。由圖9可知，在方案1基礎(chǔ)上采用尾緣鋸齒結(jié)構(gòu)后(方案S)，尾跡耗散加快，速度沿徑向成振蕩分布，且速度虧損明顯降低。方案1的速度虧損約為124.6 m/s，而方案S的速度虧損約為48.9 m/s，減少了75.7 m/s。由此可知，當(dāng)靜葉采用尾緣鋸齒結(jié)構(gòu)后，極大地加強(qiáng)了尾跡與主流之間的摻混，減少了速度虧損。從圖中還可以看出，與原型葉片相比，鋸齒尾緣葉片的尾跡沿徑向發(fā)生了相位偏移，文獻(xiàn)[22]也發(fā)現(xiàn)了相似的現(xiàn)象。

圖9 直尾緣與鋸齒尾緣相同展向位置處的尾跡型面Fig.9 The cascades of wake profile for straight trailing edge and serrated trailing edge atthe same spanwise location

圖10對(duì)比了不同模型下低壓渦輪的質(zhì)量流量。由圖可知：當(dāng)上游靜葉為直尾緣靜葉時(shí)(方案1～方案3)，軸向間距對(duì)質(zhì)量流量的改善能力有限，增值在1%以內(nèi)；而當(dāng)上游靜葉采用鋸齒尾緣結(jié)構(gòu)后(方案S)，質(zhì)量流量可顯著提升。質(zhì)量流量的提升有利于改善渦輪的流通能力。

圖10 不同模型下渦輪的質(zhì)量流量Fig.10 The mass flow of turbine under different model scheme

圖11顯示了不同模型下靜葉通道內(nèi)的總壓恢復(fù)系數(shù)σ和渦輪級(jí)時(shí)均效率η，σ和η分別表示為

(4)

由圖11可以看出：①當(dāng)上游靜葉為直尾緣靜葉時(shí)，渦輪的總壓恢復(fù)系數(shù)和時(shí)均效率均隨著軸向間距的增大而逐漸提升，軸向間距的增加有利于改善渦輪的氣動(dòng)性能；②當(dāng)靜葉采用尾緣鋸齒結(jié)構(gòu)時(shí)，渦輪的總壓恢復(fù)系數(shù)能得到進(jìn)一步的改善。時(shí)均效率的提升雖然不明顯，但相同軸向間距下，尾緣鋸齒靜葉渦輪的時(shí)均效率比直尾緣靜葉略有優(yōu)勢。例如，鋸齒尾緣靜葉+40%靜葉弦長間距(方案S)比直尾緣靜葉+40%靜葉弦長間距(方案1)的總壓恢復(fù)系數(shù)高0.69%，效率也能提升0.22%，其效率值與方案2模型的渦輪效率相當(dāng)。因此，在不影響渦輪效率的前提下，采用鋸齒尾緣靜葉，渦輪軸向間距可比采用直尾緣靜葉時(shí)縮短10%。

圖11 總壓恢復(fù)系數(shù)和時(shí)均效率Fig.11 Total pressure recovery coefficient and time-averaged efficiency

3 結(jié) 論

1) 當(dāng)上游靜葉為直尾緣靜葉時(shí)，下游動(dòng)葉表面的氣動(dòng)載荷及非定常載荷波動(dòng)幅值都隨著軸向間距的增加而減小，而渦輪的流通能力、總壓恢復(fù)系數(shù)及時(shí)均效率則隨著軸向間距的增加而增大。因此，渦輪的轉(zhuǎn)靜干涉效應(yīng)、氣動(dòng)性能都隨著軸向間距的增加而得到改善，但這種單純的增加軸向間距的方式對(duì)渦輪性能的改善能力有限。

2) 靜葉采用尾緣鋸齒結(jié)構(gòu)則能進(jìn)一步改善渦輪的轉(zhuǎn)靜干涉效應(yīng)及其氣動(dòng)性能。就所研究的各方面指標(biāo)而言，方案S模型都明顯優(yōu)于方案4模型。與方案1模型相比，方案S模型更能降低下游動(dòng)葉表面的氣動(dòng)載荷約10 kPa，減少尾跡速度虧損75.7 m/s。

3) 從整體上來看，鋸齒尾緣靜葉模型對(duì)下游動(dòng)葉非定常氣動(dòng)載荷的控制效果比僅改變軸向間距方式的效果要好。在渦輪的轉(zhuǎn)靜干涉效應(yīng)、氣動(dòng)性能得到大幅改善且不影響渦輪效率的前提下，采用鋸齒尾緣靜葉，渦輪軸向間距可比采用直尾緣靜葉時(shí)縮短10%，這更符合現(xiàn)代航空發(fā)動(dòng)機(jī)“更輕的結(jié)構(gòu)、更高的級(jí)負(fù)荷和更緊湊的級(jí)間距”的設(shè)計(jì)理念。