新型高性能航空发动机对核心部件之一的压气机提出了高负荷的设计需求，高负荷压气机叶片表面易产生流动分离，进而丧失做功能力并造成严重的气动损失。这些损失的来源主要包括两部分，即叶型损失以及端壁损失。前期研究人员针对如何降低端壁流动损失这一问题开展了广泛研究并取得较好效果，但是对于如何降低高负荷压气机叶型损失方面的研究则相对较少。针对这一问题，研究团队基于自然界鲨鱼表皮流向肋片结构可有效降低流阻这一现象的启示，提出了在压气机叶片表面安装微型肋片结构以降低叶型气动损失的研究思路。
为此，研究人员首先借助开源CFD代码OpenFOAM模拟了压气机叶栅通道内部流动。将大涡模拟结果与叶栅实验结果进行比较，验证拟使用数值方法的准确性。然后，将微型肋片结构安装到压气机叶栅吸力表面上，以降低摩擦阻力。通过对比施加肋片结构前后压气机叶片边界层流阻，内部湍流拟序结构和湍流脉动变化特征，研究人员发现肋片结构可有效降低贴附湍流边界层产生的气动损失，降损程度最高可达到20%以上。这背后的主要流动机理来自于两方面：一方面微型肋片可有效抑制湍流边界层的侧向脉动；另一方面，肋片结构的存在使得湍流边界层内部的湍流涡位置沿壁面法向抬升，使得湍流涡结构与固壁的接触面积显著降低。目前相关的叶栅风洞实验测量正在开展之中。
由此可见，微型肋片结构在降低高负荷压气机叶型损失方面具有可观潜力，但是针对肋片结构与边界层转捩的相互作用以及在三维复杂流动环境下如何合理布置肋片等科学问题，依旧需要开展深入研究。
以上研究成果以“Physical mechanisms investigation of sharkskin-inspired compressor cascade based on large eddy simulation method”为题，发表在ASME Turbomachinery Technical Conference & Exposition 2020 上。第一作者为李智慧，通讯作者为杜娟。该项研究工作获得了博士后创新人才支持计划（No. 209902）和博士后面上基金（No. 2018M641478）等支持。
图1 微型肋片布置方案
图2 微型肋片流动控制效果
