该文档主要作者包括C. Hah（来自NASA Lewis Research Center, Cleveland, OH 44135）、D. C. Rabe（来自Wright-Patterson AFB, Dayton, OH 45433）、T. J. Sullivan和A. R. Wadia（来自GE Aircraft Engines, Cincinnati, OH 45215）。这项研究以论文《Effects of Inlet Distortion on the Flow Field in a Transonic Compressor Rotor》的形式发表于Journal of Turbomachinery，刊载于1998年4月（第120卷，第2期，第233-246页）。该论文曾在第41届国际燃气轮机与航空发动机大会暨展览会（1996年6月，英国伯明翰）上宣读。

此项研究属于推进与动力工程领域，具体聚焦于航空发动机压气机的内部空气动力学。研究背景在于，尽管跨音速压气机设计技术取得了长足进步，但对于进气道入口处非均匀流动（即畸变）对压气机内部流场、性能及稳定性的详细物理机制，尚缺乏深入理解。在实际应用中，无论是民用还是军用航空发动机，都可能因进气道设计、机动飞行或外部干扰而产生进气总压畸变。这种畸变不仅可能导致压气机效率下降、失速裕度降低，还可能引发叶片在其固有频率下振动，甚至导致叶片失效，从而对整个发动机造成灾难性破坏。因此，精确预测和评估进气畸变的影响对于发动机的鲁棒性设计至关重要。然而，由于跨音速压气机转子内部流场的极端复杂性，单纯依靠实验测量或数值模拟都难以全面揭示其流动现象。本研究的目标正是通过实验与数值模拟互补的方式，深入探究周向进气总压畸变对一款低展弦比、高转速、高压比跨音速压气机转子内部流场结构的影响机制，并量化其对气动性能的影响。

研究的详细工作流程整合了高难度的实验测量与前沿的数值模拟。首先，研究对象为一个先进的双级轴流压气机的第一级转子。该转子设计参数如表1所示，展弦比为1.0，包含16片叶片，设计压比为2.5。研究在两个转速（设计转速的68%和98.6%）下，对比分析了“清洁进气”与“进气总压畸变”两种情况。进气畸变通过在转子入口上游约102厘米处安装一个特殊的筛网来产生，该筛网能生成每转八个周期的周向总压畸变波形。实验测量分为总体性能测量和详细流场测量。总体性能测量采用稳态探针，在转子进、出口（分别为畸变测量平面和第一级静子前缘）测量总压和总温，通过面积平均计算得到压比和效率。为了精确捕捉畸变条件下的流场，实验团队采用了一种创新的技术：将畸变筛网在一个畸变周期内旋转10个不同位置，在每个位置分别采集进、出口数据，从而获得了覆盖整个周向和径向的高分辨率平均流场数据。更具突破性的是详细的非定常测量，研究团队首次在高速旋转的转子叶片内部以及机匣端壁上嵌入了微型高频响压力传感器。如图2和图3所示，在两片相邻的转子叶片上共安装了14个传感器，沿设计流线排列，用于测量叶片表面压力的非定常变化。这种在高速转子上直接进行非定常压力测量的技术在当时是极具挑战性的。此外，机匣上还安装了16个高频响压力传感器，用于测量通道内的静压分布。所有非定常数据均通过“系综平均”方法处理（例如叶片压力数据平均了超过1200个畸变周期），以提取与畸变相关的周期性信号，减小随机噪声影响。实验测量精度极高，总温误差在±0.17°C以内，稳态压力误差在±0.002 atm以内。

数值模拟部分与实验高度互补。针对清洁进气条件，研究使用了成熟的三维定常雷诺平均纳维-斯托克斯（Reynolds-averaged Navier-Stokes, RANS）方程求解器。而对于存在周向非均匀进气畸变的情况，流动本质上是非定常的，因此研究采用了自研的非定常三维粘性流求解器。该数值方法的核心创新在于：它将时间精度的计算与高精度的空间离散相结合。在时间项上，采用了隐式二阶格式进行积分；在空间对流项上，采用了三阶精度插值格式，以最小化数值耗散，这对于准确捕捉非定常现象至关重要。计算网格如图4所示，包含约70万个节点，特别精细地处理了叶尖间隙区域。由于畸变为每转八周期，而转子有16个叶片，因此计算域选取了两个转子通道来覆盖一个完整的畸变周期。非定常计算的边界条件设定是关键：在计算域入口，根据实测畸变波形，随时间精确给定总压和总温的周向与径向分布，作为随时间变化的流入边界条件；出口则指定静压并采用非反射边界条件以减少上游影响。计算从一个清洁进气的定常解开始，然后进行非定长时间推进，直到监测的质量流量和转子效率呈现出稳定的周期性变化，标志着计算收敛。对于高速工况（98%转速），大约需要计算20个畸变周期才能达到周期收敛状态，计算量巨大（在Cray C-90计算机上，每推进一个畸变周期约需1个CPU小时）。

研究的主要结果分为整体性能对比和详细流场结构分析两部分。整体性能方面，图5展示了有/无畸变时，计算与实验测得的压气机特性线（压比-流量曲线）对比。结果显示，数值模拟预测的压比略高于实验值，但整体变化趋势吻合良好，验证了数值方法的可靠性。在清洁进气条件下，通过对比图6中端壁静压分布的计算与实验结果，进一步确认了数值方法能够合理地捕捉转子端壁附近的激波结构及其与叶尖泄漏涡的相互作用。

在进气畸变影响的分析中，研究首先展示了畸变波形穿过转子的过程。图7和图8分别显示了68%转速下，转子进、出口总压分布的实验与计算结果对比。结果表明，入口的八个畸变单元并未被转子完全掺混，而是以变形后的形态传递到了下游静子，证实了畸变的传播特性。非定常叶片载荷方面，图9和图10对比了85%叶高处、80%弦长位置吸力面与压力面静压差的瞬态变化（一个畸变周期内）。计算与实验的瞬态压力波形基本一致，且高速工况下的压力脉动幅值大约是低速工况的两倍，表明高速下畸变引起的非定常气动载荷更强。

详细流场结构是本研究揭示物理机制的核心。通过数值模拟获取的瞬时流场图像，研究深入剖析了不同转速下畸变的影响机理。在68%转速（亚音速流主导）下，图11展示了85%叶高处的瞬时马赫数云图。此时通道内未形成强激波，上游畸变扰动几乎同时影响整个通道。流场中出现的主要特征是压力面附近形成并向下游迁移的涡结构。值得注意的是，这些涡与叶片边界层的相互作用似乎“激励”了边界层，使得时间平均后的熵生成（表征损失）并未显著增加（图18）。图17的叶素效率分布甚至显示，在70%叶展以上的外径区域，存在进气畸变时的效率略高于清洁进气，计算与实验均观察到了这一现象。这表明在特定的亚音速工况下，畸变引起的非定常涡与边界层的相互作用可能带来有益效果。

然而，在98.6%设计转速（跨音速流）下，情况截然不同。图13的瞬时马赫数云图显示，转子通道内存在强烈的通道激波。当叶片扫过畸变波形时，该激波发生了剧烈的前后振荡。图15量化了这一运动，显示激波在一个畸变周期内振荡幅度可达叶片弦长的20%。这种激波振荡与叶片吸力面边界层产生了极强的相互作用（图13），导致边界层显著增厚，并诱发出大尺度的涡脱落（图14展示了涡的形成与迁移过程）。这种强相互作用极大地增加了通道的有效堵塞，迫使转子在更接近失速的条件下运行。图21的时间平均熵云图清晰显示，与清洁进气相比，畸变工况下高熵（高损失）区域集中在吸力面附近，这正是激波/边界层非定常相互作用的直接证据。性能影响方面，图20的叶素效率分布表明，在60%叶展以上的外径区域，与具有相似载荷水平的清洁进气工况相比，进气畸变显著降低了效率。数值计算表明，这种由激波振荡和强非定常相互作用导致的峰值气动损失增加了约1%，整体转子效率因此下降了1%。

本研究得出以下结论：1. 进气总压畸变会穿过转子通道并传播至下游静子，在转子和静子中均引发高度非定常流场。2. 在低转速（亚音速主导）下，进气畸变可能通过通道涡与边界层的有利相互作用，略微提高转子外径区域的叶素效率。3. 在高转速（跨音速）下，振荡的通道激波与叶片吸力面边界层的强烈非定常相互作用成为主导物理机制。这显著增加了通道堵塞和边界层厚度，导致转子外径区域气动损失增加，效率下降，并降低了失速裕度。激波振荡幅度可达弦长的20%。4. 研究表明，进气畸变对压气机性能的影响是双向的：在存在强激波/边界层非定常相互作用的跨音速工况下，它会增加损失；但在某些亚音速工况下，它可能因有利的流动相互作用而略微改善性能。

本研究的价值与亮点显著。其科学价值在于首次通过高分辨率实验测量与高精度非定常数值模拟的深度融合，系统揭示了周向进气畸变在跨音速压气机转子内部诱发的关键非定常流动现象及其物理机制，特别是清晰区分了亚音速与跨音速流态下截然不同的影响机理。应用价值在于为航空发动机压气机的抗畸变设计提供了直接的理论依据和详实的量化数据，有助于工程师更准确地评估畸变对性能与稳定性的影响，优化压气机和整个进气系统的设计。研究的重要观点在于强调了激波振荡与非定常边界层相互作用的破坏性影响，这是跨音速压气机对进气畸变特别敏感的核心原因。

本研究的突出亮点在于方法论上的创新与互补。实验方面，成功在高速跨音速转子叶片上实现了微型高频响压力传感器的嵌入式测量，获取了极其宝贵的非定常表面压力数据。数值方面，自主开发并应用了能够处理复杂非定常进气边界条件的高阶精度时间推进求解器，成功模拟了包含激波振荡、涡脱落等复杂现象的瞬态流场。实验与模拟并非孤立进行，而是在总体性能、畸变传递、非定常载荷等多个层面进行了系统的交叉验证，极大地增强了研究结论的可信度。此外，研究对“涡与边界层有利相互作用”可能性的揭示，也为后续探索利用非定常流动控制来提升压气机性能提供了新的思路。