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摘要
为了揭示叶尖小翼结合叶顶凹槽对跨声速压气机转子气动性能的影响机理，采用数值模拟方法研究了NASA Rotor35附加不同凹槽型叶尖小翼的气动特性，并在分析Rotor35失稳机制的基础上探究了叶尖小翼结合叶顶凹槽的扩稳机理。研究结果表明：不同深度的凹槽型小翼均使得压气机转子总压比和等熵效率有所降低。随着凹槽深度的增加，压气机转子失速裕度先增大后减小，存在最佳深度的凹槽型小翼使压气机转子失速裕度增加5.4%。凹槽型小翼方案中压气机转子叶尖负荷降低，叶尖泄漏涡强度减弱，转子叶尖通道激波后移，叶尖泄漏涡与激波干涉后发生螺旋型破裂，降低了波/涡干涉所导致的通道堵塞程度及抑制了叶片吸力面附面层分离是其扩稳的机制所在。
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