周向抽吸槽位置對(duì)跨聲速壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子氣動(dòng)性能的影響

陸華偉， 韓興偉， 郭爽， 王安妮， 鐘兢軍

(1.大連海事大學(xué) 輪機(jī)工程學(xué)院，遼寧 大連 116026； 2.中國(guó)航發(fā)上海商用發(fā)動(dòng)機(jī)制造有限責(zé)任公司， 上海 201306； 3.大連理工大學(xué) 航空航天學(xué)院，遼寧 大連 116024)

航空動(dòng)力裝置作為航空工業(yè)的核心件，其穩(wěn)定、高效的工作性能顯得尤為重要。壓氣機(jī)是航空動(dòng)力裝置的重要組成部件，不斷地向高效率、高壓比、高負(fù)荷的方向高速發(fā)展。如何提高單級(jí)壓氣機(jī)的效率及壓比一直是國(guó)內(nèi)外學(xué)者們最重視的問(wèn)題之一。壓氣機(jī)中流動(dòng)氣體的黏性使其在高雷諾數(shù)的情況下產(chǎn)生附于壁面表面的附面層，并在壓氣機(jī)內(nèi)部強(qiáng)逆壓梯度的作用下發(fā)生流動(dòng)分離。研究證明合理有效的附面層分離控制可以明顯提高壓氣機(jī)的流動(dòng)性能。Kerrebrock等[1]提出了吸附式壓氣機(jī)的概念，通過(guò)吸除劣性影響的低能流體團(tuán)，減少或消除附面層分離使壓氣機(jī)單級(jí)壓比或效率增加。此后，附面層抽吸技術(shù)引起研究者的廣泛關(guān)注。

隨著超、跨聲速壓氣機(jī)的出現(xiàn)，壓氣機(jī)內(nèi)部流動(dòng)狀況因存在的激波愈加惡化?？缏曀賶簹鈾C(jī)中流道內(nèi)部存在激波，激波前后流道存在著較強(qiáng)的逆壓梯度，使得跨聲速壓氣機(jī)內(nèi)部發(fā)生強(qiáng)烈的二次流動(dòng)。對(duì)于壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子，壓、吸力面間壓力差使得氣流沿葉頂間隙泄漏流動(dòng)，與主流摻混作用后產(chǎn)生由葉頂前緣發(fā)起的間隙泄漏渦。葉頂間隙泄漏渦流經(jīng)流道中的激波處，在強(qiáng)逆壓梯度的影響下產(chǎn)生流動(dòng)紊亂的低能流體團(tuán)，使壓氣機(jī)流動(dòng)性能降低。當(dāng)壓氣機(jī)流量減小時(shí)，低能流體團(tuán)破裂將造成壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子失穩(wěn)[2-4]。針對(duì)跨聲速壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子流動(dòng)損失的特性。王如根等[5]針對(duì)跨聲速壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子詳細(xì)的分析了其內(nèi)部的流動(dòng)狀態(tài)及流動(dòng)損失的原因，發(fā)現(xiàn)葉頂泄漏渦的流動(dòng)對(duì)壓氣機(jī)整體性能的影響較大，楊薇[6]采用遺傳算子及退火算法對(duì)ROTOR 37轉(zhuǎn)子進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)，效果很理想。目前對(duì)于壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子的性能改善方法主要是基于機(jī)匣處理的改型方案；王掩剛等[7-8]對(duì)轉(zhuǎn)子葉表及機(jī)匣進(jìn)行了附面層抽吸處理，發(fā)現(xiàn)在近失速工況下，兩種抽吸方案均使效率及壓比有所提高，若兩種抽吸方法結(jié)合，可使壓氣機(jī)內(nèi)部流動(dòng)失穩(wěn)得到一定的控制，在一定程度上可以提高壓氣機(jī)的穩(wěn)定裕度。20世紀(jì)60年代末，機(jī)匣處理被Hartmaan等[9]研究人員 “意外”在實(shí)驗(yàn)中發(fā)現(xiàn)。早期的機(jī)匣處理主要分槽式及縫式兩大類。研究證明，周向槽機(jī)匣處理能夠在較小降低或不降低壓氣機(jī)效率的前提下提高壓氣機(jī)的穩(wěn)定工作裕度，縫機(jī)匣處理可以更大程度的提高壓氣機(jī)工作裕度，但效率降低明顯[10-11]。近年來(lái)研究者們通過(guò)改變機(jī)匣形式或通過(guò)將機(jī)匣處理與抽吸、射流等主動(dòng)控制技術(shù)相結(jié)合等方法，研究不同形式的機(jī)匣處理對(duì)壓氣機(jī)流動(dòng)特性的影響。胡家國(guó)等[12]針對(duì)跨聲速壓氣機(jī)提出一種葉尖開(kāi)槽射流的擴(kuò)穩(wěn)策略，最佳方案可使壓氣機(jī)穩(wěn)定工作裕度提高 2.33%～4.53%。盧新根等[13]設(shè)計(jì)了一種半圓形機(jī)匣槽，使用該新型機(jī)匣處理結(jié)構(gòu)可以在不降低壓氣機(jī)設(shè)計(jì)點(diǎn)效率的前提下有效地提高壓氣機(jī)的失速裕度。目前對(duì)于機(jī)匣處理的研究主要針對(duì)其對(duì)轉(zhuǎn)子流動(dòng)被動(dòng)影響分析，而機(jī)匣處理與抽吸的結(jié)合研究?jī)?nèi)容研究較少，本文主要研究機(jī)匣周向抽吸槽位置對(duì)跨聲速壓氣機(jī)性能的影響，探究以機(jī)匣處理為基礎(chǔ)的抽吸改型對(duì)跨聲速壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子內(nèi)部流動(dòng)的影響。

1 研究對(duì)象及數(shù)值模擬方法介紹

本文以某改型軸流式跨聲速壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子為研究對(duì)象，原型壓氣機(jī)由一列動(dòng)葉和一列靜葉組成，其參數(shù)見(jiàn)表1。為深入研究跨聲速壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子內(nèi)部流動(dòng)狀態(tài)及失速原因，采用壓氣機(jī)單轉(zhuǎn)子做數(shù)值模擬研究，同時(shí)針對(duì)單轉(zhuǎn)子做機(jī)匣處理改型，探究機(jī)匣槽抽吸處理對(duì)其性能的影響。

表1 壓氣機(jī)主要參數(shù)Table 1 Main parameters of the compressor

數(shù)值模擬工作采用商業(yè)CFD軟件Ansys CFX展開(kāi)。圖1為原型及改型網(wǎng)格分布， 方案1、方案2、方案3、方案4分別表示具有不同軸向位置機(jī)匣抽吸槽改型方案。原設(shè)計(jì)方案中共六種不同位置的抽吸槽，沿葉片前緣分布至尾緣，但其中靠近尾緣的兩種抽吸槽不能達(dá)到處理要求，因此這里不再討論。原型及改型主流道由TurboGrid生成HOH全局結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，近壁面網(wǎng)格加密以提高計(jì)算精度。模型采用k-ε湍流模型，y+值為20≤y+≤100,網(wǎng)格數(shù)約為100萬(wàn)。原型單轉(zhuǎn)子壓氣機(jī)當(dāng)背壓為120 500 Pa時(shí)效率達(dá)到最高值，背壓提高到128 950 Pa時(shí)，壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子達(dá)到近失速工況，整個(gè)模型給定進(jìn)口總溫、總壓分別為288.15 K、101 325 Pa。為探究機(jī)匣抽吸槽對(duì)單轉(zhuǎn)子壓氣機(jī)性能的影響，本文主要針對(duì)原型近失速工況背壓條件對(duì)改型與原型進(jìn)行對(duì)比分析。經(jīng)數(shù)值模擬計(jì)算，選擇四個(gè)位置抽吸槽做詳細(xì)分析。方案1、方案2、方案3、方案4抽吸槽寬2 mm(葉頂弦長(zhǎng)的10%)，槽深為槽寬的3倍，四種抽吸槽均為整周分布；方案1、方案2、方案3、方案4軸向分布為葉頂弦長(zhǎng)的15%、30%、45%、60%處(見(jiàn)圖1)。文中，方案1、方案2、方案3、方案4均表示添加相應(yīng)周向槽后的改型壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子。

圖1 原型及改型網(wǎng)格示意圖Fig.1 Schematic diagrams of calculation mesh

2 數(shù)值模擬方法的校核

本文采用實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)完整的Rotor37[14]來(lái)驗(yàn)證ANSYS CFX計(jì)算方法的準(zhǔn)確性。

圖2為Rotor37轉(zhuǎn)子98%流量下節(jié)距平均的等熵效率和總壓比沿徑向分布的數(shù)值計(jì)算結(jié)果(SIM)與實(shí)驗(yàn)結(jié)果(EXP)的對(duì)比。通過(guò)比較實(shí)驗(yàn)與數(shù)值模擬結(jié)果可以看出在整體變化趨勢(shì)上結(jié)果的走勢(shì)基本相吻合。壓比與效率在葉尖處結(jié)果稍有不同，這應(yīng)該是間隙計(jì)算誤差造成的。圖3為Rotor37 98%阻塞流量工況30%葉高截面相對(duì)馬赫數(shù)等值線對(duì)比圖。在截面上數(shù)值模擬計(jì)算得到的馬赫數(shù)的分布規(guī)律與實(shí)驗(yàn)基本相同。激波位置及其前后馬赫數(shù)分布規(guī)律也基本相近。

圖2 Rotor37堵塞流量下效率及壓比結(jié)局平均沿葉高分布Fig.2 The radial distribution of pitch average efficiency and pressure ratio at choke condition for Rotor37

圖3 Rotor37 98%阻塞流量工況30%葉高截面相對(duì)馬赫數(shù)等值線對(duì)比Fig.3 Contour contrast for mash number on 70% blade height′s section on the condition of 98% choke flow rate for Rotor37

通過(guò)上述利用Rotor37實(shí)驗(yàn)結(jié)果對(duì)數(shù)值模擬方法的校核，可以認(rèn)為本文所采用的數(shù)值模擬方法具有可靠性。

3 數(shù)值結(jié)果處理及分析

3.1 總性能對(duì)比分析

圖4給出了四個(gè)位置機(jī)匣抽吸槽在背壓為101 325 Pa時(shí)效率及壓比增量折線圖。

壓比提高幅度沒(méi)有效率大，增量最高的是方案2槽，相對(duì)原型壓比增加1.5%。方案1機(jī)匣槽對(duì)單轉(zhuǎn)子壓氣機(jī)壓比的提升與方案2相近，增量為1.25%。方案3、方案4機(jī)匣槽抽吸處理后壓比增量為0.95%、0.4%。在背壓相同的條件下，經(jīng)四個(gè)不同位置的機(jī)匣槽抽吸處理后效率及壓比都有不同程度的提升，表明主流流動(dòng)狀態(tài)得到改善，可見(jiàn)機(jī)匣槽抽吸處理可以提升單轉(zhuǎn)子壓氣機(jī)流動(dòng)特性及性能。

圖4 效率及壓比增量曲線Fig.4 Efficiency and pressure ratio increment

3.2 流面總壓比變化規(guī)律

圖5為四個(gè)不同位置截距平均相對(duì)總壓比沿葉高分布曲線，四個(gè)位置依次是進(jìn)口到出口的48%、49.5%、51%、52.5%，即四個(gè)抽吸槽的位置。圖5(a)中超過(guò)40%相對(duì)葉高的展向位置，四個(gè)位置的機(jī)匣抽吸槽對(duì)相對(duì)壓比均有一定提升。在超過(guò)40%相對(duì)葉高后原型壓比總體呈逐漸降低的趨勢(shì)，在葉高約80%處有小幅度增加，在90%以上受壁面附面層及葉頂泄漏流的影響壓比大幅度降低。經(jīng)不同位置機(jī)匣槽抽吸處理后，壓比沿徑向變化相比原型單轉(zhuǎn)子更加穩(wěn)定。在40%相對(duì)葉高以上，改型壓比沒(méi)有立即發(fā)生降低，到葉高90%之間所有改型壓比未發(fā)生較大的變化。葉高90%以上所有改型壓比大幅度減低，變化趨勢(shì)與原型相同。在圖5(b)、(c)、(d)中原型和改型轉(zhuǎn)子發(fā)動(dòng)機(jī)截距平均壓比發(fā)展規(guī)律與上面論述基本相同，但隨著計(jì)算面不斷向出口方向移動(dòng)，葉片上端壓比大幅度降低區(qū)域不斷擴(kuò)大，在圖5 (d)中這一區(qū)域占據(jù)葉片上端約20%的部分?？梢?jiàn)，轉(zhuǎn)子壓氣機(jī)葉片頂端損失區(qū)域由葉片前緣開(kāi)始并且在流動(dòng)過(guò)程中不斷的向著徑向發(fā)展。觀察不同位置四種改型壓比分布曲線可以看出：方案4在各個(gè)位置對(duì)壓比的改善效果相對(duì)最差，而方案2、方案3對(duì)壓比的改善最為明顯。

圖5 平均相對(duì)壓比沿葉高分布曲線Fig.5 Average intercept distribution curves of total pressure ratio along blade height

圖6為尾緣35%弦長(zhǎng)處S3截面相對(duì)總壓比云圖。根據(jù)圖中相對(duì)壓比的分布可以看出：原型中主要低壓區(qū)呈‘T’形，分別為上端近壁面處低能流體團(tuán)及葉表分離在流道中流動(dòng)發(fā)展后造成的損失區(qū)。經(jīng)四種不同位置機(jī)匣槽抽吸處理后，尾跡損失中近上端壁損失區(qū)明顯減小，方案3相對(duì)總壓云圖中近上端壁面高損失區(qū)域被完全消除轉(zhuǎn)變?yōu)榈蛽p失區(qū)域。方案1、方案2上端流道高損區(qū)大大減小且未與上端壁接觸，方案4抽吸位置離尾緣較近，在低能流體團(tuán)橫向、縱向發(fā)展后進(jìn)行抽吸只能吸除部分低能流體所以對(duì)葉頂流道改善效果不佳，尾跡中上端壁高損區(qū)被小幅削減。葉表分離造成的尾跡損失變化不大，但改型低壓區(qū)均有小幅降低。

圖6 尾緣35%弦長(zhǎng)處S3截面相對(duì)總壓比云圖Fig.6 Contour of total pressure on S3 section 35% chord away from the trailing edge

3.3 上端壁流道流動(dòng)分析

圖7給出上端流道S3截面馬赫數(shù)云圖及葉頂泄漏渦流線。在原型流道中，葉片前緣發(fā)起一道脫體激波，強(qiáng)度較大。葉頂泄漏流與主流摻混后由葉片前緣形成間隙泄漏渦，泄漏渦流經(jīng)激波面后在強(qiáng)逆壓梯度的作用下泄漏渦發(fā)生破裂后在葉頂流道形成尺度較大的低能、低速、高損失區(qū)域。葉頂中后段間隙泄漏流受該低速區(qū)影響橫向流動(dòng)發(fā)生二次泄漏，增加了流動(dòng)損失。采用不同位置周向機(jī)匣槽抽吸處理后，激波結(jié)構(gòu)得到改善，由強(qiáng)度較大的脫體激波變?yōu)閺?qiáng)度較低的斜激波或正激波(方案4)。葉頂流道流動(dòng)狀態(tài)均得到不同程度的改善，遏制了泄漏流的二次泄漏。方案1位于上端壁近前緣處，經(jīng)機(jī)匣槽抽吸后間隙泄漏渦的尺度被大大削弱，槽后泄漏流與主流摻混后形成小幅度泄漏渦。泄漏渦在激波后產(chǎn)生一個(gè)低損區(qū)域，在隨主流流動(dòng)過(guò)程中逐漸耗散。方案2、方案3覆蓋低能流體主要區(qū)域，可直接抽吸低能流體。泄漏渦流經(jīng)抽吸槽后強(qiáng)度被大大削弱，與斜激波相互作用后沒(méi)有發(fā)生破裂。上端流道流動(dòng)狀態(tài)得到改善，主流與削弱的泄漏渦摻混使泄漏渦在流體的黏性作用下逐漸耗散。方案4在低能流體區(qū)域后端，上端流道流動(dòng)有一定改善。由于抽吸位置靠后，激波結(jié)構(gòu)受其影響不如其他幾個(gè)抽吸槽明顯，由脫體激波變?yōu)閺?qiáng)度相對(duì)較大的正激波。方案4抽吸槽對(duì)前緣泄漏流強(qiáng)度影響微弱，葉頂前緣發(fā)起的間隙泄漏渦尺度依然較大，受到正激波較強(qiáng)逆壓梯度的影響發(fā)生小幅度破裂形成小尺度低能流體團(tuán)。在流動(dòng)過(guò)程低能流體向軸向、徑向發(fā)展，抽吸槽吸除部分低能流體，但不能完全抑制其發(fā)展，因此在3.2節(jié)中方案4上端壁依然存在很大的尾跡損失。

圖7 S3截面馬赫數(shù)云圖及葉頂泄漏渦流線Fig.7 Contour of much number on S3 section and streamlines of tip leakage vortex

3.4 葉表極限流線及靜壓變化

圖8為吸力面極限流線及靜壓系數(shù)云圖

Cps=(Ps-Psin)/(Pin*-Psin)

原型轉(zhuǎn)子壓氣機(jī)中葉片50%弦長(zhǎng)處的葉表存在激波，氣流通過(guò)激波時(shí)受強(qiáng)逆壓梯度的影響發(fā)生附面層分離。分離的附面層流體在轉(zhuǎn)子流道離心力的作用下產(chǎn)生徑向渦。葉片上端流道間隙泄漏渦破裂產(chǎn)生低能流體團(tuán)并向徑向發(fā)展，在與徑向渦相互作用后損失區(qū)域擴(kuò)張覆蓋整個(gè)上端流道。葉表近下端壁流體受離心力作用使其在徑向流動(dòng)抬升，流出尾緣后形成尾緣脫落渦，因此圖6中部存在小幅度損失區(qū)域(見(jiàn)圖6 (a))。經(jīng)機(jī)匣周向槽抽吸處理上端流道流動(dòng)得到改善，低能流體被削弱。徑向渦不受上端流道低能流道影響則向葉頂發(fā)展，在流體的黏性作用下逐漸耗散流出尾緣，在流道中形成低損區(qū)域(圖6(b)、(c)、(d))。對(duì)比四個(gè)位置機(jī)匣抽吸槽可以看出，若槽的位置距離前緣越近則使間隙泄漏渦強(qiáng)度降低，對(duì)徑向渦干涉效果降低使其向葉頂方向延伸程度更大。

圖8 吸力面極限流線靜壓系數(shù)云圖Fig.8 Limiting streamlines and static pressure coefficient of suction section

圖9給出80%、95%葉高處?kù)o壓系數(shù)對(duì)比圖。如圖可知，經(jīng)抽吸處理后激波位置向尾緣移動(dòng)且強(qiáng)度削弱，但尾緣葉頂靜壓由微弱提升。經(jīng)抽吸處理后，改型比原型葉片載荷分布更加均勻?？梢钥闯鰴C(jī)匣周向槽抽吸對(duì)單轉(zhuǎn)子壓氣機(jī)葉頂流道流動(dòng)改善效果十分明顯。

圖9 80%、95%型面Cps對(duì)比Fig.9 Contrast of Cps on 80%、95% height of blade surface Cps

4 結(jié)論

1)單轉(zhuǎn)子壓氣機(jī)葉頂泄漏渦、激波及徑向渦間相互干涉是造成其失速的主要誘因。近失速工況下葉頂泄漏渦經(jīng)過(guò)激波面受強(qiáng)逆壓梯度作用下發(fā)生破裂產(chǎn)生低速、低能的流體團(tuán)，其不斷向著周向及徑向發(fā)展與徑向渦摻混后擴(kuò)張并大幅度阻塞上端流道。

2)周向機(jī)匣槽抽吸處理可有效的改善葉頂流道流動(dòng)，減少流動(dòng)損失。四種不同位置的機(jī)匣槽雖然對(duì)轉(zhuǎn)子壓氣機(jī)流動(dòng)改善程度不同，但機(jī)理相同：吸除上端壁部分低能流體可削弱泄漏渦強(qiáng)度；改善激波結(jié)構(gòu)，流道內(nèi)大強(qiáng)度的脫體激波變?yōu)閺?qiáng)度相對(duì)較低的正激波或低強(qiáng)度的斜激波。徑向渦向葉頂發(fā)展，葉中尾緣脫落渦因此強(qiáng)度降低，但徑向渦在葉頂區(qū)域流動(dòng)耗散過(guò)程中形成新的低損區(qū)域。

3)機(jī)匣槽位置分布對(duì)抽吸結(jié)果影響明顯。方案2、方案3位于原型低能流體團(tuán)中部可直接吸除低能流體。方案1、方案2、方案3均可與激波面相交、因此對(duì)激波結(jié)構(gòu)改善比方案4明顯。方案1抽吸位置靠前對(duì)葉片后端泄漏流控制能力較弱，因此位于葉片中部的方案2、方案3的抽吸效果最佳。

[1] KERREBROK J L,REIJNEN D P, ZIMINSKY W S, et al. Aspirated compressors [R].ASME 97-G T-525, 1997.

[2] SUDER K L,CELESTINAM L. Experimental and computational investigation of the tip clearance flow in a transonic axial compressor rotor[J]. Journal of turbomachinery, 1996, 118 (2): 218-229.

[3] SEHLECHTRIEM S, STZERIEH M.Breakdown of tip leakage vortices in compressors at flow conditions close to stall[C]//ASME Paper, GT-97-41, 1997.

[4] 盧新根,楚武利,朱俊強(qiáng)，等.軸流壓氣機(jī)機(jī)匣處理研究進(jìn)展及評(píng)述[J].力學(xué)進(jìn)展, 2006, 25(5): 222-232.

LU Xinggen, CHU Wuli, ZHU Junqiang，et al. Research progress and comments on the treatment of axial compressor csing[J]. Advances in mechanics, 2006, 25 (5): 222-232.

[5] 王如根,胡家國(guó),余超,等.跨聲速壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子的二次流旋渦結(jié)構(gòu)[J].推進(jìn)技術(shù), 2015, 4: 504-512.

WANG Rugen, HU Jiaguo, YU Chao, et al. Research on secondary flow vortex structure in transonic compressor rotor[J]. Journal of propulsion technology, 2015, 36(4): 504-512.

[6] 柳薇. 跨聲速壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子流場(chǎng)數(shù)值模擬及優(yōu)化設(shè)計(jì)研究[D]. 哈爾濱: 哈爾濱工業(yè)大學(xué), 2007.

LIU Wei. Numerical simulation and optimization design investigation of the flow field for transonic compressor rotor[D]. Harbin: Harbin Institute of Technology, 2007.

[7] 王掩剛,牛楠,任思源,等. 跨音速壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子葉表和端壁抽吸對(duì)比研究[J]. 工程熱物理學(xué)報(bào),2011(11): 1843-1846.

WANG Yangang, NIU Nan, REN Siyuan, et al. Comparative study on transonic compressor rotor blade surface and end wall suction[J]. Journal of engineering thermophysics, 2011(11): 1843-1846.

[8] 王掩剛,任思源,國(guó)睿,等. 組合抽吸對(duì)跨音速壓氣機(jī)穩(wěn)定性影響分析[J]. 航空工程進(jìn)展, 2012 (8): 228-236.

WANG Yangang, REN Siyuan, GUO Rui, et al. Analysis on effect of combined boundary layer suction for transonic compesser stability[J].Advances in aeronautical science and engineering, 2012 (8): 228-236.

[9] HARTMANN M J,BENSER W A,HAUSER C H.Fan and compressor technology[R].NASA SP-259, 1970.

[10] BAILY E E. Effects of grooved casing treatment on the flow range capability of a single stage axial-flow compressor[R].NASA TM X-2459, 1972.

[11] 張皓光,楚武利,吳艷輝,等.軸向傾斜縫機(jī)匣處理影響壓氣機(jī)性能的機(jī)理[J].推進(jìn)技術(shù), 2010, 31(5): 555-561.

ZHANG Haoguang, CHU Wuli, WU Yanhui, et al. The mechanism of axial inclined slot casing treatment on compressor performance[J]. Journal of propulsion technology, 2010, 31(5): 555-561.

[12] 胡加國(guó),王如根,李坤,等.跨聲速壓氣機(jī)葉尖開(kāi)槽射流擴(kuò)穩(wěn)策略探究[J].推進(jìn)技術(shù), 2014, 35(11): 1475-1481.

HU Jiaguo, WANG Rugen, LI Kun, et al. Investigation on slot jetting flow method and mechanism of transonic compressor[J]. Journal of propulsion technology, 2014, 35(11): 1475-481.

[13] 盧新根,楚武利,張燕峰.跨音速壓氣機(jī)間隙流與處理機(jī)匣相互作用分析[J].西安交通大學(xué)學(xué)報(bào), 2006, 40(11): 1357-1364.

LU Xingen, CHU Wuli, ZHANG Yanfeng. Numerical investigation of interaction between casing treatment and tip leakage flow in a transonic compressor rotor[J]. Journal of Xi′an Jiaotong University, 2006,40 (11): 1357-1364.

[14] REID L, MOORE R D. Design and overall performance of four highly loaded, high-speed inlet stages for an advanced high-pressure-ratio core compressor [R]. NASA-TP-1337, 197.

本文引用格式：

陸華偉， 韓興偉， 郭爽， 等. 周向抽吸槽位置對(duì)跨聲速壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子氣動(dòng)性能的影響[J]. 哈爾濱工程大學(xué)學(xué)報(bào)， 2017， 38(12): 1877-1883.

LU Huawei, HAN Xingwei, GUO Shuang, et al. Numerical simulation of aerodynamic performance of transonic compressor rotor with circumferential slot boundary layer suction at different locations[J]. Journal of Harbin Engineering University， 2017， 38(12): 1877-1883.