中文摘要：

本项目在接近航空发动机运转工况的跨音速条件下对高压透平级动叶叶尖泄漏流进行实验研究。把高速风洞实验、理论分析与高精度高分辨率数值模拟紧密结合，着重研究跨音速下叶尖泄漏流特有的物理现象，如叶顶激波强度 ，位置，激波与边界层相互作用机理，流体分离与再附等。在此基础上，对跨音速泄漏流下游流场进行详细测量，通过与低速下实验结果的对比，进一步了解泄漏流的跨音速特性对动叶气动性能和泄漏涡等的影响。研究中还将使用高分辨率的红外摄像技术，通过瞬态热传导原理来获得叶尖表面传热系数及绝热温度。气动传热实验中将采用多种跨音速下的先进测试手段，所获得的实验数据将为高压透平动叶叶尖设计提供有效的理论依据，为当前的数值模拟能力做出最直接有效的评估和校验。

结论摘要：

高压涡轮叶尖为航空发动机最易损毁部位之一，其有效设计影响整机效率及寿命。本项目在接近航空发动机运转工况的跨音速条件下，对高压涡轮动叶叶尖泄漏流进行了实验研究及数值模拟。实验工作依托于上海交通大学密西根学院暂冲式跨音速风洞。通过高速平面叶栅实验台，对跨音条件下瞬态传热实验技术、高分辨率的红外摄像技术、数据分析方法作了深入探究。传热实验中获得了低速及跨音流场下两种叶型的详细叶尖传热云图及表面传热系数分布。实验结果表明，跨音传热规律与低速结果有本质区别，激波对传热影响显著。其他的实验研究包括对叶尖表面流动拓扑结构进行了油流显示实验研究，成功捕捉到了流体分离及激波位置；通过多孔探针扫描完成了叶尖泄漏流气动损失测试。结合实验结果，涡轮叶尖气热特性数值模拟得到了有效验证。数值模拟工作分别对高低速下、叶片载荷分布变化下的叶尖泄漏流动气热特性做了深入探究。针对平叶尖、 凹槽叶尖进行了气热特性数值模拟研究。详细分析了高速下凹槽叶尖泄漏流场结构和气动损失分布。研究还发现，机匣相对运动对涡轮叶尖流场结构影响很大，改变了泄漏流动结构及损失分布。流场结构的改变势必会对叶片传热分布产生影响，因而在后续研究中需要考虑机匣旋转效应的影响。另外，本研究工作中发展了一种可用于高效准确处理瞬态传热试验数据的新边角导热修正法。此修正法通过分析边角二维导热效应，修正后绝大部分表面传热系数误差小于10%；新提出的方法快速、可靠、无需复杂CFD计算分析、节省实验投入，具有很好的推广性。