中文摘要：

目前用于航空发动机的对转涡轮只在某两级间的一个交界面上构成对转，最多只减少一排静叶，整机重量的降低仍有潜力可挖。本项目在全面分析文献的基础上，针对当前对转涡轮面临的问题，提出了一种悬垂动叶的新结构以及使用该结构的对转涡轮系列，使两级对转涡轮内轴的做功能力得以增大、多级(两级以上)涡轮的静叶排数可以明显减少，对发动机耗油率的降低和推重比的提高具有积极意义。针对新结构引起的新问题，本项目从多级对转涡轮的典型结构及其衍生系列出发，针对其内部流场，特别是端区流场，利用三维数值模拟方法展开气动热力机理研究，建立流动损失的动力学模型和流场结构的优化方法；基于对流场特性的认识，获得多级对转涡轮总体方案气动热力参数最优化设计方法，探索多级对转涡轮准三维、三维气动设计优化准则及变工况特性相似准则数。本项目的研究结果将为多级对转涡轮提供理论基础和设计方法，促进发动机性能的提高。

结论摘要：

目前应用于航空发动机的对转涡轮只在一个交界面对转，最多只减少一排导叶。多级无导叶对转涡轮具有多个对转交界面，可省去多排导叶，是提高发动机推重比的一个新途径。针对新结构引起的新问题，本项目首先从多级对转涡轮的典型结构及其衍生系列出发，建立总体方案气动热力参数设计方法，解决了气动与结构的耦合设计问题。所设计的4*1/2对转涡轮以应用与功率等级为2MW的涡轴发动机为目标，仅包含4排相互对转的动叶而不包含任何导叶，实现了压比10.2,效率91.5%的气动性能，且变工况性能良好。该涡轮的动叶没有导叶产生进口预旋，叶片通道不易产生较大折转，提高级载荷需要实现较大的出口相对马赫数，因此在高负荷要求下各级动叶均为跨音速设计，出口相对马赫数在1.2-1.3左右。针对悬垂叶片需要耐受较高离心应力的问题，本项目提出了一种后掠锥形悬垂叶片，可以兼顾叶片的气动与强度性能，实现悬垂叶片的整体叶盘结构，降低了涡轮的结构复杂程度和重量。其次，在此基础上，本项目利用数值方法分析了多级无导叶对转涡轮在高负荷的前提下能够实现较高效率的原因，具体包括（1）导叶取消后较少的叶片排数减少了叶表粘性损失；（2）设计了折转和出口气流角都比较小的涡轮级，降低了二次流损失和尾迹堵塞度；（3）旋转外端壁对悬垂叶片起到了叶冠的作用，消除了间隙间隙泄漏损失。最后，本项目进一步揭示了该涡轮特有的内部流动问题。4*1/2对转涡轮第三级端壁与叶片的反向转动使该级间隙泄漏流受到反向剪切阻力、流量减小，但该反向转动与上端壁通道涡方向一致，使通道涡强度增加。该增强的通道涡虽然进一步抑制了泄漏流的产生，并使泄漏涡涡核贴近吸力面向下侧发展，但该级的总效率仍受此增强的通道涡影响而有所降低。针对4*1/2对转涡轮第二级高负荷（载荷系数2.9）涡轮叶片中存在较强的激波问题，本项目提出了一种吸力面无遮盖段上存在负曲率的渐缩流道跨音速涡轮二维新叶型，削弱了尾缘内伸激波反射波和尾缘外伸激波叠加而产生的激波损失。本项目为多级对转涡轮提供理论基础和设计方法，对研制高效率、低成本和长寿命的多级无导叶对转涡轮具有积极意义，本项目的研究结果将促进航空发动机推重比的提高。