随着现代航空发动机性能的不断提高,作为发动机主要部件之一的压气机也向着总压比上升、级数减少、重量降低的方向发展,并且叶片负荷不断增大,叶栅流道中更易发生大范围的流动分离,如何控制和减弱栅内的流动分离成为改善压气机性能的重要研究方向。射流式旋涡发生器属于主动流动控制方法,通过一小股射流与主流的相互作用产生旋涡,对流场产生影响,具有结构简单、灵活性好的优点。将射流式旋涡发生器应用于扩压叶栅内的流动分离控制具有很大的潜力和重要意义。本文基于某一具有NACA65叶型、50°折转角的扩压叶栅,研究了位于叶栅前缘端壁上的射流式旋涡发生器对栅内流动分离的控制效果。把射流式旋涡发生器设计在叶栅前缘,可以从栅内二次流形成的初始阶段开始就对它的发展施加影响,而且采用端壁射流也将避免在叶片上开孔或缝,以保持叶片的完整性、降低其制造难度。首先对端壁射流式旋涡发生器开展了理论研究,将其简化为倾斜横向射流问题,建立了一个数学分析模型来预测不同射流条件下反向旋转涡对中较大涡(下文称为流向涡)的运动轨迹和强度变化。在理论研究的基础上,数值研究了不同来流攻角条件下,端壁射流参数对栅内流动分离控制效果的影响规律,并分析了扩压叶栅的气动性能和流场。对端壁射流式旋涡发生器的理论研究结果表明,与垂直横向射流的情况类似,在垂直于流向的横截面上,倾斜横向射流产生的流向涡的移动距离和环量大小仅取决于射流初始冲量在横截面上的分量。建立的数学分析模型显示,流向涡的移动距离和环量分别与下游距离的1/3次方和-1/3次方成正比,与射速比(射流速度与来流速度的比值)的2/3次方和4/3次方成正比,随着射流前向倾角(射流与其在壁面投影的夹角)的增大,二者随之增大,随着射流侧向倾角(射流在壁面的投影与来流的夹角)的增大,二者表现为先增大后减小的趋势,在侧向倾角为90°时达到峰值。对比以往文献中的实验数据,结果表明,本分析模型较好地预测了不同射流条件下流向涡的移动轨迹和环量变化趋势。将端壁射流式旋涡发生器应用于扩压叶栅内的流动分离控制,在设计零攻角条件下改变射流的位置、角度和射速比进行了数值模拟研究。结果表明,端壁射流明显减弱甚至消除了角区内的流动分离,叶栅出口总压损失系数比原型叶栅最多降低了11.5%,25%叶高附近的气流折转角增大,叶栅的扩压能力提高。对叶栅流场分析的结果表明,不同射流条件下流向涡的移动距离和环量变化规律与理论分析模型得到的规律定性相符,间接证明了带有射流的扩压叶栅数值模拟结果的可靠性。端壁射流控制扩压叶栅内流动分离的作用原理为,射流与端壁附近流体的相互作用产生了流向涡,阻挡了端壁低动量流体向叶片吸力面的迁移,并将主流中的高动量流体卷入端壁边界层中,增加了角区中以及边界层中的流体动量,抵抗流动分离的能力得到提高。加入端壁射流也带来了一些副作用,即流向涡与端壁边界层中流体的相互作用使得流向涡强度减弱、快速耗散,最终表现为增大了10%叶高以下的总压损失。通过分析数值模拟结果,得出了能够有效减弱叶栅流动分离、降低出口总压损失系数的各个端壁射流参数的合理范围,以充分发挥流向涡的有利作用、削弱其不利影响。非设计攻角条件下的数值模拟结果显示,端壁射流式旋涡发生器仍然能够明显减弱扩压叶栅内的流动分离。来流-5°攻角条件下,带有端壁射流的扩压叶栅吸力面尾缘附近的流动分离完全消失,叶栅出口总压损失系数较原型叶栅最多降低了4.1%;+5°攻角条件下,栅内流动分离范围显著减小,但仍存在小部分回流,出口总压损失系数最多降低了17.3%。随着来流攻角的增大,叶片负荷逐渐增大,栅内流动分离区域的范围相应增大,合理增大射流的侧向倾角和射速比得到了较强流向涡(与理论分析模型得到的规律相符),能够有效改善栅内流动状况并降低流动分离引起的叶栅损失,而不同攻角条件下流向涡引起的附加损失绝对值变化不大,因此更显著地改善了叶栅的综合气动性能。在叶栅来流高亚声速条件下进行了数值模拟研究,对端壁射流式旋涡发生器在更高负荷的扩压叶栅中的作用效果进行了探讨。结果表明,与来流正攻角时的情况类似,提高射速比使得流向涡的强度增大,更好地改善了叶栅的气动性能,而强度过大的流向涡使得叶栅端壁附近的损失急剧上升,因此综合效果有所下降。针对不同的叶栅入口来流条件和内部流动情况,提出了选择端壁射流各个参数的依据和原则。