高负荷一直是航空发动机压缩系统设计中所追求的目标,因此探索如何控制高负荷所导致的大尺度流动分离已经成为叶轮机械气体动力学研究中的重要课题。将叶片弯曲技术与端壁射流式旋涡发生器技术相结合的方法,可为高负荷叶栅在实际压气机设计中的应用提供一条极具潜力的途径。本文通过数值模拟手段研究了大折转角有/无端壁射流式旋涡发生器的弯曲扩压叶栅内的流场结构,射流激励方式分为稳态激励和脉冲激励两种。首先,在零冲角和参考附面层(入口总压沿径向均匀分布)的来流条件下,采用基于遗传算法的优化设计手段得出了端壁稳态射流分别在正、反弯叶栅当中取得最佳控制效果时所对应的射流参数,结果表明,端壁稳态射流主要通过以下三种方式来改善弯曲叶栅内的流场:第一,为壁面附近低能流体注入动量;第二,在流道内靠近吸力面一侧产生一个流向旋涡,该旋涡在叶栅端壁上产生一条分离线,阻挡了端壁上横向迁移的低能流体到达吸力面,从源头上抑制了压气机叶栅内三维流动分离的产生;第三,该流向旋涡与通道涡具有相反的旋向,因而对于通道涡的强度有一定的削弱作用。其中,正弯叶栅吸力面上的流动分离现象几乎消失,反弯叶栅角区内的流动分离范围也得到有效减小,其总损失最大降低程度分别为2.7%和9.1%。在此基础上,又分析了变来流冲角以及变来流附面层分布条件下,端壁稳态射流在弯曲叶栅内的作用效果。研究结果表明,随着来流冲角或来流附面层厚度的增加,总体来说,叶栅内流动分离程度增加,因而为稳态射流改善叶栅内流场提供了更大的空间,射流所引起的损失降低程度也是增加的,并且不同来流条件下射流对于叶栅内流场的改善机理与零冲角下类似。负冲角工况下,由于弯曲叶栅内的流动分离程度较小,因此,射流对于流场的改善效果有限,正弯叶栅中由于射流所产生的掺混损失过大,导致总损失增加了1%,反弯叶栅内总损失也仅降低了2.9%。正冲角工况下,在正弯叶栅当中,射流作用之后,叶栅吸力面上的流动分离均得到有效抑制,损失降低程度随冲角的增加而增加,其中,在+10°冲角下,损失降低程度最大,为9.27%。对于反弯叶栅,随着冲角从-5°增加到+7°,射流所引起的损失降低程度逐渐增加,最大降低程度达到了19.75%;在+10°冲角下,由于角区内流动分离范围太大以至几乎贯穿于整个叶高,因此端壁射流很难再发挥出正效果,导致损失增加了1.37%。随着来流附面层厚度或附面层内速度亏损程度的增加,射流在正弯叶栅内所引起的损失降低程度增加,最大降低值为8%。在反弯叶栅当中,相对于参考来流附面层条件下,附面层厚度增加后,射流所引起的损失降低程度由9.1%增加到12.5%,在此基础上,进一步增厚附面层或增加附面层内的速度亏损程度,损失降低程度几乎保持不变,这意味着在本文所给定的射流参数下,端壁射流在反弯叶栅内的作用效果已经达到极限。同时,为了更清晰地诠释弯曲叶片和稳态射流技术相结合的流动控制机理,在本文中引入了拓扑理论对叶栅内的流场进行分析,结果表明流动控制技术可将压气机叶栅吸力面及端壁上的鞍点-螺旋点型分离结构转化为鞍点-结点型分离,或转化为正常点-结点型分离,这两种拓扑结构均能够抑制扩压叶栅内大尺度分离或旋涡的产生,从而降低叶栅内的损失,这也是弯曲叶片和稳态射流技术相结合能够有效控制扩压叶栅吸力面上集中脱落涡形成的最本质原因。最后,分别在0°和+7°冲角下,讨论了端壁脉冲射流在正、反弯叶栅内的作用效果及机理。结果表明在文中所给出的激励射流条件下,无论是在0°还是+7°冲角下,脉冲射流在正、反弯叶栅内均可以引起时均总损失的降低。其作用机理与稳态射流相似,主要也是通过在流场内产生流向旋涡以及为边界层注入动量来改善叶栅内的流场,但是脉冲射流产生了一对旋向相反的流向旋涡。其中,正弯叶栅内通道涡的发展得到有效抑制;在反弯叶栅当中,集中脱落涡的强度和尺寸均得到有效降低。