航空发动机高空巡航飞行时，压气机部件进口雷诺数（Re）迅速降低，导致叶片表面层流区迅速扩展。随着叶片负荷不断提高，压气机叶片表面极易发生层流分离，随后触发转捩。大量研究结果表明，低Re下压气机叶片表面层流分离及转捩过程会造成叶型损失急剧增大，严重制约了压缩系统效率和稳定裕度提升，同时也会恶化发动机部件匹配特性。 

　　为了进一步提升高空低Re下压气机气动性能，工程热物理所研究人员采用高精度大涡模拟（LES）数值计算和精细化实验测量手段，研究了低Re下高负荷压气机叶片边界层分离、转捩流动及损失机理。针对某典型高负荷压气机叶片，分析了不同Re下分离剪切层内部复杂涡系结构的时空演化过程，建立了涡动力学过程与湍流脉动水平之间的关联（图1）；基于变形功的概念，量化了粘性耗散和湍流耗散对损失的影响，阐释了分离剪切层转捩过程损失机理；发展了一套高精度的叶型参数化方法，获得了一系列具有不同负荷水平和负荷分布的压气机叶型，明晰了负荷分布对分离剪切层转捩过程的调控机理，归纳总结了适用于低Re流动条件的压气机叶型设计方法（图2）。 

　　在上述工作基础上，研究人员尝试利用真实粗糙度和壁面换热对低Re下高负荷压气机叶片边界层分离、转捩过程进行调控。发展了一种考虑真实压气机叶片粗糙度的三维通用几何参数化建模方法，详细对比分析了不同粗糙度大小和分布下分离泡形态、湍流脉动水平和叶型损失大小，揭示了真实粗糙度下叶片近壁区域流向条带生成及失稳机制（图3）；阐明了流向条带与展向涡的非定常干涉过程，澄清了真实粗糙度对压气机叶片分离剪切层转捩过程的调控机理（图4）。进一步将非绝热壁面假设引入到高负荷压气机叶片边界层转捩调控中，对比了不同壁面换热条件下涡系结构时空演化过程及对应的湍流脉动（损失）水平（图5），明晰了壁面换热对转捩过程的双重调控机制。研究结果表明，上述两种方法均能有效调控压气机叶片边界层分离、转捩过程，有效提升高空低Re下压气机叶片的气动特性。 

　　以上研究得到航空发动机及燃气轮机国家科技重大专项基础研究（2017-II-0010-0024）和国家自然科学基金重点项目（51836008）支持。研究成果在Physics of Fluids，Aerospace science and Technology和Chinese Journal of Aeronautics等本领域权威期刊上发表。论文“不同雷诺数条件下粗糙度对高亚音速压气机叶型边界层调控机制研究”获2019年中国工程热物理学会热机气动热力学和流体机械学术会议“最佳论文奖”；论文“Large eddy simulation of the separated flow transition on the suction surface of a high subsonic compressor airfoil”被选为Physics of Fluids 期刊Editor's Pick（代表特定领域内具有高科学价值的工作）。 

　　      (a) 展向涡瞬态结构                  （b）近壁面流体“上喷-下扫” 

　　图 1 转捩过程中复杂涡系时空演化过程 

　　图 2 不同压力梯度分布下损失对比