雷诺数对航空燃气涡轮流动及性能影响的研究进展_高丽敏大作业

雷诺数对航空燃气涡轮流动及性能影响的
研究进展
小明2014123456西北工业大学动力与能源学院
摘要随着航空发动机工作范围的不断扩大，考虑其进口条件变化对发动机内部流动及性能的影响非常必要。

国内外众多相关试验和计算表明，雷诺数对发动机性能的影响越来越重要。

本文就半个世纪以来研究雷诺数对航空燃气涡轮发动机影响的实验和数值模拟进行了评述，根据作者掌握的文献，着重在以下三个方面展开综述:雷诺数对航空发动机总体性能的影响、雷诺数对压气机特性和内部流场的影响以及低雷诺数下涡轮性能的研究。

文中分别阐述了国内外学者在上述几个方面的主要成果，并进一步指出了当前探索雷诺数效应的不足及未来的研究方向。

关键词雷诺数，航空燃气涡轮发动机，研究进展，内部流动
1 引言
雷诺数Re是衡量流体粘性对航空发动机增压及涡轮部件性能影响的重要准则之一。

一般来说，当涡轮喷气或涡轮风扇发动机进口气流的雷诺数Re大于某一临界值时,雷诺数对发动机各部件(包括风扇、压气机和涡轮)的影响可以忽略，因此增压部件的流量、压比和效率也将基本不受雷诺数变化的影响；但当发动机进口雷诺数小于此临界值时，雷诺数的变化对各部件的影响逐步显现，并对发动机各性能参数均带来直接影响。

用于衡量雷诺数效应影响的临界值被称为临界雷诺数，而雷诺数的变化对发动机各部件工作性能的影响也被称为低雷诺数效应[1]。

随着飞机飞行高度升高，入口气流的压力和密度均显著降低，由由表1中各数据可见，相对于海平面，20km高空的大气压力仅为标准大气压力的5.46%，使得表征叶轮机雷诺数的叶弦雷诺数大大降低，流场特征也会偏离设计状态，可能会使发动机的工作性能严重恶化。

不同的发动机流道和叶型设计具有不同的临界雷诺数（一般临界雷诺数的量级为105左右），且雷诺数效应对不同型号发动机的影响程度和方式也不尽相同。

表1 不同海拔高度大气物理性能变化[2]
图1-1是某型涡轮风扇发动机在正常条件下各个部件的雷诺数，可以明显的看到，低压涡轮的工作雷诺数处以整个发动机的最低水平[3]，压气机的工作雷诺数也不太高。

典型的压气机雷诺数范围一般在1~7×105之间[4]。

在高空环境下，空气的密度、压力会有很大程度的降低，从而导致雷诺数也降低，可能会低于临界雷诺数。

在这种雷诺数下，会很大程度上影响发动机的性能。

图1 某涡扇发动机各部件工作雷诺数[5]
在低空高雷诺数状态下，发动机风扇进口叶弦雷诺数高于临界雷诺数并处于自模区，雷诺数对风扇叶栅的流动特性几乎不受影响。

但在高空低雷诺数状态下，叶弦雷诺数低于此临界值。

叶栅流动将以分离泡的形式实现从层流向湍流的转捩,同时损失上升、叶片力减小、落后角增加，当闭式分离泡在进一步降低的叶弦雷诺数下转而变为大尺度开式分离时。

风扇叶栅通道逐步丧失其应有的流动特征。

叶栅流动损失急剧上升，燃油消耗率迅速上升，使发动机性能严重恶化。

不同的风扇叶型设计具有不同的临界雷诺数。

且临界雷诺数明显地受到流动湍流强度的影响。

当湍流强度高于1.5%时,临界雷诺数通常会在105以下。

研究发现:雷诺数效应问题的本质是边界层由层流流动向湍流流动的转捩问题[6]。

处于高空低雷诺数状态的发动机一般用于高空长航时无人机。

国外在这方面处于领先地位，其中最具代表性的是“全球鹰”无人机的AE3007发动机[7]。

1999年，普惠公司和NASA 等联合开展了PW545发动机的高空性能试验，以探索商用小涵道比发动机用作高空长航时无人机动机装置的技术发展途径和可行性[5]。

这类发动机的特点是:(1)采用推力为10～40kN 的商用小型大涵道比涡扇发动机，尾喷管面积不可调；(2)长时间在高空低马赫数(20km,Ma <0. 7)条件下工作，发动机进口总压低( <7. 6kPa)，进口总温低( <240K)；(3)由于发动机尺寸相对较小，在高空低马赫数飞行状态，主要部件(风扇、压气机、涡轮)的流通能力和效率受雷诺数影响比较严重，从而影响到发动机的调节计划和总体性能[8]。

2 雷诺数对航空发动机总体性能的影响
高空飞行器动力装置的工作雷诺数一般处在104~105量级，在这个雷诺数范围内，无论是空气对机翼扰流的外部流场，还是压气机的内部流场，其流场结构和气动特性都与在常规工作雷诺数下有明显的不同。

由于处在高空状态以及发动机部件尺寸小、转速高的特点，就实验研究而言特别困难，因此一般建立相关的修正方法，从地面试验来模拟高空试验。

2.1 压气机特性的雷诺数修正
最初由Wassell[1]于20世纪60年代建立了一套对压气试验性能影响的半经验修正方法，对效率，流量，压比和稳定工作极限压比都提供了修正公式和统计曲线。

压气机效率的修正：雷诺数Re1的变化影响压气机的多变效率Zp，其变化关系为：
1−Zp=K∙Re1−m
式中：Re为影响压气机效率的雷诺数；k为常数，计算结果表明K的取值对计算结果有较大的影响，为避免其引起的误差，根据设计求出其值；m为避免影响系数，是压气机气动参数和压气机几何参数的函数。

压气机绝热效率Zc和多变效率Zp的关系：
Zc=
Cc(k−1)/k−1 Cc(k−1)/k Zp−1
压气机压比的修正：对压气机压比的雷诺数修正采用相似功原理:
Lc=Cp ∆T t
t1
=
Cc(k−1)/k−1
b
=
Cc(k−1)/k−1
a
由上式得出雷诺数Re1对压气机压比Cc的修正。

压气机流量的修正：压气机质量流量Wa随雷诺数Re2的变化关系可用下式表示：
t x ∙
Wa−Wa∗
Wa∗
=f Re2
式中：Re2为影响压气机流量的雷诺数；t为第一级转子叶片中径处喉道宽度(m)；x为第一级转子叶片中径处前缘到叶片喉部的距离(m)；Wa为对应于Re2的空气流量(Kg/s)；Wa∗为对应于雷诺数Re2=1.0×105条件下的流量(Kg/s)。

喘振点压比的修正：压气机喘振点压比随Re3的变化关系可以用下式表示：
C s−C s∗
C s∗
=f Re3
式中：Re3为影响压气机喘振点压比的雷诺数；C s为对应于Re3的喘振点压比；C s∗对应于
Re3=105条件下的喘振点压比。

Wassell方法目前仍然广泛用于低雷诺数压气机的试验研究。

国内北京航空航天大学顾明皓等人[6]采用Wassell半经验方法对某风扇高空低雷诺数下的流场特性和气动性能进行了分析和研究，研究结果显示，雷诺数效应问题的本质为边界层内的流动由层流向湍流的转捩问题。

沈阳发动机设计研究所的郭捷等[9]采用进口节流的方法对一台3级风扇进行了在不同雷诺数下的试验，测取性能数据，并与Wassell的雷诺数对压气机试验性能的修正方法对比，指出其对喘点压比和流量计算的修正量偏大。

空军工程大学王进[10]等运用Wassell法建立了某型涡扇发动机压气机特性的雷诺数修正数学模型，同时考虑雷诺数对涡轮特性的修正，计算分析了雷诺数对压气机特性、高低压转子共同工作点以及压气机喘振裕度影响。

结果表明，采用这种雷诺数修正模型可以用于定量评估雷诺数对发动机稳定性的影响。

2.1 涡轮特性的雷诺数修正
Balje[11]等于1964年给出了涡轮效率的修正方法：涡轮效率Z T与其修正雷诺数Re TE的变化关系为：
Z T=f Re TE
式中：
Z T=Z T/Z T,cr
（Z T,cr为Re TE=2×105的效率）
Re TE=Re TE/Re TE,cr
（Re TE,cr=2×105）
国内骆广奇[12]等于1997年用如下公式进行涡轮流通能力的修正：涡轮流量函数B T与其修正雷诺数Re TV之间的变化关系为：
B T=f Re TV
式中：
B T=B T/B T,cr
B T,cr为Re TV=2。

5×105时的效率
Re TV=Re TV/Re TV,cr
（Re TV,cr=2×105）
2.3 低雷诺数对发动机整体性能的影响
MasaoKozu[46]研究了一台双转子涡轮风扇发动机F3-30在低雷诺数下的效应，发现在高空低雷诺数下，压气机和涡轮的性能和实验计算有很大不同，这些都是雷诺数减小造成的。

国内空军工程大学金涛[13]运用Wassell方法研究FWS-9发动机作为高空无人飞行平台动力装置的可行性，在对发动机旋转部件雷诺数修正的基础上，研究了高空、低速、低雷诺数对发动机部件和整机性能、稳定性的影响规律。

发现雷诺数的影响使压气机增压比、换算流量、效率和喘点压比减小，因此特性线向左下方移动，喘振边界向右下方移动。

雷诺数的影响使发动机推力减小，耗袖率上升。

西北工业大学屠秋野[8]等分析了某大涵道比涡扇发动机用作高空长航时无人机动力装置时，雷诺数对调节计划和性能的影响。

发现随着雷诺数减小，发动机风扇和压气机空气流量减小，涡轮导向器有效流通面积减小，造成发动机流通能力降低，空气流量减小，转速下降，发动机推力降低；风扇、压气机和涡轮效率降低，造成燃烧室燃油流量增加，涡轮前温度上升，发动机耗油率增加。

北京航空航天大学唐海龙[14]等定量分析了低雷诺数效应对某小型大涵道比涡扇发动机性能的影响。

当雷诺数减小到一定程度后，各部件的性能将发生改变。

在发动机整机环境下，增压级和低压涡轮的进口叶弦雷诺数相对更低，受飞行高度和速度的影响也更大。

在发动机共同工作条件的作用下，各部件的匹配关系将发生变化，除部件效率的降低以外，部件流通能力的衰减也引起发动机性能的降低。

涡轮前温度的限制将使发动机转子转速下降，低雷诺数效应加剧，从而导致发动机性能的进一步降低，推力迅速减小，但发动机涵道比的增加可以减小因部件性能衰退引起的耗油率上升的趋势。

西北工业大学赵刚[15]等借助数值计算和试验数据，对高空长航时发动机在高空工作时，其压缩系统、燃烧系统、涡轮、控制系统、润滑系统和内部空气系统所遇到的问题作了较为系统、深入的探讨和分析。

结果表明，高空低Re使压缩系统、燃烧系统和涡轮性能下降, 控制系统必须调整所有与飞行高度有关的参数，滑油箱压力、油泵气蚀和滑油冷却问题必须予以考虑，内部空气系统会影响冷却和封严效果。

并对每一个问题都提出了相应的解决办法。

南京航空航天大学赵运生[16]等研究了雷诺数对某大涵道比涡扇发动机的影响，利用Wassell等修正方法，对发动机主要部件的特性进行了雷诺数修正，并利用发展的性能仿真程序进行计算和对比。

结果表明，在高空低马赫数下，雷诺数对大涵道比涡扇发动机性能影响较大，造成发动机的推力减小1.98%、耗油率增大约3. 04%，同时影响发动机的喘振边界及共同工作线，降低其可用稳定裕度。

上述国内对低雷诺数效应下航空发动机性能的预测多依赖于经验公式或曲线，进行数值计算而得到性能指标。

发动机整机的试验较少，尽管试验费用昂贵，国内还是有必要进行这方面的工作。

3. 雷诺数对压气机特性和内部流场的影响
对于航空发动机最重要的部件之一——压气机，雷诺数对压气机性能影响问题的研究，国内外许多学者进行过深入的研究和探讨。

主要集中在平面叶栅实验以及雷诺数对压气机稳定性的影响研究。

3.1 雷诺数对压气机特性的试验研究
在实验方面，国内外学者们作了一系列的叶栅试验以便确定雷诺数的变化对压气机叶栅性能的影响,这些试验主要侧重于雷诺数的变化对叶栅损失的影响。

结论是:在大于某一特定的雷诺数条件下,压气机的损失按k Re−n的规律变化。

叶片的中弧线和气流的攻角影响n的数值。

在小于该特定的雷诺数条件下,随着分离的改变压气机的损失大幅增加。

此外,在损失较小的区域,通常工作范围随着雷诺数的增加而增加。

Rhodne在文献[17]中指出,在名义上保持出气角和安装可靠性的条件下,通过改变一系列弧形叶栅的中弧线而产生的性能改变进行分析后得出,在大于某一特定的雷诺数条件下,以进口动压头的形式所表示的损失按k Re−n 规律变化,该特定的雷诺数取决于叶栅的几何尺寸,k和n取决于弦长和攻角。

同时,在低雷诺
数的条件下,气流发生分离后,随着分离的增加,压气机叶栅的损失大幅度增加,尽管这种分离会随着攻角的改变而变化,但是在特定的雷诺数以上时,与雷诺数没有关系。

Lawosn在文献[18]中,对一种特殊的抛物线型叶片进行了试验,他发现临界雷诺数取决于攻角的变化,并且在45000一100000范围之内,在亚临界雷诺数的区域,损失按k Re−3的规律变化,而随着雷诺数增加并且超过临界雷诺数时,该指数连续减小。

但是,目前还没有足够的试验数据以建立在超临界雷诺数情况下的指数。

通过对叶栅数据的分析得出以下结论:在超临界雷诺数情况下,效率按下述的指数关系变化:这里n由叶片的中弧线和气流的攻角决定。

气流的紊流度对临界雷诺数产生很大的影响,在紊流度超过1.5%时,临界雷诺数会降到106以下；在亚临界雷诺数情况下,随着雷诺数的减少,分离现象迅速增加,产生较大的损失。

在低雷诺数条件下(105),尽管紊流度较大,但大部分区域仍为层流,叶栅的低攻角损失工作范围随着雷诺数的增加而增加。

为了研究雷诺数对压气机性能的影响，人们做了大量的试验研究。

首先，雷诺数对两种特殊的单级风扇性能的影响，进行了详细研究，两种风扇的轮毅比均为0.6。

在密封的风洞中，Carter在文献[19]中对第一种风扇进行了试验研究，通过改变风洞内气流的密度，改变工作区域端部旋转的速度，使得雷诺数在7000-800000之间变化，获取了大量的试验数据，在每一个速度特性上至少进行一次重复试验，进而得到较为精确的进口压力的变化。

他发现测量的损失符合下面的关系，其中n=0.2，Re>3×104.n=0.5，Re<3×104。

1−μp=k Re−n
Nuestein在文献[20]中对第二种风扇进行了试验研究，同样，在密封的风洞中,用甘油和水的混合物来做工作介质以便得到低雷诺数值，结果和第一种风扇一样，损失符合上述的关系，n=0.37,Re<Recr，n=0.22,Re>Recr。

在后面的校正过程中，估算的超临界雷诺数指数为0.185时，临界雷诺数为26000，我们可以看到这两种风扇的试验结果和估算值较为吻合。

Gyee和Lucas在文献[21]中对在宽广的雷诺数范围内(105<R<106)工作的多级压气机性能的变化进行了试验研究。

方程表述的流量变化和喘振点压比变化和新的试验数据吻合的很好。

但是，测量的效率变化存在一些问题，目前还很难回答。

例如，临界雷诺数通常大于前面讨论的在叶栅和单级风扇所测量的临界雷诺数值。

此外，尽管损失能够以k Re−n表示，但是，在亚临界雷诺数和超临界雷诺数情况下，关于方程中临界雷诺数的指数的值高于期望值。

Toshio Mashimo[47]实验研究了一台离心压气机的低雷诺数效应。

在这个研究中发现叶轮的临界雷诺数是0.9~1.3×105。

Vaclav Cyrus [48]研究了一个展弦比为2的直叶栅的不同雷诺数流动情况。

雷诺数范围为45000-150000。

试验测试了低雷诺数下该叶栅的三维流动。

Heinz-Adolf Schreiber[49]实验测量了不同雷诺数，进口湍流度和表面粗糙度下压气机叶片吸力面分离的流动情况。

发现在低雷诺数下，以层流分离为主。

在高雷诺数下，不管何种湍流度进口，分离都以湍流的形式进行。

SeungChul Back[50]等人同样实验研究了不同雷诺数和粗糙度下压气机叶片流动损失情况。

雷诺数从300000到640000之间，粗糙度为0.38，1.7，2.03，2.89.研究发现雷诺数在500000一下，粗糙度不会影响叶片的损失和载荷。

当雷诺数大于某一特定的值时，粗糙度很大大影响叶片的损失和载荷。

在国内，中国燃气涡轮研究院凌代军[22]等人利用改造后的试验器，在国内首次用试验手段获取了某高亚声速扩压叶型气动性能参数在低雷诺数区域内的变化特性。

试验结果表明，试验雷诺数低于临界雷诺数以后，叶栅气动性能急剧恶化，并且临界雷诺数随叶型进口马赫数的增大而增大。

并在此基础上，采用该试验方法研究了某亚声速扩压叶型叶片表面和尾迹区气流在低雷诺数条件下的流动特点，获得了叶型损失系数在不同雷诺数情况下的变化律．试验结果表明：随着低雷诺数降低，叶片表面马赫数分布以及叶栅尾迹区流动均发生剧烈的变化，叶型损失系数也急剧增大；叶型性能变化转折雷诺数随进口马赫数增大而增大；低雷诺数下叶片吸力面的流动分离是引起叶栅尾迹特性改变和损失数迅速增大的主要原因[23]。

3.2雷诺数对压气机稳定性的影响研究
国内南京航空航天大学王英锋[24]等人首次研究低雷诺数下的压气机失稳问题。

利用Koch C C[25]提出的“有效静压升系数法”估算了宽广雷诺数范围内的多级轴流压气机的不稳定边界。

不同雷诺数条件下的计算结果表明,随雷诺数的降低,压气机的稳定性下降,下降的幅度取决于雷诺数及其本身的设计。

南京航空航天大学温泉[26]等人通过试验和数值模拟，对一台设计压比为6，效率0.84的小流量轴流压气机进行了雷诺数效应的分析和研究。

介绍了这台压气机在设计转速下的性能曲线、不同雷诺数下折合转速n=0.85的试验结果，以及二维平面叶栅和三维数值模拟分析结果。

试验和数值模拟的分析表明，随着雷诺数降低，会增加附面层厚度，改变压气机的三维流场结构，降低压气机的性能。

根据折合转速n=0.85的试验和数值模拟分析结果，对这台压气机在折合转速n=1.0性能进行了雷诺数修正。

空军工程大学的曾令君[27]等人低雷诺数条件下Rotor37跨音速压气机转子内部流场进行数值模拟。

分析了雷诺数对该压气机转子内部流场特性和性能的影响，探讨了雷诺数对压气机气动性能的影响机理和影响规律。

结果表明，随着雷诺数的降低，叶片表面吸力面附面层分离增大，压气机的效率和增压比都逐渐下降，稳定工作范围减小，特别是当雷诺数低于临界雷诺数时，压气机的工作性能和稳定性都发生明显下降。

空军工程大学王如根，周敏[28-29]等人研究了低雷诺数下压气机失稳的机制。

通过数值模拟了低雷诺数下跨声速压气机设计转速下内部流场特性.结果表明：在压气机流场内部存在从叶根向叶顶运动的附面层径向涡流，它由叶根附面层转捩区内的分离气流引发，从叶根向叶顶发展，并在叶顶聚集.随着雷诺数下降，该附面层径向涡的作用范围不断增大，在叶顶形成大面积分离区，在激波和间隙泄漏流诱发的阻塞尚未充分发展起来之前，该分离区产生的通道阻塞起主导作用，成为低雷诺数条件下影响压气机流动失稳的关键因素。

并进一步研究了低雷诺数下跨音速压气机叶片的附面层抽吸的作用机制[30]。

叶片吸力面抽吸方案可以有效提高压气机的工作稳定性，吸力面抽吸方案有效抑制了附面层径向涡向叶顶运动，附面层径向涡被约束在叶中部分，从而显著改善了叶片上部和叶顶通道的流场特性，进而有效地提高了压气机的工作稳定性。

中科院赵胜锋[31]等人通过数值模拟Rotor67，发现雷诺数降低使得叶片表面低能流体增多，径向迁移加剧，造成叶片顶部吸力面分离加剧；且雷诺数降低使得叶顶间隙泄漏流强度减弱，间隙泄漏流和主流相互作用造成的叶片顶部流场堵塞减弱。

从上述综述看来，雷诺数对压气机的影响研究得比较透彻，今后需要研究设计适合于低雷诺数的叶片，以及研究改善低雷诺数环境下压气机内部流场的措施。

4.低雷诺数下涡轮性能的研究
对于发动机部件而言, 由于低压涡轮工作雷诺数最低, 比起压气机，涡轮受雷诺数影响更为严重。

在低雷诺数条件下。

涡轮内部流动图画与常规状态有着明显的不同。

而常规的设计并没有考虑到低雷诺数下的问题。

这将导致涡轮部件在低雷诺数条件下工作时性能的急剧下降。

试验表明：在高空飞行时，PW545发动机高低压涡轮工作雷诺数急剧下降，导致效率明显降低，高压涡轮的效率下降4%左右，而低压涡轮则更为严重[5]。

同样的情况存在于“全球鹰”无人机的发动机AE3007H中,该发动机在高空19800m巡航状态工作时效率下降几个百分点的主要原因就是:低压涡轮流动效率下降6%[32]。

可见雷诺数对发动机尤其是涡轮内部流动的影响是相当大的，雷诺数不但影响涡轮叶片表面边界层的发展，还对涡轮通道内部的二次流等产生较大的影响。

使得涡轮效率急剧下降，严重时还可能导致通道堵塞。

4.1 低雷诺数对涡轮性能的影响
国内北京航空航天大学邹正平[33-35]等人首先开展了雷诺数对涡轮内部流动的影响。

通过雷诺数叶栅的数值模拟研究，发现当雷诺数低于临界值时，雷诺数的变化对涡轮叶栅吸力面边界层的发展将产生严重的影响。

雷诺数的降低容易导致吸力面尾缘大面积的分离,使
得叶片表面负荷分布形式产生较大的改变。

通过数值模拟了三级涡轮，发现低压涡轮效率随雷诺数降低而下降,且其变化趋势为非线性变化；叶片表面速度分布亦发生较明显的变化,导致叶型损失与二次流损失增大；结果还表明叶片表面速度分布的设计对涡轮性能随雷诺数变化的规律具有重大影响,在低雷诺数条件下涡轮部件的设计中需加以注意。

西北工业大学乔渭阳[36]等人以某单级涡轮和某两级涡轮为研究对象。

基于发展的子午面流线曲率法计算程序。

采用四种含雷诺数效应的损失模型。

对涡轮气动热力性能进行了数值模拟计算分析。

对比分析了各种损失模型在基本假设、损失机理、损失预测、涡轮性能计算方面的差异。

另外涡轮叶顶间隙泄漏流造成的损失可以分别占到动叶损失和级损失的45%和30%[37]。

Matsunuma[38]对于不同雷诺数和进口湍流度条件下的间隙泄漏流动进行了实验研究,使用多普勒激光测速仪(LDV)捕捉到了静叶尾迹和动叶间隙泄漏涡相互作用的流场细节。

间隙泄漏流产生很大的总压损失。

随着雷诺数和进口湍流度不同，间隙泄漏流发生很大改变。

国内西北工业大学乔渭阳[39-40]等人率先研究了低雷诺数对叶顶间隙泄漏流的影响。

通过对某一轴流涡轮转子叶尖间隙流场进行了数值计算研究，发现当泄漏流流经叶尖时因为叶尖剪切力做功有块总压增大区；雷诺数带来的影响比湍流度和叶尖间隙高度带来的影响要大,湍流度的变化对流场影响不大；雷诺数对泄漏涡尺寸的影响不大,但低雷诺数会引起流动分离,带来损失。

通过数值模拟了不同雷诺数下的涡轮转子，发现随着雷诺数的减小,通道涡增强；间隙泄漏涡在和通道涡的相互作用中,强度减弱,在叶栅出口处的位置更加靠近中叶展；出口处的总压损失和气流角的分布也由于间隙泄漏涡强度和位置的变化而发生改变。

Matsunuma[51]等人，用LDV系统测量了雷诺数为35000条件下轴流涡轮的非定常流场。

清晰地捕捉到通道涡和二次涡。

实验结果表明由于通道涡河二次涡的相互作用，涡轮转子进口的流场会突然发生紊乱。

Darius[52]使用K T−K L−ω分离模型，数值模拟了雷诺数为15000-100000之间低压涡轮叶片边界层分离的情况。

计算和实验结果非常接近，发现附面层分离受进口湍流特征尺寸和湍流度影响很大。

4.2低雷诺数涡轮的气动设计及优化
在低雷诺数条件下工作的涡轮内部流动图画与常规状态有着明显的不同，而常规的涡轮设计并没有考虑到低雷诺数情况下的问题,这就导致了涡轮部件在低雷诺数条件工作时性能的急剧下降。

因此,要提高涡轮以及整个发动机在高空的性能,必须研究和实行低雷诺数条件下的涡轮设计技术,充分考虑低雷诺数条件下涡轮内部流动的特点, 控制和降低边界层分离带来的损失上升和效率下降。

Maria Vera[53]等人对一低压涡轮叶片在低雷诺数下进行了实验，表明附面层分离严重。

并且研究了两种不同的控制吸力面分离的方法，分别是表面挖槽和喷气。

实验表明都可以减少吸力面分离的程度，改善流场。

北京航空航天大学杨琳[41]等人研究了低雷诺数涡轮的气动设计,发现涡轮叶片表面负荷分布非常重要,合适的负荷分布将有利于降低涡轮气动性能对雷诺数的敏感程度。

采用均匀加载与后加载组合的负荷分布形式,结合低尾缘扩散度等措施,将有利于低雷诺数情况下低压涡轮气动性能的提高。

Hodson[42]给出了控制扩散边界层的设计,以避免大的分离泡或开放式分离引起大的损失,其速度分布类似于屋顶形,存在明显的分离泡。

试验结果表明,当来流存在尾迹的情况下,高升力叶型(高升力比原来的高出20%)的损失明显低于原有叶型。

西北工业大学乔渭阳等[43-45]人大量研究了低雷诺数下涡轮的气动设计以及控制边界层分离的方法。

二维展向凹槽处理的非光滑型面设计能够有效改善高负荷低压涡轮叶型在低雷诺数状态下的气动性能，但同时可在一定程度上恶化叶型在高雷诺数状态下的气动性能。

分析了“微球窝” 表面处理控制流动分离的基本原理,数值计算表明,围绕球窝周围的气流参数具有明显的变化,球窝对叶片表面流动过程的扰动,使得流动分离点向后推移。

从以上叙述来看，涡轮相比压气机，低雷诺数下叶背表面更容易发生分离，流场更易紊乱。