燃气轮机作为重要的动力装置之一,广泛应用于发电、航空飞行器、舰船动力、机械驱动等领域。我国未来能源动力市场需求巨大,国家“十三五”规划中将航空发动机及燃气轮机作为重点发展领域,工信部也在2016年初启动了航空发动机和燃气轮机重大专项。先进燃气轮机技术是各国科技领域的重点研发对象,而涡轮作为燃气轮机的核心部件,其技术的完善程度与整机性能直接相关。涡轮动叶叶顶间隙流动是引起涡轮流动损失的重要因素之一,叶顶间隙泄漏流与主流的掺混对流场结构和载荷分布产生重要影响,如果控制不好,将使流动损失增加、叶片做功能力下降。加装叶尖小翼能有效控制涡轮叶顶间隙泄漏流动,改善涡轮内部流场结构、减少泄漏损失、提高效率。国外对涡轮叶尖小翼技术有了一定的研究,国内目前还缺乏全面系统的研究。本文采用实验与数值研究结合的方法,开展应用叶尖小翼控制涡轮叶栅叶顶间隙泄漏流动的研究,获得加装叶尖小翼的涡轮叶栅在不同几何和气动参数下的性能特性,揭示叶尖小翼控制涡轮叶栅叶顶间隙流动的作用机理。首先,采用实验方法对无叶顶间隙和有叶顶间隙的无叶尖小翼的涡轮叶栅以及加装有不同宽度和安装位置的叶尖小翼的9套叶栅进行研究,分析和讨论了涡轮动叶叶栅间隙损失产生机理及叶顶间隙对涡轮叶栅流动的影响,研究了不同宽度和安装位置的叶尖小翼对控制涡轮间隙泄漏流动的机理,并利用数值研究方法对实验研究的结果进行补充分析。结果表明,叶顶间隙的存在会产生间隙泄漏流动,所形成的泄漏涡与上通道涡相互作用,使上通道涡位置远离上端壁向叶栅中部移动。随着间隙高度的增加,泄漏流动强度增大,泄漏涡强度增强且影响范围扩大,泄漏涡运动轨迹向相邻叶片的压力面侧移动,出口流场不均匀程度增大,叶栅总压损失增加。在设计冲角下,不同方案的叶尖小翼均使泄漏涡运动轨迹向远离吸力面的方向发展,吸力面小翼和组合小翼改变泄漏涡运动轨迹的程度更明显。最佳的叶尖小翼宽度为1.2倍当地叶片厚度,安装此种叶尖小翼后叶栅泄漏损失最小,叶栅的总压损失也最低,吸力面小翼削弱了叶顶泄漏流动的强度,使泄漏涡向相邻叶片压力面侧移动,与上通道涡相互作用,卷吸上通道涡内的低能流体,减弱上通道涡的强度和影响范围,从而使叶栅的总压损失降低。最佳的压力面小翼宽度为0.3倍当地叶片厚度,组合小翼的效果优于压力面小翼但不如吸力面小翼。随后,实验和数值研究了在设计冲角下,不同间隙高度时无叶尖小翼涡轮叶栅和不同宽度和安装位置的叶尖小翼涡轮叶栅的流动情况。结果表明,间隙较大或较小时,宽度为0.4倍当地叶片厚度的压力面小翼控制叶顶间隙泄漏的作用较好,中等间隙高度时,宽度为0.3倍的压力面小翼效果较好。吸力面小翼在不同间隙高度时,均能使叶栅泄漏流动减弱,向后推移泄漏涡产生位置,同时减弱上通道涡损失,使叶栅上半叶高出口气流角偏转程度减弱,吸力面侧叶片表面的静压分布更趋近与叶片中部。不同间隙下最佳宽度的吸力面小翼宽度均为1.2倍当地叶片厚度,且随着间隙高度的增加,其控制间隙泄漏流动的效果越好。吸力面小翼还一定程度上降低了涡轮叶栅对间隙变化的敏感性,吸力面小翼对泄漏流动的控制效果基本不受间隙高度变化的影响。组合小翼在间隙高度不同时对涡轮叶栅间隙泄漏流动的控制效果均不如吸力面小翼好,但比压力面小翼作用效果好。组合小翼在大间隙工况时改善叶栅出口气流角的偏转程度的效果最佳,使出口流场趋于均匀。最后,研究来流冲角改变时,无叶尖小翼涡轮叶栅和不同宽度和安装位置的叶尖小翼涡轮叶栅间隙流动的影响情况。结果表明,无叶尖小翼时,随着来流冲角由负到正,泄漏涡逐渐减小,泄漏涡的运动轨迹逐渐向叶片吸力面侧靠近,泄漏损失降低,但吸力面分离加剧,导致上通道涡逐渐增强,叶栅总压损失增大,叶栅出口气流角偏转程度增加。冲角增大使吸力面前部分离加剧,近叶顶区域吸力面侧前部静压降低,中后部由于泄漏涡的减小,吸力面侧叶片表面静压升高。压力面小翼在不同冲角下均对叶顶泄漏流动具有一定的控制效果,在设计冲角和较小的正冲角工况下0.3倍当地叶片厚度的压力面小翼作用效果较好；较大正负冲角时,小翼宽度较大的压力面小翼效果较好。压力面小翼有助于提高涡轮叶栅稳定工作的冲角范围,使涡轮在变冲角条件下具有更好的气动性能。吸力面小翼在来流冲角较小时对叶栅出口气流角偏转的改善作用显著,随着冲角由负到正,1.2倍当地叶片厚度的吸力面小翼使叶栅总压损失降低的程度变大,涡轮叶栅在变冲角工况下总损失变化更加平缓,进一步拓宽了叶栅的冲角范围。组合小翼在不同来流冲角工况下效果均不如吸力面小翼好,从组合小翼对各流场参数的作用效果来看,组合小翼中的吸力面小翼起了主要作用,但整体宽度过大,与单纯吸力面小翼相比作用效果不理想。