航空发动机被誉为是“现代工业皇冠上的明珠”。压气机作为航空发动机核心部件,其核心指标直接决定了发动机研制水平。飞机在飞行时,压气机叶片在频繁的变进气工况条件下(气流进气攻角不断变化),叶片表面会出现复杂的流动现象(如流动分离、旋涡脱落等),这将对发动机的性能、稳定性、效率及噪声等造成一系列负面影响。随着压气机往高负荷、高增压比的方向发展,当压气机时常工作于高攻角或临界攻角状态下,虽然此时压气机的增压比最高,但叶片流动损失也很大,且常伴随着强烈的漩涡脱落,一旦脱落涡完全堵塞流道,将引发叶片旋转失速,造成灾难性后果。而且,临界攻角状态下的涡脱落也是压气机的主要噪声源。因此,开展临界攻角状态下压气机叶片的气动性能及气动噪声研究,对压气机叶片的气动设计意义重大。鸮类翅翼的锯齿结构作为具有实际研究价值的仿生流动控制技术,在降低噪声方面已经取得了一些研究成果并得到实际应用,如锯齿尾缘风力机叶片、锯齿尾喷管等。锯齿结构降噪主要是通过对流场的控制实现,如改变流动分离点的位置、改变涡系结构等,这样的改变对流动损失及稳定性也有重大影响。因此,本文研究了临界攻角状态下锯齿尾缘叶片的气动性能、流动损失、气动噪声特性,旨在获得一种不影响临界攻角时压气机的压比,且能提高压气机的稳定性(失速裕度)、降低流动损失及涡脱落噪声的最优锯齿尾缘叶片构型,为压气机叶片的气动设计及声学设计提供参考。论文主要研究工作如下:(1)翼型单元作为设计叶轮机械(风扇、压气机等)的基本元素,也是研究空气动力学基础理论的重要介质,因此基于航空发动机压气机NACA651210叶型叶栅进行几何建模,以叶栅为基础建立基准叶片。考虑到工程应用和数值网格划分,采用内切方式对基准叶片进行锯齿结构处理,获得六种不同相对齿高的锯齿翼型叶片模型。非定常数值模拟采用大涡模拟方法(LES),该方法能够精准地捕捉锯齿细微结构附近的小尺度湍流流场并获得气流流动分离的详细信息。(2)通过Smagorinsky亚格子应力模型的大涡模拟,研究了不同攻角下基准叶栅的气动噪声及气动特性变化规律,研究发现:随着攻角的增大,压气机叶栅的气流转折角、压升系数及流动损失逐渐增大,当达到临界攻角(α=18°)时,压气机压比最高,但流动损失也较大;当攻角超过临界攻角时,叶栅吸力面发生严重流动分离,叶片发生旋转失速,气动性能急剧下降,损失迅速增大;在小攻角下(α=5°),叶栅脱落涡主要以低能量、高频率的小涡为主,尾缘处的噪声表现为离散特性,声压级峰值出现在高频处;当攻角达到10°时,尾缘脱落涡出现了频率较小的类卡门涡街,尾缘处的噪声离散特性较为明显,且涡脱落频率与噪声的声压级峰值频率基本相同;在大攻角下(α=15°、18°),不仅存在尾缘脱落涡还存在吸力面脱落涡,由于不同尺度涡的演变导致尾缘处的噪声高频段出现宽频特性。(3)通过叶栅攻角特性的研究得知,在临界攻角下叶栅的流动损失最大、扩压能力最强,同时还伴随着剧烈的由脱落涡引起的气动噪声。因此为了提高翼型叶片的稳定性,在不影响叶片的扩压能力下,采取有效的措施降低临界攻角状态下的流动损失及气动噪声迫在眉睫。故研究了临界攻角下六种不同齿高比锯齿尾缘叶片的气动特性。研究表明:临界攻角下,锯齿尾缘结构可以使边界层分离点提前,并降低分离区的动量厚度及流动分离区的损失、减少叶片附面层厚度,从而抑制吸力面边界层分离、延缓叶片失速。同时,锯齿结构还可以将沿着锯齿展向的大涡破碎成小涡,促进小涡演变成湍流脉动,避免脱落涡堵塞流道,使叶片流动尾迹更加均匀,从而减少流动损失,这也有利于降低涡脱落噪声。综合考虑稳定性、流动损失、增压能力及气动噪声,齿高比在1.2左右的锯齿叶片性能最佳。相较于基准叶片,在不影响增压比的情况下,最佳锯齿叶片可以提高11.7%的稳定性并减少28.1%的流动损失;通过尾缘脱落涡涡量预测,至少可以减少12%的气动噪声。