轮廓度误差对超声速压气机叶栅气动性能的影响

2024-04-01 -

本文网址：http://www.ship-research.com/cn/article/doi/10.19693/j.issn.1673-3185.03300 期刊网址：www.ship-research.com

引用格式：陈卓远,耿少娟,刘帅鹏,等.轮廓度误差对超声速压气机叶栅气动性能的影响[J].中国舰船研究, 2024, 19(2): 197–206. CHEN Z Y, GENG S J, LIU S P, et al. Effects of profile variability on aerodynamic performance of supersonic compressor cascade[J]. Chinese Journal of Ship Research, 2024, 19(2): 197–206 (in both Chinese and English).

陈卓远1,2，耿少娟*2,3,4,5，刘帅鹏2,3,4,5，刘稼昊1,2，刘海龙6 1江苏大学流体机械工程技术研究中心，江苏镇江 212013 2中国科学院工程热物理研究所先进燃气轮机实验室，北京 100190 3中国科学院轻型动力创新研究院，北京 100190 4中国科学院先进能源动力重点实验室，北京 100190 5中国科学院大学工程科学学院，北京 100049

6江苏大学能源与动力工程学院，江苏镇江 212013

摘要:［目的］旨在评估轮廓度误差对压气机气动性能的影响，并为叶片鲁棒性设计提供参考。［方法］建立单峰值轮廓度误差分布数学模型，采用数值模拟方法，研究压力面和吸力面不同轮廓度组合误差对超声速压气机平面叶栅气动性能的影响。［结果］结果表明：吸力面轮廓度误差分布是影响叶栅总压损失的关键因素，随着吸力面轮廓度峰值误差位置向下游移动，总压损失系数逐渐降低；压力面和吸力面误差分布对气流折转角和静压升系数的影响趋势相反。对较低来流马赫数的叶栅，吸力面误差对气流折转角和静压升均起主导作用；对较高来流马赫数的叶栅，压力面误差对气流折转角和静压升影响明显。激波位置和激波强度、激波后扩张通道的流道型线综合决定了叶片表面和叶栅流道内的流动状态，使得近吸力面侧流动损失增大，近压力面侧流动损失减小，其综合效果决定了叶栅损失、气流折转角和静压升的变化。［结论］结果对指导跨声速压气机设计、加工和超差审理均具有重要意义。关键词：轴流压气机；超声速叶栅；轮廓度误差；误差精度；误差分布；气动性能

中图分类号: U664.13文献标志码:A DOI：10.19693/j.issn.1673-3185.03300

Effects of profile variability nondaerodynamic performance of supersonic compressor cascade

CHEN Zhuoyuan1,2, GENG Shaojuan*2,3,4,5, LIU Shuaipeng2,3,4,5, LIU Jiahao1,2, LIU Hailong6

1 Research Center of Fluid Machinery Engineering and Technology, Jiangsu University, Zhenjiang 212013, China 2 Advanced Gas Turbine Laboratory, Institute of Engineering Thermophysics, Chinese Academy of Sciences, Beijing 100190, China

3 Innovation Academy for Light-Duty Gas Turbine, Chinese Academy of Sciences, Beijing 100190, China 4 Key Laboratory of Advanced Energy and Power, Chinese Academy of Sciences, Beijing 100190, China 5 School of Engineering Science, University of Chinese Academy of Sciences, Beijing 100049, China 6 School of Energy and Power Engineering, Jiangsu University, Zhenjiang 212013, China

Abstract: ［Objectives］This study seeks to evaluate the effects of profile variability on the aerodynamic performance of a compressor and provide guidance for the robust design of compressor blades. ［Methods］A mathematical model of profile variability distribution with a single peak is established. The effects of the combined profile variability of the blade pressure and suction surface on the aerodynamic performance of two supersonic planar cascades are then investigated by numerical simulation. ［Results］The results show that the profile variability distribution on the suction surface is the key factor behind cascade total pressure loss. The total pressure loss coefficient decreases gradually with the position of maximum profile variability on the suction surface moving downstream. The profile variability distribution on the blade pressure and suction surface influences the flow turning angle and static pressure rise coefficient with opposite trends. The profile variability on the suction surface plays a dominant role in the flow turning angle and static pressure rise of cascade with lower incoming Mach number; for cascade with higher incoming Mach number, the profile variability on the pressure surface has a significant impact on the flow turning angle and static pressure rise. The position and intensity of the shockwave and the end wall profile of the expansion channel after the shockwave comprehensively determine the flow state on the blade surface and in the cascade blade passage. The flow loss near the blade suction surface increases, the flow loss near the blade pressure surface decreases, and the compound effect determines the change of cascade loss, flow turning angle and static pressure rise. ［Conclusions］The results of this study can provide guidance for the design, manufacture and manufacturing variability evaluation of transonic compressors.

Key words: axial compressor；transonic cascade；profile variability；variability accuracy；variability distribution；aerodynamic performance

收稿日期: 2023–03–18 修回日期: 2023–04–26 网络首发时间: 2023–06–15 15:55

基金项目: 国家科技重大专项资助项目（2017-Ⅱ-0007-0021，2017-Ⅱ-0006-0020）

作者简介: 陈卓远，男，1996年生，硕士生。研究方向：压气机气动热力学。E-mail：1365129534@qq.com耿少娟，女，1980 年生，博士，副研究员。研究方向：压气机气动设计。E-mail：gengsj@iet.cn *通信作者:耿少娟

0 引言

压气机作为燃气轮机的核心部件之一，其气动性能对燃气轮机整机性能具有决定性影响。现代高性能燃气轮机中，多级轴流压气机的前面级广泛采用跨声速设计技术[1]。由于激波强度和位置对叶片几何形状很敏感，跨声速压气机的气动性能对叶型几何参数变化的敏感程度进一步增大[2]。压气机叶片属于薄壁件，高性能叶片呈现为兼具弯、扭、掠特征的复杂三维构型，在加工制造过程中，不可避免地会产生多种类型的几何误差，使得压气机气动性能偏离设计值。近年来，叶片加工误差对压气机气动性能的影响受到国内外学者的广泛关注[3-7]，综合评估压气机气动性能对不同类型加工误差的敏感性，对指导压气机设计、加工和超差审理均具有重要意义。基于现代高性能压气机高单级压比的发展趋势，开展超跨声速来流条件下加工误差对压气机/叶栅气动性能影响研究的重要性和必要性更加突出。Lange 等基于叶片测量结果建立了包含[8] 14个典型叶型参数的加工误差统计分布模型，并研究了动叶加工误差对10级高压压气机气动性能的影响，结果显示不同工况点的敏感性差异较大，前面级的效率和压比特性对整个压气机的鲁棒性和性能有决定性影响，影响显著的参数有中弧线最大挠度、前缘厚度和安装角。Garzon 等基于叶片测量数据研究了几何误差对某整体叶盘转子性能的影响，结果表明设计点平均损失增大4%，主要由前缘误差引起。Lejon 等基于叶片[10]测量结果研究了加工误差对跨声速轴流压气机转子性能的影响，发现流量和总压比的改变主要由几何平均偏移量决定，而效率的改变主要由几何偏差的分散度决定，几何分散度影响前缘附近的[11]压力和激波位置。刘业胜等的研究表明，非均匀轮廓度偏差使风扇效率在整个工作范围内均有所下降，压比也在很大范围内有所降低，其中，叶尖位置的轮廓度偏差对气动性能的影响较大。程[12]超等针对跨声速压气机转子的研究发现，前缘角和厚度偏差对效率影响较大，前后缘形状、厚度偏差和截面位置对总压比影响较大，前缘角偏差和前后缘形状对流量影响较大，同时叶顶位置[13]对性能的影响更敏感。马峰等针对跨声速压气机转子的研究表明，不同工况点压比和效率对轮廓度误差的敏感区域不同，转子性能对叶中及叶[14]尖的几何误差敏感性更强。耿少娟等针对实测转子叶片研究了加工误差对1.5级跨声速压气机气动性能的影响，结果表明性能差异主要发生在叶中及以上叶高范围，原因为加工误差导致激波[15]位置和强度发生变化。进一步，陈为雄等和刘[16]铠烨等针对超声速叶型的研究表明，前缘轮廓度是影响叶栅性能的主要因素，对吸力面加工误差的敏感程度高于压力面加工误差，且敏感度沿弦向位置向后逐渐递减，原因为加工误差影响前缘加速过程和激波强度。目前，针对加工误差对跨声速压气机气动性能影响的研究取得了重要进展，共性特征为转子性能对叶中及以上区域几何误差敏感性更强。但针对加工误差对超声速叶栅气动性能影响的研究较少。针对不同来流条件和几何特征的超声速叶栅，其影响规律和作用机理有待深入研究。本文将在文献 [14]研究工作的基础上，提取转子叶片叶中和叶顶附近的截面构建超声速平面叶栅，通过建立基于实测数据的单峰值轮廓度误差分布模型，考虑不同峰值误差精度水平和峰值误差位置影响，开展压力面和吸力面不同组合误差分布对超声速叶栅气动性能的影响研究，旨在合理评估工程中常见的轮廓度误差对压气机气动性能的影响，并为叶片鲁棒性设计提供参考。

1 研究对象和计算方法1.1 研究对象

本文研究对象为超声速叶栅，源自某跨声速轴流压气机转子[14]，该转子为整体叶盘，采用小轮毂比、宽弦和弯掠复合三维设计叶片，考虑强度问题，适当增大了根部叶型的厚度。提取转子叶片 50% 和 86%两个叶高截面构建超声速平面叶栅，分别命名为叶栅A和叶栅B，对应的叶型分别为叶型A和叶型B。设计工况时在转子相对坐标系下，叶栅 A的来流马赫数为 1.017，叶栅 B的来流马赫数为 1.18，二维平面叶栅几何示意如图1所示，叶栅设计参数如表1所示。

1.2 数值计算方法及校核

本文数值计算采用商业CFD 软件ANSYS CFX

求解基于雷诺平均方法的稳态N−S方程；网格划

分采用商业 CFD 软件 Numeca Autogrid5，为 O4H

型拓扑结构，叶表第 1层网格对应的 y+值小于3。对基于同一理论叶型的不同误差叶型，采用相同的网格拓扑结构和节点分布，最大程度避免网格差异对计算结果的影响。以叶栅B为例，计算域和网格分布如图2所示，计算域叶高取 0.12 倍

叶片弦长，进口距叶片前缘2倍弦长（弦长为 c），出口距叶片尾缘 2.2 倍弦长，叶片表面第 1层网格高度2 μm，单通道总网格数为522 240。为确保数值计算结果的准确性和可靠性，本文以 DFVLR叶栅为对象，对所采用的数值计算方法进行校核。其中，DFVLR叶栅的叶型几何数据和实验数据源自文献 [17]。CFD 计算选取剪切应力输运（ SST） k−ω湍流模型，工质为理想气体。进口边界给定总温、总压、气流角和湍流度，通过控制进口总压调节来流马赫数；出口边界给定静压；叶片表面为绝热无滑移条件；栅距方向为平移周期性边界；叶高方向为对称边界；当均方根残差值收敛到 1.0×10−6 时认为计算已收敛。图 3（ a）为来流马赫数分别为 0.92 和 1.02 时数值计算和实验所得不同来流角度的叶栅总压损失特性曲线，其中，总压损失系数ω的定义如式（1）所示。本文计算中轴向密流比（ AVDR）为 1，实验时 AVDR的范围为 1.10～ 1.17，虽然 AVDR 的差异会对损失结果有一定影响，总体上在两个来流马赫数时计算和实验结果吻合较好，证明了本文所采用的数值计算方法的有效性。图3（ b）进一步对比了来流马赫数为 0.92、进气角为 148.5°、AVDR 为 1.0条件下叶片表面压力系数的数值计算和实验结果，其中，叶片表面压力系数cp定义如式（ 2）所示。由图可以看出，叶表压力系数分布的计算结果与实验结果基本一致，进一步表明本文所采用的数值计算方法满足研究需求。

1.3 误差分布模型构建

本文采用自主开发的轴流压气机二维叶型制造误差计算软件[18]，对某批次加工生产的跨声速转子叶盘的三坐标检测数据进行计算分析，获得不同叶高位置叶型吸力面和压力面轮廓度误差分布规律。参考吸力面和压力面轮廓度误差分布的典型特征，本文采用 2 阶 Bezier 曲线构建如图 4所示的单峰值轮廓度误差分布数学模型，可通过调整控制点 P2的横坐标改变轮廓度峰值误差对应的弧长位置，通过调整控制点P2的纵坐标改变轮廓度峰值误差的大小。考虑3个轮廓度峰值误差位置，分别为 0.275 弧长， 0.500 弧长和 0.725 弧长，并命名为位置1，2 和3；同时，参考 HB 5647-98标准[19]，针对本文所研究的叶型弦长，选取 3个轮廓度峰值误差精度，分别为 0.1，0.2 和 0.3 mm。本文研究中，考虑仅吸力面存在轮廓度误差、仅压力面存在轮廓度误差、压力面和吸力面同时存在轮廓度误差3种情况。当压力面和吸力面同时存在轮廓度误差时，轮廓度峰值误差取相同精度，仅考虑压力面和吸力面不同峰值误差位置组合情况。计算样本命名规则如下：当压力面或吸力面

2 结果分析

图 5（ a）和图 5（ b）分别为理论叶型对应的叶栅 A和叶栅B的总压损失特性，计算中固定进口总温、总压和湍流度，通过改变出口静压调节不同来流角度时的进口马赫数。图中红色圆圈标识的点对应叶栅A和叶栅B的设计来流角度，后续结果分析和对比均针对设计来流角度开展。静压升系数的定义如式（3）所示。

∆C p = ( p2 p1)/ ( p01 p1) − −无轮廓度误差时记作 P0 或 S0；当存在轮廓度误差时，以 S0.3-1 & P0.3-1 为例，表示叶型表面轮廓度峰值误差为0.3 mm，吸力面峰值误差位于位置1，压力面峰值误差位于位置1。对叶型 A和叶型B采用相同的样本组合，如表 2所示。对各误差叶型计算样本，通过自编程序，在理论叶型的压力面和吸力面基础上，沿法向叠加给定的轮廓度误差，从而得到误差叶型。式中， p2为出口静压。

2.1 吸力面轮廓度误差分布对叶栅气动性能的影响

首先分析压力面为理论型线，仅在吸力面存在轮廓度误差的情况，结果如图 6所示。对叶型

A，与理论叶型相比，考虑表2所示的 3种轮廓度峰值误差精度及各误差精度对应的3种误差分布，轮廓度误差的存在均使叶栅的总压损失系数增大、气流折转角减小、静压升降低；随着轮廓度

峰值误差位置向叶片下游移动，叶栅总压损失增幅逐渐减小，气流折转角降幅逐渐减小，静压升降幅逐渐减小。当峰值轮廓度误差位于相同弧长位置时，随着峰值误差幅值的增大，总压损失增幅变大，气流折转角降幅增大，静压升降幅增大。当峰值误差位于 0.275 弧长位置时，在0.1～0.3 mm误差精度范围内，叶栅总压损失系数增加 3.39%～ 9.99%，气流折转角减小 1.51%～ 5.95%，静压升系数减小 1.53%～5.53%。对叶型B，在每种峰值误差精度水平下，随着轮廓度峰值误差位置向叶片下游移动，叶栅总压损失呈减小趋势，气流折转角呈增大趋势，静压升系数呈增大趋势，上述变化趋势与叶型 A一致。与理论叶型相比，当轮廓度峰值误差位于0.275 弧长位置时，在 3种误差精度水平下，叶栅总压损失均增大，且增幅随着峰值误差幅值的增大而增大，由 0.1 mm误差精度的 0.64% 增大到0.3 mm误差精度的 1.69%；当轮廓度峰值误差位于 0.500 和 0.725弧长位置时，叶栅总压损失均降低，且降幅随着峰值误差幅值的增大而增大；当轮廓度峰值误差位于 0.725 弧长位置时，叶栅总压损失降幅由 0.1 mm误差精度的 0.76% 增大到0.3 mm误差精度的 1.82%。对 0.1 mm误差精度，吸力面给定3种误差分布时，气流折转角均有小幅增大，且随着轮廓度峰值误差位置由 0.275 弧长向下游移动时，气流折转角增幅变大，由0.04% 增大到 0.61%。对 0.2 和 0.3 mm误差精度，与理论叶型相比，当吸力面轮廓度峰值误差位于0.275 和 0.500 弧长位置时，气流折转角均小幅降低，且 0.3 mm误差精度比 0.2 mm误差精度降幅略有增大；当轮廓度峰值误差位于 0.725 弧长位置时，气流折转角增大，且增幅随着峰值误差幅值增大而增大，由 0.2 mm误差精度的 1.09% 增大到 0.3 mm误差精度的 1.30%。与理论叶型相比，

当轮廓度峰值误差位于0.275 弧长位置时，在3种误差精度水平下，叶栅静压升均降低，且降幅随着峰值误差幅值的增大而增大，由0.1 mm误差精度的 0.26% 增大到 0.3 mm误差精度的 0.80%；当轮廓度峰值误差位于 0.725 弧长位置时，叶栅静压升均增大，且增幅随着峰值误差幅值的增大而增大，由 0.1 mm误差精度的 0.58% 增大到 0.3 mm误差精度的 1.35%。

2.2 压力面轮廓度误差分布对叶栅气动性能的影响

针对吸力面为理论型线，仅在压力面存在轮廓度误差的情况，结果如图7所示。对叶型A，在各峰值误差水平下，相比吸力面误差分布，当轮廓度峰值误差位于 0.275 和 0.500 弧长位置时，压力面误差分布对叶栅损失、气流折转角和静压升的影响较小，且变化不明显；主要区别发生在轮廓度峰值误差位于压力面 0.725 弧长位置，该位置误差分布总体上使得叶栅性能变差，这一结论与压力面为理论型线、仅吸力面存在误差分布不同。压力面轮廓度误差对叶栅总压损失系数的影响最大为 1.36%，对气流折转角的影响最大为1.91%，对静压升系数的影响最大为 1.04%，明显小于吸力面轮廓度误差对叶栅性能的影响范围。对叶型 B，在各误差水平下，相比吸力面误差分布，压力面误差分布对叶栅损失影响较小，且变化不明显，最大变化量不超过0.39%；相比理论叶型，均使得叶栅损失增大，且主要区别发生在轮廓度峰值误差位于压力面 0.725 弧长位置。相比吸力面误差分布，压力面误差分布对气流折转角和静压升的影响明显增大；相同误差位置，气流折转角和静压升的降幅随误差幅值的增大而增大；相同误差水平，随轮廓度峰值误差位置向下游移动，气流折转角和静压升的降幅增大；当轮廓度峰值误差位于 0.725 弧长位置时，气流折转角降幅由0.1 mm误差精度的2.91% 增大到 0.3 mm误差精度的 8.38%，静压升系数降幅由 0.1 mm误差精度的 1.25% 增大到 0.3 mm误差精度的3.86%。从上述叶型 A和叶型 B在对应来流角度和来流马赫数的分析结果看，当单独考虑吸力面或压力面误差分布时，对设计来流马赫数较低的叶型A，吸力面误差分布是影响叶栅性能的关键，当轮廓度峰值误差位于 0.275 弧长位置时，对总压损失系数、气流折转角、静压升系数等的影响更显著；对压力面误差分布，当轮廓度峰值误差位于靠近尾缘的 0.725 弧长位置时，对叶栅气动性能的影响相对其他位置更明显。对设计来流马赫数较高的叶型B，吸力面误差分布是影响叶栅损失的关键因素，轮廓度峰值误差位于前缘附近时增大叶栅损失、而位于尾缘附近时降低叶栅损失；压力面误差分布是影响气流折转角和静压升系数的关键因素，轮廓度峰值误差位于尾缘附近的 0.725弧长位置时影响显著。

2.3 吸力面和压力面轮廓度误差组合对叶栅气动性能的影响

针对吸力面和压力面轮廓度组合误差，本文考虑吸力面和压力面轮廓度峰值误差精度水平相同，轮廓度峰值误差位置不同组合的情况，结果如图 8所示。图 8（ a）为固定压力面轮廓度峰值

误差位置，改变吸力面轮廓度峰值误差位置所绘制的叶栅性能变化曲线；图8（b）为固定吸力面轮廓度峰值误差位置，改变压力面轮廓度峰值误差位置所绘制的叶栅性能变化曲线。对叶型A，由图 8（a）可见，对所研究的 3种误差精度水平，除压力面轮廓度峰值误差为 P0.1-1和 P0.1-3外，随着吸力面轮廓度峰值误差位置向下游移动，叶型的总压损失系数逐渐减小。与理论叶型相比，当吸力面轮廓度峰值误差位于0.275 和 0.500 弧长位置时，其与压力面误差分布的所有组合均使得叶栅损失增大，0.1 mm误差精度的最大增幅为 5.32%， 0.2 mm误差精度的最大增幅为 7.17%， 0.3 mm误差精度的最大增幅为8.61%；当吸力面轮廓度峰值误差位于 0.725 弧长位置时，除 P0.1-1， P0.1-2， P0.1-3 和 P0.2-3 外，其余组合误差的叶栅总压损失系数均增大，最大变化幅度不超过 1.83%。除 S0.1-3 & P0.1-1 样本外，其余组合误差均使叶栅的气流折转角减小；与对叶栅损失系数的影响类似，除 P0.1-1 和 P0.1-3 组合误差外，其余组合误差时的气流折转角降幅均随着吸力面轮廓度峰值误差位置向下游移动而减小。相同误差位置组合，随着峰值误差幅值的增大，气流折转角减小。0.1 mm误差精度时最大降幅为 2.62%， 0.2 mm误差精度时最大降幅为5.08%，0.3 mm误差精度时最大降幅为8.01%。静压升系数与气流折转角的变化趋势一致，0.1 mm误差精度时静压升系数最大降幅为2.79%，0.2 mm误差精度时最大降幅为 4.48%， 0.3 mm误差精度时最大降幅为 6.06%。对比图 8（ b），可以清楚地发现，当吸力面轮廓度峰值误差位置固定时，改变压力面轮廓度峰值误差位置，对叶栅损失的变化影响不明显；对各误差精度水平，吸力面误差对叶栅损失大小起决定作用，且前缘位置对叶栅损失增幅的影响更明显。相比压力面误差分布，吸力面误差分布对叶栅气流折转角和静压升系数的影响更加明显；针对相同误差位置组合，随着峰值误差幅值的增大，叶栅气流折转角和静压升系数下降。对叶型 B，随着吸力面轮廓度峰值误差位置向下游移动，叶栅总压损失系数逐渐减小，与理论叶型相比，当吸力面轮廓度峰值误差位于0.275弧长位置时叶栅损失增大，最大增幅为1.88%；当轮廓度峰值误差位于 0.500 和 0.725 弧长位置时叶栅损失减小，0.725弧长位置的最大降幅为1.79%。叶栅损失随压力面轮廓度峰值误差位置的变化波动较小，说明吸力面误差分布是影响叶栅损失的关键因素，特别是在前缘附近。在各峰值误差精度水平下，不同组合误差分布均使得叶栅的气流折转角和静压升系数降低；随着吸力面轮廓度峰值误差位置向下游移动，气流折转角和静压升均逐渐增大；随着压力面轮廓度峰值误差位置向下游移动，气流折转角和静压升均逐渐减小。相同误差分布组合，随着误差幅值增大，气流折转角和静压升降幅增大。压力面轮廓

度峰值误差位置对气流折转角和静压升的影响趋势与吸力面的相反。0.1 mm误差精度时气流折转角的最大降幅为 2.75%， 0.2 mm误差精度时最大降幅为 5.91%， 0.3 mm误差精度时最大降幅为9.02%； 0.1 mm误差精度时静压升系数的最大降幅为 1.56%， 0.2 mm误差精度时最大降幅为3.06%，0.3 mm误差精度时最大降幅为4.64%。

2.4 轮廓度误差对超声速叶栅气动性能影响机理分析

基于上述分析结果，分别针对叶型A和叶型B，选取误差叶型样本 S0.3-1 & P0.3-1 和 S0.3-3 & P0.3-1，与理论叶型对比，进一步开展流场分析，解释轮廓度误差对叶栅气动性能的影响机理。图 9为叶片下游 0.35弦长位置总压损失系数沿栅距方向的分布。对叶型A，相比理论叶型，两个误差叶型均使得叶栅总压损失增大，损失增加主要由吸力面侧流动造成，而近压力面侧损失减小，但减小幅度小于损失增加量。对叶型B，相比理论叶型，样本 S0.3-1 & P0.3-1 的叶栅损失增加，而样本 S0.3-3 & P0.3-1 的叶栅损失减小，其中，靠近压力面侧损失减小，靠近吸力面侧损失增大，吸力面和压力面侧损失变化的综合效果决定了整个叶栅损失的变化幅度。图10进一步给出了叶型 A和叶型B叶片表面的等熵马赫数分布，当压力面轮廓度误差分布固定时，无论吸力面轮廓度峰值误差位于 0.275 弧长还是 0.725 弧长，虽然对前缘附近的气流加速会有不同程度的影响，但关键性决定因素是激波位置和激波强度的变化。吸力面轮廓度误差的存在均使得激波位置一定程度上向下游移动，同时激波强度减弱。因此，压力面侧压力降低，同时等熵马赫数增大。激波增压之后，压力面和吸力面构成扩张通道，气流进一步减速扩压，此时扩张通道的流道型线综合决定了扩压过程的损失和扩压能力。图11为叶栅 B在 S1流面的熵增云图，与理论叶型相比，可观察到误差叶型激波位置向下游移动，更靠近叶片前缘；同时，样本 S0.3-1 & P0.3-1 的尾迹强度和宽度更大，向下游延伸更长的距离完成掺混，而样本S0.3-3 & P0.3-1 的尾迹强度降低，向下游延伸的距离明显缩短，下游低损失区的范围增大。