NASA Rotor 67 是20世纪70年代 NASA 开发的跨音速轴流压气机转子，作为涡轮机械领域的经典基准测试案例沿用至今。

　　其内部流场包含激波、边界层分离等复杂流动现象，被广泛用于验证计算流体动力学(CFD)方法的准确性、评估压气机性能预测模型的可靠性。

　　公开的实验数据也使其成为学术界和工业界研究叶轮机械流动的标准算例，为跨音速压气机的气动分析和优化提供了重要依据。

　　基于DIMAXER软件，对Rotor67进行非定常大涡模拟数值仿真，精确捕捉到了工况变化中压力脉动和激波位置的变化情况。

　　1. 几何模型

　　NASA Rotor67 是跨音速轴流压气机转子的基准模型，由22个高负荷叶片构成，叶尖直径0.5米，轮毂比0.4。叶片用中等展弦比设计，沿展向呈扭型分布：叶根区域厚度较大以满足强度需求，叶尖区域薄前缘与后缘设计则用于优化跨音速流场性能。

　　Rotor67的三维建模

　　Rotor67实验数据截取位置

　　关键三维特征包括1毫米的叶顶间隙，0.08-0.12 米轴向流道长度，以及因轮毂锥度导致的出口直径渐变。

　　2. 网格划分

　　本次仿真采用单通道模型，构建了 68 万网格量，对应约 4352 万求解点。

　　单通道整体网格

　　DIMAXER软件的网格处理优势，支持精细局部网格调控，兼顾宏观流道与微观特征流动，适配跨音速轴流压气机的多尺度模拟需求。

　　网格采用O4H结构拓扑，壁面第一层网格尺寸为3e-005m，叶片壁面Y+≥10，叶顶间隙1mm，共17层网格;叶高方向网格点数69个;轴向方向设置123个节点，并且在叶片前缘，尾缘及喉部等冲击分离和激波发生的位置均进行了适当加密。

　　网格质量相对较高，整个流域网格延展性比为1.15，雅各比均在0.4以上，网格正交性均在21度以上。

　　3. 计算结果

　　本次仿真采用四阶精度进行非定常大涡模拟，68 万网格，约4352 万求解点，用 1 张RTX4090 显卡完成转子一圈计算，耗时约 6.5 天。根据DIMAXER线性加速的优势特点，使用 4 张GPU卡，可缩短计算时间到 2 天以内。

　　3.1 气动特性曲线对比

　　计算以「进口总温总压、出口背压为边界条件」，当出口背压达 123KPa 时压气机进入失速状态。因此，选取失速前的 8 个工况开展计算，重点分析压比、等熵效率等核心气动特性。

　　随背压变化，压气机气动性能的变化情况及各工况计算结果，如下表所示：

　　根据计算结果绘制气动特性曲线，并与实验值进行了对比，结果如下：

　　流量压比曲线对比

　　流量效率曲线对比

　　在Aero station2截面，总压与进口总压的比值沿径向分布和与实验值的对比曲线如下：

　　效率峰值工况(bp119Kpa)下

　　总压比沿径向的分布对比

　　效率峰值工况(bp119Kpa)下

　　总温比沿径向的分布对比

　　3.2 气动云图对比

　　在Rotor的计算流域中，选取以下截面做云图分析。其中，S3为叶片流道中段截面，S1为文献中station2的位置，以及10%叶高和90%叶高。

　　本次计算，先进行了峰值工况点的计算，而后，以该工况点的结果为初场，进行了其余工况的续算。

　　以下是其中 4 个工况下，10%叶高和90%叶高的马赫数分布的变化过程。可以看出：随着背压增大，运行点越靠近峰值点，叶片中后段的分离现象趋于减弱，分离点逐渐后移，分离层的厚度和范围也逐渐变小。

　　4 个工况下10%叶高和90%叶高的马赫数变化

　　4 个不同工况下，最后瞬时时刻的不同叶高马赫数云图对比如下：

　　bp113Kpa

　　bp115Kpa

　　bp117Kpa

　　bp119Kpa

　　在bp113Kpa、bp117Kpa工况下，以bp119Kpa结果为初场的叶片S1截面的静压变化情况如下。可以清楚看到：随着工况背压的减小，静压的压力波有一个明显前移的过程。

　　2 个工况下S1截面的静压变化

　　下面给出的是叶片流道中段S3截面的压力分布情况。可以看到：随着背压增大，工况向最高效率点推移，分离现象逐步减弱，叶尖的流动进一步稳定，压力脉动振幅显著减小。

　　综上，本次基于DIMAXER软件，对Rotor67开展的非定常大涡模拟数值仿真结果显示：

　　随着背压升高会导致叶片通道内的激波位置向叶片前缘移动，且激波强度显著增加。当背压超过非定常边界时，激波位置的周期性变化会进一步诱发流动分离和压力脉动。

　　DIMAXER的大涡模拟非定常计算，精确地捕捉到了在工况变化中压力脉动和激波位置变化的情况，为跨音速压气机的气动分析和性能优化提供了重要的数据支撑。