本课题组提出的基于气驱涵道风扇技术的垂直起降动力系统可以实现高速固定翼飞机的垂直起降,其核心部件叶尖涡轮具备极低稠度和低展弦比的特征,稠度可低至0.6(常规稠度1.2~1.6),展弦比可低至0.3(常规展弦比1.5~2.0)。针对极低稠度下叶尖涡轮叶片吸力面存在大范围分离的特点,本文在已有研究基础之上,基于高反力度叶片的设计思路,采用数值仿真的方法开展了极低稠度高反力度叶尖涡轮流动特征及其设计技术的研究,同时将串列叶栅技术应用于极低稠度高反力度叶尖涡轮中,并为后续研发这种垂直起降动力系统奠定理论基础。主要工作包括:1、基于高反力度叶尖涡轮叶型,对极低稠度高反力度叶尖涡轮的流动特征及损失构成展开研究。研究结果表明:和常规叶尖涡轮不同,高反力度叶尖涡轮叶背不存在明显的分离,流道中流动情况良好,存在可使气流进一步加速膨胀的气动喉道。极低稠度下,高反力度叶尖涡轮叶片表面的载荷分布呈前加载趋势;极低稠度涡轮相比于常规涡轮,叶型损失急剧增加,叶尖泄漏损失降低,二次流损失增大;高反力度叶尖涡轮损失介于常规稠度涡轮和极低稠度涡轮之间,其叶尖泄漏损失占总损失一半以上,高达54.15%。2、开展适用于气驱涵道风扇垂直起降动力系统的极低稠度高反力度叶型设计技术研究,通过攻角变化、叶型厚度分布等因素来分析叶尖涡轮流场和性能变化。同时对极低稠度叶尖涡轮的性能评判标准进行补充,提出使用能量利用率来综合衡量叶尖涡轮对整个涵道风扇推进动力系统的增益。研究结果表明:叶尖涡轮叶型前端中弧线改变造成的进气攻角的变化对叶尖涡轮效率的影响不会很大,但转子进口适宜的负攻角能促进气动喉道的形成,增加气流在流道外的膨胀加速能力,提高能量提取率以及能量利用率,使得叶尖涡轮对推进系统的贡献率达到较高水平。高反力度叶尖涡轮的效率可提高至84.38%,能量提取率及能量利用率均高于极低稠度涡轮。3、将串列叶栅技术引入极低稠度高反力度叶尖涡轮中,以扩大叶片强影响区域,重点研究串列叶栅弦长比和弯度比对叶尖涡轮能量提取和能量利用率的影响。弦长比的变化会对前后叶片的加功量及泄漏涡的掺混产生影响;弯度比的变化会影响叶片的能量提取效果及强影响区域范围。当弦长比为2.04、弯度比为1.12时,叶尖涡轮性能最佳。最佳方案相比原极低稠度涡轮能量提取率提升13%,能量利用率上升21%,效率提高5%。