风扇转子叶型侵蚀前缘再造型优化设计

史 磊 ，林文俊 ，于 满 ，于 鹏

（1.中国民航大学中欧航空工程师学院，天津 300300;2.国家知识产权局专利局专利审查协作北京中心福建分中心,福州 350108；3.法国国立高等航空航天学校，法国图卢兹 31400）

0 引言

航空发动机在长时间航线运行中，风扇转子叶片难免受到外来砂石颗粒侵蚀以及风蚀效应的影响，其前缘形状会发生改变。相关研究表明前缘侵蚀使叶片弦长缩短、表面粗糙度增大[1]，气动性能下降[2]，效率和静压比降低[3]，促使附面层内的层流提前转捩并加剧附面层分离[4]。Klinner 等[5]和Alexander 等[6]于2014年前后观测前缘侵蚀对叶型前缘激波的影响，侵蚀使得前缘弓形激波增强且平均激波位置上移，激波总损失增大。2015年，Li 等[7]研究发现叶片样本弦长因侵蚀最多缩短了6.69%，高压压气机效率和压比分别降低了0.27%和0.16%。

国内外学者在侵蚀叶片前缘再造型方面也开展了相应的研究，Roberts 等[8]发现重新定义前缘形状有助于叶片恢复气动性能，但前缘重构可能会减少发动机的稳定工作裕度；Giebmanns 等[9]将前缘修复后NASA Rotor35叶片组装成风扇级或压气机级，对比分析不同转速下其气动性能的差别；2012年，Giebmanns 等[10]对前缘侵蚀叶型建立了自动优化设计程序，优化后叶型的总压损失在设计工况下降低了3%；其叶栅风洞试验显示，前缘优化后激波损失降低[11]。德国摩天宇发动机维修公司[12]开发了一种防侵蚀涂层，能够有效地降低压气机叶片报废率；Höenen等[13-14]发现相比于传统人工维修，自动化修复后叶片气动特性明显改善，其使用寿命延长25%。目前，中国发动机维修企业对叶片前缘只进行手工打磨处理，叶片前缘一致性较差，对叶片气动性能恢复潜力的挖掘有限；李超东等[15]发现采用大椭圆度、小半径和曲率非连续造型方法生成的叶型前缘对于外来扰动表现出了较为良好的不敏感性；史磊等[16-17]研究了风扇转子前缘侵蚀叶片气动性能衰退问题，并通过叶片前缘优化使修复叶片的气动特性能够接近原始叶片的水平。

现有研究在侵蚀前缘修复过程中未能充分兼顾风扇/压气机的稳定工作裕度，本文以DGEN380 风扇转子叶片50%截面叶型为研究对象，借助商业软件NUMECA 进行侵蚀叶型前缘的多工况多目标优化设计，通过分析优化前后气动特性的变化，探讨前缘再造型对于恢复前缘侵蚀叶型气动性能的潜力。

1 研究对象

1.1 数值模拟对象

本文以DGEN380小型大涵道比涡扇发动机风扇转子50%叶展截面叶型为研究对象建立平面叶栅模型，风扇转子模型及其50%叶展处叶型如图1 所示。平面叶栅的主要叶型参数及结构尺寸见表1。

表1 平面叶栅的主要叶型参数及结构尺寸

图1 风扇转子模型及其50%叶展处叶型

1.2 数值计算方法

应用商业CFD 软件NUMECA 开展数值模拟计算，借助其中的FINE/Turbo 模块求解平面叶栅定常流场。工质选择理想气体，湍流模型选择Spalart-Allmaras，空间差分法采用2 阶中心格式，时间项处理方法为4 阶Runge-Kutta 迭代求解。采用多重网格技术加速收敛，CFL 数取为3。边界条件设置来流速度方向、压力进口和压力出口，给定出口静压，固定壁面无滑移绝热条件。通过调整进口总压和进口气流角得到不同工况下的流场。

对于前缘侵蚀叶栅，使弦长缩进的数值与侵蚀前缘分布的最大粗糙高度相等，可以较好地模拟叶型前缘的侵蚀情况。根据某型发动机风扇转子叶片前缘形貌和粗糙度，现场多次实测得到风扇转子叶片50% 叶展的平均最大粗糙高度为Rz=120 μm。求解前缘侵蚀叶栅的流场，求解过程中涉及粗糙度计算但不涉及复杂涡模拟，因而选取带有扩展壁面函数的SA-extended wall 湍流模型[17-18]并输入相应换算的粗糙度参数，然后进行流场计算。

1.3 网格无关性校验

在叶栅前缘延伸1 倍弦长、尾缘延伸1.5 倍弦长作为计算域进、出口，生成高质量结构化网格。侵蚀叶栅壁面y+值如图2 所示。从图中可见，除前缘侵蚀少部分壁面外，其余壁面的y+值均小于6，粗糙前缘壁面y+值在18 以下，满足拓展壁面函数要求。

图2 侵蚀叶栅壁面y+值

总压损失系数网格无关性验证结果如图3 所示。图中示出了当来流Ma=0.6时中截面出口（尾缘0.7倍轴向弦长处）总压损失系数在不同网格数条件下随攻角的变化情况。进行对比的3 组网格数值计算结果的差异在0.5%以内，说明所选网格符合网格无关性要求。最终选取网格数为60万的网格作为计算网格。

图3 总压损失系数网格无关性验证

2 优化方法

2.1 优化步骤

借鉴了Klinner 等[5]提出的使用钝头前缘（Blunt Leading Edge，BLE）叶栅代表具有侵蚀前缘的风扇叶片的简化几何；通过现场观察发现侵蚀前缘的形状接近钝头，故使用钝头模型来模拟侵蚀前缘。

侵蚀叶型的前缘优化再造型流程如图4 所示。优化步骤为：（1）从前缘侵蚀叶型模型中提取叶型几何进行网格划分以获取网格文件，同时通过拟合得到叶型的参数化几何文件；（2）将上述文件导入CFD 自动程序链，其中包括边界条件的设置、网格模板的套用和输出参数的确定；（3）选取合适的自由变量和试验设计法（Design of Experiment，DoE）构建样本库；（4）建立优化目标函数并借助人工神经网络训练样本，应用遗传算法经过多次优化迭代得到优化叶型。

图4 侵蚀叶型的前缘优化再造型流程

2.2 网格划分模板与叶型参数化

优化工作在Design3D 平台上进行，该优化平台只能使用叶轮模型，故选用环形叶栅，而为了保证环形叶栅和平面叶栅的等效性，其轮毂半径要尽可能大，以忽略向心力对流场的影响。生成网格拓扑结构为O4H 型的结构网格，叶片周期性为75，叶栅通道网格如图5所示。

图5 叶栅通道网格

轮毂线、机匣线应用B样条曲线生成50 个控制点进行拟合，对中弧线同样应用B 样条曲线生成15个控制点来完成拟合，积叠方式选用前缘点积叠。吸力面压力面采用Bezier曲线生成26个拟合节点来描述，第1个点为前缘曲率控制点，其余为厚度控制点。由于叶栅从叶顶到叶根的叶型没有变化，故仅给出2 处截面叶型进行参数化处理，并在参数表中将1 个截面的所有叶型参数与另1 个截面对应的参数相关联，保证二者随时保持一致。这样能够有效地减少用于定义几何的变量数，既方便进行手动设置，也能减少在优化时的样本生成数，进而缩短优化周期。

参数化后叶型与原始叶型几乎重合，但在对侵蚀钝头前缘进行拟合时，并不是直接拟合其钝头外形，而是通过调节控制点使拟合曲线充满钝头前缘，叶型的参数化如图6 所示。图中黑线为拟合曲线，红线为钝头开放前缘及其中弧线。

图6 叶型的参数化

2.3 优化约束条件与自由变量

查阅风扇转子叶片的维修手册可知，风扇转子叶型前缘存在曲率半径的最小极限值和弦长报废边界。如果前缘侵蚀超过报废边界，则不对叶片进行修复，直接进行更换。此外，因为打磨修理为去材加工过程，所以气动性能恢复方案设计只在侵蚀叶型的前缘范围内进行，优化约束如图7所示。选取吸力面与压力面的前缘曲率半径和第1 厚度控制点共4 个叶型参数作为优化变量，其余参数保持不变，平面叶栅结构参数见表2。表中给出了优化变量的上下限，其中优化上限为初始叶型前缘参数化后构成的最大前缘曲率半径，优化下限为V2500风扇转子叶片的维修手册中叶片叶中要求的最小曲率半径。表2 中“S1_SS_LE_RADIUS”代表截面1 吸力面前缘曲率半径，“S1_PS_LE_RADIUS”代表截面1压力面前缘曲率半径，“S1_PS_HALF_THICK NESS_P1”代表截面1压力面第1控制点厚度。

表2 平面叶栅结构参数mm

图7 优化约束

采用拉丁超立方体法生成3 个工况下的数据库，样本总数为180，并借助人工神经网络训练样本，最后通过遗传算法得到优化叶型数据。

2.4 权重因子确定与优化目标函数建立

相比于单目标优化，多目标优化的复杂之处在于其多个性能目标之间往往是相互冲突的，因而多目标优化的解表现为一个最优解集合，最优解集中的元素被称为Pareto 解。多目标、多工况寻优问题的常用处理方法为：通过权重因子建立目标函数，从而转化成单目标寻求最大或最小目标函数值的问题，全部Pareto解对应目标函数值所构成的集合称为Pareto前沿。

但是权重因子的设置与个人的经验息息相关，如果仅依据模糊的语言针对权重进行分配，那么难以均衡且客观地分析叶型不同工况及其性能参数的优劣程度。层次分析法主要是从评价者对评价问题的本质和要素的理解出发，比一般的定量方法更讲求定性的分析和判断。

因此，为了能够主观和客观相结合地确定各个工况及其性能参数的权重因子，借鉴层次分析法中的语气算子与权重的最小平方法（Weighted Least-Square Method，WLSM）进行计算并对各工况的权重因子进行排序[20]，有文献已通过数学方法证明该模型求解的合理性[21]。语气算子与量化标度的关系见表3。

表3 语气算子与量化标度的关系

通过两两比较i和k工况的重要性后得到有序模糊关系矩阵

式中:i和k分别代表不同攻角下的工况，有序模糊关系矩阵中的bik代表i工况相对于k工况的重要性，对比后对照表3 得到的数值结果（即任意2 个攻角对叶栅气动性能的影响程度比较的量化）。

满足bik=b1-bki且bii=bkk=0.5，然后由最小平方法计算权重向量，其分量即为各工况所对应的权重系数

式中：e为单位向量；C矩阵为最小偏差平方和下的拉格朗日函数。

对0°、+4°和+6°攻角下气动性能的重要性进行初步判断后，由上述公式计算得到的权重因子分别为：0.453、0.350和0.197。

为同时考虑叶栅多个攻角下多个气动性能参数的优化，设置目标函数τ为不同攻角下归一化总压损失系数和静压比的差值与其权重因子乘积之和

式中：ζ为总压损失系数；π为静压升；下标为对应攻角；ω1、ω2和ω3分别为对应工况的权重因子，且ω1+ω2+ω3= 1。优化叶型的选取如图8 所示。图中给出了Pareto前沿中各叶型目标函数的对比，Sample index 为叶型编号。从图中可见，10 号叶型相比于其他叶型在3 个优化工况下具有较高的静压升且同时保持较低的总压损失，因此将其选出作为优化叶型。

图8 优化叶型的选取

3 优化结果及分析

原始叶型、侵蚀叶型和优化叶型前缘的对比如图9 所示。图中ORG 代表原始叶型，ERO 代表侵蚀叶型，OPT 代表优化叶型；SORG、SERO、SOPT分别为3 种叶型的面积。前缘优化所引起的变化仅限于前缘及其与叶身连接的附近区域，叶型中弧线和尾缘在优化过程中保持不变。由于参数化拟合时使用的是Bezier曲线拟合其吸力面与压力面，然后通过将拟合点作为优化变量进行优化，故得到的优化叶型由Bezier 曲线保证其光滑连续。由于前缘打磨属于去材加工过程，但是能够保留较多原材料的侵蚀叶型修复方式更具成本效益，因而前缘优化后叶型的材料去除率RMR也值得关注。相比于前缘侵蚀叶型，优化叶型的材料去除率为2.89%

图9 不同叶型前缘局部对比

来流Ma=0.6 时不同叶型的攻角特性曲线对比如图10 所示。从图中可见，不同叶型的低损失攻角范围（原始叶型最小总压损失系数的2 倍作为低损失攻角范围）有较大差别，优化叶型的低损失攻角范围仅次于原始叶型，侵蚀叶型的最窄且和原始叶型相比减少了1.45°，接近总工作范围的11.75%。此外，随着攻角的不断增大，总压损失系数先减小，然后几乎不变，当攻角大于临界值后继续增大。其中原始叶型的总压损失系数最小，优化叶型的次之，侵蚀叶型的最大。前缘遭遇侵蚀后，叶型的总压损失系数最多增大了50.46%；经过前缘优化后，整体来看总压损失情况得到了明显的改善，优化叶型的总压损失系数比侵蚀叶型的最多降低了33.32%。甚至当攻角为+4°时，优化叶型的总压损失系数比原始叶型减少了约4.3%。

图10 攻角特性曲线（来流Ma=0.6）

为了可以较为直观地看出各攻角工况下优化叶型相对于侵蚀叶型总压损失的回复程度，定义无量纲参数IMP作为其参考

优化叶型IMP随攻角的变化情况如图11所示。从图中可见，除了-10°和+2°攻角工况之外，其余工况的气动性能恢复程度均在60%以上。此外，在优化工况的+6°攻角下优化叶型的气动性能基本恢复到原始叶型的水平，甚至当攻角为+4°时，优化叶型的总压损失系数略低于原始叶型的。

图11 优化叶型IMP随攻角的变化

静压比的大小在一定程度上反映着叶型作功能力的强弱，当来流Ma=0.6时，不同叶型的静压比特性对比如图12所示。

图12 静压比特性对比

从图12 中可见，侵蚀叶型的静压比最小，相比于原始叶型的最多减小了11.3%。优化叶型的作功能力在所研究的攻角范围内基本能恢复到原始叶型的水平。从-4°攻角工况开始优化叶型的作功扩压能力显著提升并强于原始叶型的，其中在+2°攻角工况下的静压比相比于原始叶型的最多提高了7.41%。

不同叶型的气流转折角、扩散因子D和落后角随攻角变化的情况对比分别如图13～15 所示。从图中可见，优化叶型的加功增压性能在大攻角工况下明显优于其他2 种叶型的，原始叶型的次之，前缘侵蚀叶型的性能最差。此外，前缘侵蚀叶型的落后角在正攻角范围内都明显偏大，且在大攻角工况下附面层提前分离，导致叶型损失随着攻角的增大而增大。而优化叶型的落后角相对最小，说明其附面层在大攻角工况下分离最迟，气流能够较好地贴壁流动。

图13 气流转折角对比

图14 扩散因子D对比

图15 落后角对比

为了研究侵蚀叶型损失较大和优化后叶型气动性能得以恢复的原因，有必要对叶型在0°、+4°和+6°攻角下的前缘流场进行对比分析。来流Ma=0.6 时，在0°、+4°和+6°攻角下不同叶型50%叶展位置S1流面的前缘前缘熵增和流线分布如图16 所示。与原始叶型相比，各攻角下侵蚀叶型前缘滞止点附近的低速区域面积均有所扩大，且随着攻角的增大从钝头平台逐渐向压力面移动。这是由于前缘滞止点将来流气流分为2 股分别流向吸力面和压力面，随着滞止点移向压力面，吸力面支流不仅要绕过更长的距离才能到达叶身，而且在流过钝头前缘曲率不连续位置时需要消耗更多的动量，使其抗逆压梯度能力减弱，从而附面层开始迅速增厚。优化叶型前缘滞止点附近的低速区域相比于侵蚀叶型的明显减少，与原始叶型的面积基本相当，甚至当攻角为+6°时优化叶型的低速区域面积小于原始叶型的。这说明优化叶型吸力面前缘将具有更多的高能流体，从而使低能流体有较高的概率能够与高能流体发生动量交换。

图16 不同攻角下叶型50%叶展位置S1流面前缘熵增和流线分布（左为原型叶型，中为侵蚀叶型，右为优化叶型）

通过前缘流线的分布可以看出，侵蚀叶型从0°攻角工况开始吸力面绕流就发生了小范围的分离，但很快与主流动量交换并再附在叶型表面。在+4°和+6°攻角工况下其吸力面上形成了覆盖弦长分别约为3.39%和5.79%的分离泡，导致附面层开始迅速增厚，且气流的摩擦损失增大。而优化叶型在+4°攻角工况下才观察到小尺寸分离泡，虽然原始叶型在+4°攻角工况之前均未发现此现象，但是其在+6°攻角工况下出现的分离泡尺寸明显大于优化叶型的，说明优化叶型的前缘对分离泡的产生和发展具有一定程度的抑制作用。这是因为前缘区域压力尖锋的形成与型面上的局部绕流有着密切关系，侵蚀叶型相比于原始叶型，圆头前缘衰退为钝头前缘且前缘与叶身连接处曲率较大，吸力面和压力面气流需要绕过更长的距离才能到达叶身，从而体现为更强的局部加速并产生吸力峰，当局部加速过强时甚至会产生分离泡。优化后的叶型吸力面与压力面的厚度有所减薄，前缘曲率半径也相对减小且随弧长坐标后移进一步变小，将使局部绕流以更低的速度绕过了更大的弯角，从而缓解了前缘局部加速的强度，使优化叶型前缘具有更小压力尖峰的优势。

为了深入探究优化前缘对分离泡产生和生长具有抑制作用的原因，绘制了当来流Ma=0.6 时，在0°、+4°和+6°攻角工况下不同叶型50%叶展位置沿叶表的静压系数分布及其吸力面前缘10%弦长放大曲线，如图17 所示。叶表静压系数是衡量气流分离的重要参数，其峰值和曲线斜率不仅可以表征吸力峰和逆压梯度的强弱，而且叶型两面曲线所围成的面积能够反映出叶片表面承受负荷的水平。

图17 不同攻角下叶型50%叶展位置静压系数cp沿叶型表面分布及吸力面前缘10%弦长局部曲线

整体来看，侵蚀叶型吸力面与压力面上的静压系数差相较于原始叶型的和优化叶型的较小，在攻角为+6°时最为明显，说明侵蚀叶型表面所承受的载荷较小，具体表征为其增压能力最弱。

在该工况下与原始叶型对比，优化叶型吸力面上适当降低了相对弦长前2.5%范围的负荷水平，并提高了2.5%～55%相对弦长内叶型作功能力，从而有效地促进了气流的贴壁流动。此外，静压系数的差异性主要体现在吸力面上，且随着攻角的增大，叶型前缘位置的静压系数变化较为显著，其余位置上的趋势分布相对差别不大。放大前缘10%弦长的静压系数曲线可以发现，在3 个攻角工况下，侵蚀叶型的吸力峰峰值和曲线斜率最大，这表示叶型该位置的逆压梯度最大，附面层增厚最为显著。当攻角增加到+6°时，侵蚀叶型的前缘流动情况最为恶劣，在静压系数曲线的上升沿出现了明显的分离泡特征，容易促使层流附面层提前转捩为湍流附面层，加大气流的分离程度并导致附面层内部摩擦损失增大。而优化叶型相比于原始叶型，吸力面上的曲线斜率从大约2.5%相对弦长位置开始表现得较为平缓，说明该范围内未出现显著的逆压梯度变化，使吸力面附面层能够保持在较为健康的发展状态。

量化吸力峰的强度将有助于研究前缘分离泡现象，所以借鉴了Goodhand 和Miller[22]提出的Dspike参数，具体表征为Dspike参数越大则前缘气流突然压缩的程度越强。通过静压系数换算为叶型表面的等熵Ma后，Dspike可按下式计算：

式中：umax和umin分别为叶型前缘的最大速度和最小速度。有研究表明，该无量纲参数与附面层能量损失厚度联系较为密切且存在一个临界值，一般不大于0.2，当Dspike数值超限时将会造成叶型损失的显著增大[23]。

当攻角从-6°增大到+6°时，叶型吸力面前缘Dspike随攻角的变化如图18 所示。结合上文的叶型吸力面前缘静压系数曲线不难看出，随着攻角逐渐增大，吸力面前缘Dspike也随之增大，即前缘吸力峰强度增强。当处于较大负攻角工况时，原始叶型和优化叶型的Dspike均为0，而侵蚀叶型已具有了0.12以上的Dspike，说明此时产生了一定强度的吸力峰，这应当与侵蚀后钝头前缘局部曲率对吸力峰的促进作用有关。

图18 叶型吸力面前缘Dspike随攻角的变化

此外，侵蚀叶型、优化叶型和原始叶型分别在0°、+4°和+6°攻角工况下的Dspike超过了0.2，结合上文的前缘流线分布可知，大强度吸力峰诱导了分离泡的出现，使气流分离程度加剧并导致叶型损失开始迅速增大。值得注意的是，在+6°攻角工况下，优化叶型的Dspike大于原始叶型的，而其前缘分离泡尺寸明显小于原始叶型的。这应当是由于从2.5%开始到55%相对弦长范围内优化叶型的静压系数曲线一直处于原始叶型下方，并且其斜率保持在较低的水平，从而体现为较为平稳的逆压梯度变化，有利于抑制分离泡尺寸的发展。

综上所述，侵蚀叶型的作功能力较其它2 种叶型偏弱且总压损失偏多，尤其在正攻角工况中体现较为明显，此外在攻角为+6°时优化叶型的气流分离最迟。在只有前缘几何不同的情况下各叶型的性能却良莠不齐，这是由于叶表附面层的流动出现了差异，且气流损失中有较大一部分来源于附面层内的摩擦，因此有必要深入研究叶型前缘侵蚀和优化对附面层发展的影响。为了能够计算叶型附面层参数，首先提取O型网格内吸力面壁面沿法向的速度分布，以速度值达到主流速度99%的法向高度作为该弦长位置的附面层厚度，其中主流的判断根据速度梯度的极大值来分辨。由于附面层参数对速度梯度的阀值不敏感，因此可根据主流区的梯度极大值作为流场整体的分界判断准则。

在0°和+4°攻角工况下不同叶型吸力面近前缘23%相对弦长范围内附面层厚度分布与形状因子分布如图19所示。从图中可见，3种叶型均在前缘位置就发生了附面层转捩，使摩阻损失增大。对于前缘侵蚀叶型，气流经过曲率较大的钝头前缘加速到达吸力面后，受壁面黏性作用和强逆压梯度的影响，附面层迅速增厚且出现了明显的分离泡现象。这是因为与另外2 种叶型相比，其存在较强的突然压缩和过度膨胀过程，表现为较大的Dspike和诱导产生分离泡现象，但同时吸力面加速段引起的顺压梯度能够适当降低附面层厚度。

图19 在0°和+4°攻角下不同叶型吸力面近前缘23%相对弦长范围内附面层厚度和形状因子沿弦长的分布

在多个因素的共同影响下，侵蚀叶型的附界层厚度的变化趋势呈现为先大幅增加后缓慢增长，而原始叶型和优化叶型吸力面附面层厚度的增长更近似于线性过程，尤其在+4°攻角工况下优化叶型与原始叶型十分接近，其在6%相对弦长以后的附面层厚度发展较为平缓。此外，当攻角为+4°时，侵蚀叶型的形状因子最大值为4.53 且较快下降到2 以下，这说明侵蚀叶型前缘附面层内的速度型分布不够饱满，不足以支持气流继续贴壁流动，因此气流出现了短暂的分离。但流体很快与主流发生动量交换，获取了足够的动量并提前由层流转捩为湍流得以再附于叶表，这将导致附面层内气流的摩擦损失进一步增大。结合上文的流场分析可知，缓和的附面层厚度增长将使逆压梯度变化程度减小，从而有利于抑制分离泡的出现和生长。

当来流Ma=0.6 时，不同叶型的总压损失系数尾迹曲线对比如图20 所示。图中横坐标为相对栅距位置。从图中可见，优化后的前缘可以明显地减小侵蚀叶栅尾迹范围与总压损失系数，表征为尾迹曲线“尖峰”的高度和宽度都有所减小。在+6°攻角工况下，与原始叶型相比，虽然优化叶型的总压损失系数峰值较大，但是其高总压损失区域面积远小于原始叶型的，从而有效地改善了叶栅的气动性能。

图20 叶型总压损失系数尾迹对比

4 结论

（1）前缘侵蚀能够显著降低亚声速叶型的气动性能，经优化设计后可使叶型气动水平得到很好地恢复，甚至优化叶型比原始叶型在某些工况下的气动表现更优异。

（2）在开展侵蚀前缘叶型的多工况多目标优化设计过程中，采用层次分析法可使不同工况所对应的权重因子选择更加科学与合理。

（3）前缘侵蚀对亚声速叶型边界层的发展有较大影响，侵蚀引起的流动损失变化主要体现于边界层内部的摩擦损失增大，而在通道内部并没有出现显著的分离流动。