上游尾迹对气膜冷却影响的研究

发布时间：2019-10-15 10:56

【摘要】：气膜冷却在现代航空涡轮发动机热端部件的冷却结构中具有十分重要的作用。随着航空发动机的不断发展,气膜冷却技术也不断面临新的挑战。近年来,在叶栅通道中转-静叶排之间的干涉尾迹对气膜冷却效果的影响成为国内外关注的研究问题之一,本文针对这一问题展开相应的研究。首先针对经典平板气膜冷却模型,利用数值计算对受到上游定常尾迹影响下的平板气膜冷却问题进行研究,通过对比和分析几种气膜孔型、尾迹位置、尾迹宽度等条件下的出口下游温度场和流场,得到这些因素对气膜冷却特性的影响规律。研究结果表明:上游尾迹对气膜冷却的影响存在双重作用机制:一方面,上游尾迹的存在易导致在主流中形成低速区,提高了主流的湍流度,在与冷却气体的交汇时加强了冷热流体的掺混作用,具有不利于气膜冷却的影响机制;另一方面,上游尾迹的存在可以抑制反向涡对的发展,从而具有提高冷却气流侧向扩展和再附壁能力的机制,又体现出改善气膜冷却效率的作用机制。因此,上游尾迹对于气膜冷却特性的影响非常复杂。圆形、扇形和类缝形等三种孔型冷却效果受尾迹影响的程度不同,圆孔受影响程度最大,类缝形孔受影响程度最小;尾迹发生器横向和纵向位置放生改变时,尾迹对气膜孔流场的影响也相应发生变化;在低吹风比下尾迹影响使得气膜冷却效率的减小,但对于高动量气膜射流喷吹情形,尾迹效应反而提高了气膜冷却效率;尾迹宽度越大,尾迹对气膜冷却的影响效果越显著。同时,利用实验手段对上述规律进行验证,尾迹对气膜冷却效率的影响规律与数值计算所得到的结论吻合,由此可以验证本文的计算模型和计算方法是合理的。在平板研究的基础上,采用数值模拟方法进一步研究了尾迹对涡轮叶片气膜冷却的影响,所得到的基本规律与平板气膜冷却下的情况基本一致。叶片上气膜孔的位置变化时,压力面附近受尾迹影响较为明显,而吸力面受到的影响较小;叶栅通道中尾迹位置为0%节距时尾迹区域区对气膜孔出口流场和气膜冷却效率的影响最大,尾迹位置为25%至75%节距时由于尾迹不易触壁而使得其带来的影响相对有所减弱。
【图文】：

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气涡轮发动机作为工业皇冠上的明珠，已经成为衡量国家科技水平和综合国，其发展受到世界各主要国家的高度重视。美国开展了高性能涡轮发动机技rated High-Performance Turbine Engine Technology，IHPTET），欧洲同时开展技术计划（Advanced Military Engine Technology，AMET），这些发展计划中要求提高到 15 到 20[1, 2]，越来越高的指标要求航空发动机尽可能有效地运作的输出功率、热循环效率和推重比等重要指标均随着涡轮前温度的提高而提机整体大小不变的情况下，每提高 55K 的涡轮前温度，发动机的推力可提升涡轮前温度的大幅提高对叶片的性能提出很高的要求，高温下叶片材料的强命等都受到很大影响，叶片内部温度分布的不均匀导致产生很大的热应力，的不同工作状态下温度变化程度很高，会对叶片产生很大的热冲击，这些问性受到极大威胁[4]。为了兼顾燃气涡轮发动机的性能以及安全性能的要求，极开发新型耐高温材料，一方面研究改进叶片的冷却技术。在高温材料的研展情况的统计，航空发动机涡轮前温度每年平均提高 20K，，而高温合金的耐 8K 左右，新材料的发展远远无法满足发动机发展的需求，航空发动机发展十分突出，见图 1.1 所示[5]。

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冷却技术的应用使得涡轮进口处温度可以简单的对流冷却方案对涡轮叶片内部进行冷却。航空发动机，涡轮叶片内部的冷却气体通过小孔表面进行冷却的同时将高温气体与金属叶片阻隔示。航空发动机追求更高涡轮进口温度的过程中要的角色。在高性能的航空发动机上，气膜冷却片、喷管等热端部件的壁面冷却[6-8]。
【学位授予单位】：南京航空航天大学
【学位级别】：硕士
【学位授予年份】：2016
【分类号】：V231.1

【参考文献】