涡轮导叶非轴对称端壁造型方法与气膜冷却研究

发布时间：2020-05-29 04:26

【摘要】：航空发动机向高推重比、高效率和低排放方向发展,使得涡轮端壁的热负荷越来越高。在此背景下发展了非轴对称端壁造型技术,其通过抑制端壁二次流结构的强度和大小,减小涡轮叶栅气动损失,提高涡轮气动效率的同时降低端壁换热。本文以低展弦比涡轮导叶为研究对象,对非轴对称端壁二次流动、换热及气膜冷却特性开展数值模拟与实验研究,研究内容及相关结论如下:提出了一种基于参数化脊线的非轴对称端壁高效成型方法,以抑制叶栅出口二次动能和端壁换热为目标,采用基于V2F湍流模型的端壁二次流动与换热数值计算方法,开展了非轴对称端壁气动与换热的多目标优化研究。结果表明:基于参数化脊线的非轴对称端壁成型方法可预先保证端壁压力侧较高而吸力侧较低的基本形状,控制参数较少,非轴对称端壁成型效率得以提高。非轴对称端壁改变了马蹄涡和通道涡的位置,抑制了通道涡和壁涡的强度,从而降低叶栅二次损失和端壁换热水平。在非轴对称端壁多目标优化成型的基础上,研究了进口雷诺数、来流湍流度和进口边界层厚度等进口条件对端壁二次流动与换热的影响机制和规律。结果表明:进口雷诺数增大使叶栅出口总压损失减小和端壁换热水平降低,但二次动能和流动偏转则基本不受雷诺数影响。随着进口雷诺数提高,非轴对称端壁抑制叶栅气动损失的效果基本相同,但降低端壁换热的效果则逐渐增强;来流湍流度提高增大了叶片的型面损失,导致叶栅出口总压损失增大,端壁换热水平也随之上升。来流湍流度增加时,非轴对称端壁降低叶栅气动损失的效果逐渐减弱。当来流湍流度偏离优化设计点时,非轴对称端壁削弱换热的效果减弱,湍流度较低时甚至高于常规端壁;进口边界层厚度增加,叶栅出口的二次动能增大,但对叶栅出口总压损失的影响较小。当边界层厚度偏离优化设计点时,端壁斯坦顿数水平略有下降。随着进口边界层增厚,非轴对称端壁造型对二次动能和端壁换热的抑制效果减弱。通过分析端壁近壁流动和热负荷分布特点,提出了基于通道涡核心线的端壁气膜冷却分区方法。在端壁的不同分区位置,设计了常规布置与分区布置两种端壁气膜孔布置方案,采用数值模拟和实验测量方法,对比研究了气膜孔常规布置与分区布置对端壁二次流动和气膜冷却特性,验证端壁分区方法的有效性和合理性。结果表明:端壁压力侧换热系数水平较高的区域与通道涡核心线有关,而与马蹄涡压力侧分离线无关;采用马蹄涡分离线和通道涡核心线将端壁划分为5个不同分区,具体为上游-通道楔形区、前缘区、压力侧区、压力侧下游区和吸力侧下游区;与气膜孔常规布置相比,端壁气膜孔分区布置削弱了冷气射流与叶栅主流的掺混,叶栅出口的能量损失更低。同时,端壁气膜孔分区布置改进了冷气在端壁的流量分配,在高热负荷的压力侧区有更多的气膜孔,端壁绝热气膜冷却效率分布更加均匀。在中低吹风比条件下,气膜孔分区布置的端壁的绝热气膜冷却效率明显提高。在端壁气膜孔分区布置基础上,采用数值分析和实验测量方法,针对各分区研究了气膜孔展向角(BPA00,BPA30,BPA60)对端壁二次流动与气膜冷却特性影响的物理机制及变化规律,综合气动损失及气膜冷却效率,选取较优的端壁气膜孔结构。结果表明:气膜孔展向角过低过高均会导致较高的叶栅出口的二次动能和能量损失;高吹风比条件下,气膜孔展向角过高还会使吸力面与端壁的角隅区发生分离而形成新的角涡,能量损失急剧增大;综合考虑叶栅气动损失及端壁气膜冷却性能,BPA30端壁具有较高的绝热气膜冷却效率和较低的气动损失,在三种气膜孔展向角的端壁中最优。对优化得到的非轴对称端壁,应用端壁气膜孔分区布置方案及优选的特定展向角的气膜孔结构,开展了非轴对称端壁气冷叶栅气动特性及端壁气膜冷却特性的数值分析与实验研究,并与常规端壁对比,分析了非轴对称端壁造型对叶栅气动和端壁气膜冷却的影响机理。对气动性能的数值分析结果表明:与无射流时相比,气膜孔冷气射流对叶栅二次流有抑制作用。随着吹风比升高,非轴对称端壁叶栅出口总压损失系数和二次动能系数降低,流动偏转减小,能量损失系数则随吹风比增大呈先降低后升高的趋势。当吹风比相同时,非轴对称端壁造型的叶栅出口总压损失系数、二次动能系数和能量损失系数均比常规端壁的低。但随着吹风比升高,非轴对称端壁造型相比常规端壁在气动性能上的改善效果减弱。相同吹风比条件下,非轴对称端壁的叶栅出口总压损失系数和能量损失系数随雷诺数增大而减小,二次动能系数和流动偏转角则受雷诺数的影响不大。非轴对称端壁在高雷诺数和高吹风比下相比常规端壁的气动性能有较大改善。随来流湍流度增大,非轴对称端壁的叶栅出口总压损失系数上升,二次动能系数降低。在相同吹风比和来流湍流度条件下,非轴对称端壁的叶栅出口总压损失系数、二次动能系数及流动偏转均比常规端壁的低,但来流湍流度增大,非轴对称端壁抑制叶栅出口总压损失和二次动能系数的效果逐渐减弱。对端壁气膜冷却特性的数值分析与实验研究表明:随着吹风比增大,非轴对称端壁绝热气膜冷却效率呈先增大而后减小的趋势。吹风比过大减弱了冷气射流沿主流的流向动量,使冷气射流在气膜孔排近下游的覆盖能力减弱。吹风比相同时,非轴对称端壁绝热气膜冷却效率水平随雷诺数增加而小幅上升。相同吹风比和雷诺数条件下的非轴对称端壁气膜覆盖优于常规端壁。非轴对称端壁绝热气膜冷却效率随来流湍流度增大而降低;吹风比越大,来流湍流度对绝热气膜冷却效率的影响越小;中低吹风比条件下,与常规端壁相比,非轴对称端壁造型有助于提高不同来流湍流度下的端壁绝热气膜冷却效率。
【图文】：

航空发动机,变化趋势,涡轮,推重比

第一章绪论背景及意义动机作为飞机的动力来源，，主要靠提高涡轮进口温度*3T 来提高发动机的防部开展的“综合高性能涡轮发动机技术”(IHPTET)计划中对燃气涡轮目标是：涡轮前燃气进口温度提高 500K，冷却空气减少 60%，重量减少0%，生产成本和维修成本降低 10%[1]。 “通用的经济可承受的先进涡轮TE)作为 IHPTET 计划的延续，其研究目标是：到 2017 年，使现役、在进系统的经济可承受性较 2000 年的基准推进系统提高 10 倍，具体到大标是：推重比增大 200%，油耗降低 25%，开发、采购及生命周期维护成本了“先进核心军用发动机计划”(ACME)的研究，计划把推重比为 20 定时发动机的涡轮进口温度将达到 2130℃[1]。目前先进的航空发动机涡轮0K。图 1.1 为航空发动机涡轮进口温度变化趋势[3]。

出口温度分布,低NOx燃烧,出口温度分布,干式

涡轮导叶非轴对称端壁造型方法与气膜冷却研究中的面积与叶片表面积相当，其所承受的热负荷也越来越高。涡轮端壁程中可能会由于氧化、热腐蚀、侵蚀及外物破坏等综合因素影响，产生热退化而导致损坏。图 1.3 为 SGT6-5000F 发动机涡轮转子叶片的叶尖和所带来的问题，除发展新耐热材料、热障涂层等措施外，还必须对涡轮却技术，保证发动机的正常运行[4, 6]。
【学位授予单位】：南京航空航天大学
【学位级别】：博士
【学位授予年份】：2018
【分类号】：V231

【参考文献】