1.5级涡轮叶片旋转状态气膜冷却机理研究

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气膜冷却是用在航空发动机热端部件的先进冷却技术之一，可以有效地降低涡轮叶片的表面温度和热应力，保证较高的涡轮进口温度，提高推力，使航空发动机的整体性能得到大大改善。当前有关气膜冷却的研究大多集中在平板模型、叶片模型或平面叶栅模型，由于其固有的难度和可操作性，公开文献中有关整级涡轮叶片旋转状态下的气膜冷却实验研究少之又少。众所周知，涡轮级中流场比较复杂，叶片通道内马蹄涡、通道涡、横向二次流等流动因素比较多，旋转附加力对气膜冷却性能产生重要影响。为了更清楚地认识整级涡轮中叶片旋转状态下的气膜冷却机理，论文将从理论分析、实验研究和数值计算的角度开展相关研究工作，进而为航空发动机的设计积累必要的数据。首先，对整级涡轮叶片旋转状态下的气膜冷却进行了完整的理论分析，完成了旋转坐标系下控制方程的推导和无量纲化，确定了影响气膜冷却效果的主要参数，明确了旋转附加力的影响以及各无量纲准则数的关系。结果表明，旋转状态下，压力面上沿叶片展向受朝向高半径的离心浮升力和朝向低半径的哥氏力作用，而吸力面上两个力均朝向高半径方向。此外，涡轮通道流动结构也是影响气膜冷却的重要因素。因此，本文将综合这两方面的影响因素，从气膜覆盖面积、气膜冷却效率和气膜轨迹偏转等三个评价指标出发，分析各主要无量纲参数下气膜冷却的变化规律，并进一步探讨叶片表面主流与射流的掺混机理。其次，由于目前国内对整级涡轮叶片气膜冷却研究的空白，本文设计、加工、安装和调试完成了国内首座1.5级涡轮叶片旋转气膜冷却实验台。整个实验台建设是本文的重要工作。实验台包括主体结构和测试系统两部分。主体结构为低速、循环闭式热风洞。其核心部件是由一级导叶、一级动叶和一级静叶组成的1.5级涡轮。涡轮叶型由某发动机高压涡轮叶型放大数倍得到。主流经加热加压后冲击涡轮转动做功从而最大程度的模拟涡轮的工作状态。测试系统包括专门开发用于采集旋转信号的旋转拍照装置和旋转信号采集装置等。实验采用稳态液晶测试方法，得到叶片表面的绝热温度场和气膜冷却效率，进而比较了吹风比、密度比、旋转数和雷诺数等对气膜冷却的影响。结果表明，压力面上，气膜覆盖面积和冷却效率随吹风比、雷诺数和密度比的增大而增大，随旋转数的增大而减少，较高吹风比（M≥1.5）时发生气膜脱离与再附壁现象；气膜向高半径方向偏转，偏转程度随吹风比的增大而减弱，随旋转数的增大而增强，随雷诺数的变化不明显。吸力面上，由于射流的脱离，气膜覆盖面积和冷却效率随吹风比的增大先增加后减少，存在最佳吹风比使气膜覆盖面积最大，低密度比时随旋转数的增大而减少，高密度比时随旋转数的变化不明显，随雷诺数的增大而增加，增大密度比，有利于增大气膜覆盖面积；气膜向低半径方向偏转，气膜偏转随吹风比的增大而减弱，旋转数和雷诺数的影响不明显。再次，采用k-ε两方程湍流模型对实验现象进行了相关的数值计算，以其做出进一步的解释和验证。计算条件与实验条件一致。从规律上来看，计算结果与实验结果基本吻合，只是由于湍流模型的不完善，计算结果在数值上要明显偏小一些。最后，在已有实验和计算结果的基础上，对某小型燃气轮机叶片气膜冷却进行了数值模拟，着重分析了复合角对气膜冷却效果的影响。

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