隨著燃?xì)廨啓C(jī)效率的提高,渦輪進(jìn)口溫度不斷升高,氣膜冷卻作為一種先進(jìn)的冷卻技術(shù),已經(jīng)被廣泛用于冷卻燃?xì)廨啓C(jī)熱部件。研究表明,渦輪端壁氣膜冷卻由于受到葉柵通道中二次流動的影響,壓力面角區(qū)存在冷卻死區(qū)。為了改善端壁壓力面角區(qū)的氣膜冷卻效果,本文提出了旋流進(jìn)氣逆向射流氣膜冷卻。本文在平板上數(shù)值研究了逆向射流氣膜冷卻特性,并與順向射流作對比,分析其流場特性以及旋渦結(jié)構(gòu)。詳細(xì)討論不同吹風(fēng)比以及不同復(fù)合角逆向射流的冷卻效果和氣動損失。結(jié)果表明,相比順向射流,逆向射流的氣膜冷卻效果得到改善,然而逆向射流的氣動損失較大。針對逆向射流氣動損失大的缺點(diǎn),本文在冷氣進(jìn)口引入旋流。本文通過數(shù)值模擬的方法,對比研究了40°復(fù)合角順向射流、40°復(fù)合角逆向射流以及40°復(fù)合角旋流進(jìn)氣逆向射流的氣膜冷卻效果和氣動損失。結(jié)果表明,對于40°復(fù)合角圓孔,在整個冷卻區(qū)域,相比逆向射流,旋流進(jìn)氣逆向射流的氣膜冷卻效率顯著提高,氣動損失明顯降低。吹風(fēng)比M=1.0時,氣膜冷卻效率提高約17%,總壓損失系數(shù)降低約30%。對于40°復(fù)合角圓孔,相比順向射流,在相同總壓損失系數(shù)下,在整個冷卻區(qū)域,旋流進(jìn)氣逆向射流的氣膜冷卻效率提高明顯�？倝毫p失系數(shù)(ξ=2%和ξ=3%)時,冷卻效率分別提高了20%和40%。為了改善渦輪端壁壓力面角區(qū)的氣膜冷卻效果,本文進(jìn)一步研究了40°復(fù)合角旋流進(jìn)氣逆向射流端壁氣膜冷卻特性。結(jié)果表明,40°復(fù)合角旋流進(jìn)氣逆向射流有效抑制了端壁二次流動,射流冷氣向吸力側(cè)偏移程度降低,冷卻氣體向壓力側(cè)移動,壓力側(cè)葉片根部氣膜冷卻效果明顯改善。在上游冷卻區(qū)域,壓力側(cè)葉片根部氣膜冷卻效率提高約100%;在下游冷卻區(qū)域,壓力側(cè)葉片根部氣膜冷卻效率提高約35%。在氣動損失方面,40°復(fù)合角旋流進(jìn)氣逆向射流有效降低了氣動損失。相比順向射流,在吹風(fēng)比M=0.8時,總壓損失系數(shù)降低最多約6.2%。
【學(xué)位單位】：哈爾濱工程大學(xué)
【學(xué)位級別】：碩士
【學(xué)位年份】：2019
【中圖分類】：TK471
【部分圖文】：

第 1 章 緒 論的研究背景和意義動機(jī)技術(shù)是國家綜合國力、工業(yè)基礎(chǔ)和科技水平的集中體航空工業(yè)發(fā)展的源動力，為輕型燃?xì)廨啓C(jī)、重型燃?xì)廨啓C(jī)提。為了實現(xiàn)更高的熱效率和更高的比功率輸出，渦輪進(jìn)口溫口溫度已經(jīng)遠(yuǎn)遠(yuǎn)超過材料的耐熱溫度，這大大降低了渦輪機(jī) 1.1[1]為上世紀(jì) 50 年代以來渦輪進(jìn)口溫度隨時間變化，因此對渦輪部件進(jìn)行冷卻。氣膜冷卻作為一種先進(jìn)的冷卻技術(shù)被部件。

圖 1.2 氣膜冷卻示意圖為了方便研究氣膜冷卻的機(jī)理，在研究過程中引入了幾個重要風(fēng)比：= 和 分別為主流密度和冷氣密度； 和 分別為主流速度和個參數(shù)就是絕熱氣膜冷卻效率 η，它是表征氣膜冷卻效果的一絕熱氣膜冷卻效率 η：= 為主流溫度， 為冷氣溫度， 為保護(hù)壁面附近的氣膜溫慮絕熱壁面時，此時忽略通過壁面的傳熱。 就相當(dāng)于當(dāng)?shù)亟^，此時式 1-2 就可以寫成：

圖 1.3 流場旋渦結(jié)構(gòu)外氣膜冷卻研究現(xiàn)狀氣膜冷卻研究pulos 和 Rodi[7]對流場進(jìn)行了詳細(xì)測量，結(jié)果表明，橫向形渦”的控制。Bunker[8]研究表明抑制腎形渦的機(jī)理主要，實現(xiàn)對射流與主流相互作用的流動控制(見圖 1.4)。降動量，同時增強(qiáng)冷氣展向貼壁流動動量，從而實現(xiàn)氣膜冷
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本文編號：2878557