發(fā)布時間：2019-10-15 10:56

【摘要】：氣膜冷卻在現(xiàn)代航空渦輪發(fā)動機熱端部件的冷卻結(jié)構(gòu)中具有十分重要的作用。隨著航空發(fā)動機的不斷發(fā)展,氣膜冷卻技術(shù)也不斷面臨新的挑戰(zhàn)。近年來,在葉柵通道中轉(zhuǎn)-靜葉排之間的干涉尾跡對氣膜冷卻效果的影響成為國內(nèi)外關(guān)注的研究問題之一,本文針對這一問題展開相應(yīng)的研究。首先針對經(jīng)典平板氣膜冷卻模型,利用數(shù)值計算對受到上游定常尾跡影響下的平板氣膜冷卻問題進(jìn)行研究,通過對比和分析幾種氣膜孔型、尾跡位置、尾跡寬度等條件下的出口下游溫度場和流場,得到這些因素對氣膜冷卻特性的影響規(guī)律。研究結(jié)果表明:上游尾跡對氣膜冷卻的影響存在雙重作用機制:一方面,上游尾跡的存在易導(dǎo)致在主流中形成低速區(qū),提高了主流的湍流度,在與冷卻氣體的交匯時加強了冷熱流體的摻混作用,具有不利于氣膜冷卻的影響機制;另一方面,上游尾跡的存在可以抑制反向渦對的發(fā)展,從而具有提高冷卻氣流側(cè)向擴(kuò)展和再附壁能力的機制,又體現(xiàn)出改善氣膜冷卻效率的作用機制。因此,上游尾跡對于氣膜冷卻特性的影響非常復(fù)雜。圓形、扇形和類縫形等三種孔型冷卻效果受尾跡影響的程度不同,圓孔受影響程度最大,類縫形孔受影響程度最小;尾跡發(fā)生器橫向和縱向位置放生改變時,尾跡對氣膜孔流場的影響也相應(yīng)發(fā)生變化;在低吹風(fēng)比下尾跡影響使得氣膜冷卻效率的減小,但對于高動量氣膜射流噴吹情形,尾跡效應(yīng)反而提高了氣膜冷卻效率;尾跡寬度越大,尾跡對氣膜冷卻的影響效果越顯著。同時,利用實驗手段對上述規(guī)律進(jìn)行驗證,尾跡對氣膜冷卻效率的影響規(guī)律與數(shù)值計算所得到的結(jié)論吻合,由此可以驗證本文的計算模型和計算方法是合理的。在平板研究的基礎(chǔ)上,采用數(shù)值模擬方法進(jìn)一步研究了尾跡對渦輪葉片氣膜冷卻的影響,所得到的基本規(guī)律與平板氣膜冷卻下的情況基本一致。葉片上氣膜孔的位置變化時,壓力面附近受尾跡影響較為明顯,而吸力面受到的影響較小;葉柵通道中尾跡位置為0%節(jié)距時尾跡區(qū)域區(qū)對氣膜孔出口流場和氣膜冷卻效率的影響最大,尾跡位置為25%至75%節(jié)距時由于尾跡不易觸壁而使得其帶來的影響相對有所減弱。
【圖文】：

氣渦輪發(fā)動機作為工業(yè)皇冠上的明珠，已經(jīng)成為衡量國家科技水平和綜合國，其發(fā)展受到世界各主要國家的高度重視。美國開展了高性能渦輪發(fā)動機技rated High-Performance Turbine Engine Technology，IHPTET），歐洲同時開展技術(shù)計劃（Advanced Military Engine Technology，AMET），這些發(fā)展計劃中要求提高到 15 到 20[1, 2]，越來越高的指標(biāo)要求航空發(fā)動機盡可能有效地運作的輸出功率、熱循環(huán)效率和推重比等重要指標(biāo)均隨著渦輪前溫度的提高而提機整體大小不變的情況下，每提高 55K 的渦輪前溫度，發(fā)動機的推力可提升渦輪前溫度的大幅提高對葉片的性能提出很高的要求，高溫下葉片材料的強命等都受到很大影響，葉片內(nèi)部溫度分布的不均勻?qū)е庐a(chǎn)生很大的熱應(yīng)力，的不同工作狀態(tài)下溫度變化程度很高，會對葉片產(chǎn)生很大的熱沖擊，這些問性受到極大威脅[4]。為了兼顧燃?xì)鉁u輪發(fā)動機的性能以及安全性能的要求，極開發(fā)新型耐高溫材料，一方面研究改進(jìn)葉片的冷卻技術(shù)。在高溫材料的研展情況的統(tǒng)計，航空發(fā)動機渦輪前溫度每年平均提高 20K，，而高溫合金的耐 8K 左右，新材料的發(fā)展遠(yuǎn)遠(yuǎn)無法滿足發(fā)動機發(fā)展的需求，航空發(fā)動機發(fā)展十分突出，見圖 1.1 所示[5]。

冷卻技術(shù)的應(yīng)用使得渦輪進(jìn)口處溫度可以簡單的對流冷卻方案對渦輪葉片內(nèi)部進(jìn)行冷卻。航空發(fā)動機，渦輪葉片內(nèi)部的冷卻氣體通過小孔表面進(jìn)行冷卻的同時將高溫氣體與金屬葉片阻隔示。航空發(fā)動機追求更高渦輪進(jìn)口溫度的過程中要的角色。在高性能的航空發(fā)動機上，氣膜冷卻片、噴管等熱端部件的壁面冷卻[6-8]。
【學(xué)位授予單位】：南京航空航天大學(xué)
【學(xué)位級別】：碩士
【學(xué)位授予年份】：2016
【分類號】：V231.1

【參考文獻(xiàn)】

相關(guān)期刊論文 前6條

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2 周莉;張鑫;蔡元虎;;非定常尾跡寬度對氣膜冷卻效果的影響[J];中國電機工程學(xué)報;2011年29期

3 周莉;張鑫;蔡元虎;;非定常環(huán)境下動葉氣膜冷卻流場的數(shù)值模擬[J];航空動力學(xué)報;2011年08期

4 袁鋒;竺曉程;杜朝輝;;尾跡對氣膜冷卻影響的三維非定常數(shù)值模擬[J];動力工程;2006年06期

5 倪萌;朱惠人;裘云;許都純;劉松齡;;航空發(fā)動機渦輪葉片冷卻技術(shù)綜述[J];燃?xì)廨啓C技術(shù);2005年04期

6 蔣雪輝,趙曉路;非定常尾跡對葉柵氣膜冷卻效率的影響[J];推進(jìn)技術(shù);2004年04期

相關(guān)博士學(xué)位論文 前2條

1 姚玉;收斂縫形孔氣膜冷卻特性研究[D];南京航空航天大學(xué);2010年

2 蔣雪輝;非定常尾跡對氣膜冷卻影響的研究[D];中國科學(xué)院研究生院（工程熱物理研究所）;2004年

本文編號：2549596