【摘要】：為了適應(yīng)航空發(fā)動(dòng)機(jī)工作歷程中冷熱尺寸變化,渦輪導(dǎo)葉端壁之間存在著安裝縫隙,冷卻空氣會(huì)通過該間隙,進(jìn)入渦輪葉柵通道內(nèi),改變?nèi)細(xì)饬鲃?dòng)特性甚至?xí)绊憸u輪葉片的溫度分布規(guī)律。本文通過熱線風(fēng)速儀測(cè)量和三維雷諾平均的仿真方法,分析了泄漏流造成的葉柵流場(chǎng)影響,特別是二次流的變化。對(duì)于減少安裝間隙泄漏的負(fù)面影響,提高渦輪葉柵效率等有著重要的理論意義和實(shí)用價(jià)值。首先,針對(duì)NASA的C3X葉型構(gòu)建了低速導(dǎo)向器葉柵模型,應(yīng)用實(shí)驗(yàn)和仿真綜合方法研究了不同泄漏次流和不同主流工況下的端壁泄漏特性,重點(diǎn)分析了流場(chǎng)特性,二次流特征和葉柵損失等。研究中發(fā)現(xiàn),隨著次流比的增加,增生渦增強(qiáng),馬蹄渦受到擠壓抬升,強(qiáng)度減弱,葉柵出口的面平均壓力損失和二次流動(dòng)能也增加。當(dāng)主流比不超過1時(shí),端壁通道渦的最大強(qiáng)度減小,分離渦和附著渦也減弱。隨著主流比的減小,葉柵出口面平均壓力損失降低,并趨向于定值。隨后,利用三維數(shù)值仿真方法研究了間隙深度和間隙安裝偏斜角度的影響。計(jì)算結(jié)果表明,不同的偏斜角度對(duì)于葉柵通道中的渦系有重要影響,通道渦,分離渦和附著渦都產(chǎn)生了相應(yīng)的變化。當(dāng)間隙偏向通道壓力側(cè)30°時(shí),葉柵損失相對(duì)最小。綜合葉柵尾緣面的平均壓力損失和二次流動(dòng)能的分析,發(fā)現(xiàn)合適的間隙深度可以一定程度地減少葉柵損失。最后,考慮渦輪上游進(jìn)口熱斑的影響,進(jìn)一步研究了渦輪進(jìn)口熱斑和端壁間隙泄漏在一整級(jí)渦輪葉柵中的相互作用機(jī)制。在靜子中,泄漏流的存在可以有效降低靜子端壁和葉片吸力面的溫度。在轉(zhuǎn)子中,上游間隙中泄漏噴射的冷氣一方面能夠有效冷卻轉(zhuǎn)子端壁前部,另一方面能夠有效地削弱轉(zhuǎn)子中熱斑向壓力面的遷移,降低轉(zhuǎn)子壓力面的高溫。
【圖文】：

渦輪導(dǎo)葉端壁流向間隙對(duì)葉柵通道流場(chǎng)影響研究2圖1.1 先進(jìn)發(fā)動(dòng)機(jī)推重比的發(fā)展[4]葉型損失、葉柵二次流損失、尾跡損失和葉尖漏氣損失，并將葉柵二次流詳細(xì)劃分為：①二次渦(SecondaryVortices)，又稱為通道渦(PassageVortices)，這種渦成對(duì)出現(xiàn)，方向相反，而且渦的強(qiáng)度大，對(duì)葉柵速度場(chǎng)的影響大；②尾跡渦(TrailingVortices)，包括出口脫落渦和出口片狀渦；③壁角渦(CornerVortices)，它對(duì)葉柵損失的影響較大，因?yàn)橹髁饕彩怯姓承缘�，在背弧表面上就形成了一定厚度的附面層。這樣，在上下端壁與葉型背弧表面出口部分相交的區(qū)域(角區(qū))中

因而大量的學(xué)者都研究了這些現(xiàn)象。1.4.1 氣膜孔的流場(chǎng)特性圖1.2 渦輪進(jìn)口燃?xì)鉁囟鹊陌l(fā)展[5]圖 1.2 顯示了近年來，為了提升發(fā)動(dòng)機(jī)性能，渦輪進(jìn)口溫度的飛速上漲。通過先進(jìn)的冷卻手段，諸如葉片內(nèi)部冷卻通道和氣膜冷卻可以保證進(jìn)口溫度的持續(xù)提高。其中，大部分進(jìn)口燃?xì)鉁囟鹊奶岣咭獨(dú)w功于先進(jìn)的冷卻技術(shù)，尤其是先進(jìn)的氣膜冷卻技術(shù)，如圖 1.3 所示。因此，有大量的研究人員對(duì)渦輪的端壁和葉片氣膜冷卻開展過研究。在葉片氣膜冷卻的設(shè)計(jì)中，在高溫葉片的表面開孔，葉片內(nèi)部的冷氣通過橫線槽縫射入高溫主流，在壓力和摩擦力作用下，粘附到高溫部件外表面，形成一層低溫保護(hù)膜，，繼而阻隔高溫主流對(duì)熱端部件的影響。氣膜設(shè)計(jì)的目的就是在有限的冷氣量作用，形成盡可能大的冷卻區(qū)域
【學(xué)位授予單位】：南京航空航天大學(xué)
【學(xué)位級(jí)別】：碩士
【學(xué)位授予年份】：2018
【分類號(hào)】：V231

【參考文獻(xiàn)】

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本文編號(hào)：2618601