【摘要】：航空發(fā)動(dòng)機(jī)向高推重比、高效率和低排放方向發(fā)展,使得渦輪端壁的熱負(fù)荷越來(lái)越高。在此背景下發(fā)展了非軸對(duì)稱端壁造型技術(shù),其通過(guò)抑制端壁二次流結(jié)構(gòu)的強(qiáng)度和大小,減小渦輪葉柵氣動(dòng)損失,提高渦輪氣動(dòng)效率的同時(shí)降低端壁換熱。本文以低展弦比渦輪導(dǎo)葉為研究對(duì)象,對(duì)非軸對(duì)稱端壁二次流動(dòng)、換熱及氣膜冷卻特性開展數(shù)值模擬與實(shí)驗(yàn)研究,研究?jī)?nèi)容及相關(guān)結(jié)論如下:提出了一種基于參數(shù)化脊線的非軸對(duì)稱端壁高效成型方法,以抑制葉柵出口二次動(dòng)能和端壁換熱為目標(biāo),采用基于V2F湍流模型的端壁二次流動(dòng)與換熱數(shù)值計(jì)算方法,開展了非軸對(duì)稱端壁氣動(dòng)與換熱的多目標(biāo)優(yōu)化研究。結(jié)果表明:基于參數(shù)化脊線的非軸對(duì)稱端壁成型方法可預(yù)先保證端壁壓力側(cè)較高而吸力側(cè)較低的基本形狀,控制參數(shù)較少,非軸對(duì)稱端壁成型效率得以提高。非軸對(duì)稱端壁改變了馬蹄渦和通道渦的位置,抑制了通道渦和壁渦的強(qiáng)度,從而降低葉柵二次損失和端壁換熱水平。在非軸對(duì)稱端壁多目標(biāo)優(yōu)化成型的基礎(chǔ)上,研究了進(jìn)口雷諾數(shù)、來(lái)流湍流度和進(jìn)口邊界層厚度等進(jìn)口條件對(duì)端壁二次流動(dòng)與換熱的影響機(jī)制和規(guī)律。結(jié)果表明:進(jìn)口雷諾數(shù)增大使葉柵出口總壓損失減小和端壁換熱水平降低,但二次動(dòng)能和流動(dòng)偏轉(zhuǎn)則基本不受雷諾數(shù)影響。隨著進(jìn)口雷諾數(shù)提高,非軸對(duì)稱端壁抑制葉柵氣動(dòng)損失的效果基本相同,但降低端壁換熱的效果則逐漸增強(qiáng);來(lái)流湍流度提高增大了葉片的型面損失,導(dǎo)致葉柵出口總壓損失增大,端壁換熱水平也隨之上升。來(lái)流湍流度增加時(shí),非軸對(duì)稱端壁降低葉柵氣動(dòng)損失的效果逐漸減弱。當(dāng)來(lái)流湍流度偏離優(yōu)化設(shè)計(jì)點(diǎn)時(shí),非軸對(duì)稱端壁削弱換熱的效果減弱,湍流度較低時(shí)甚至高于常規(guī)端壁;進(jìn)口邊界層厚度增加,葉柵出口的二次動(dòng)能增大,但對(duì)葉柵出口總壓損失的影響較小。當(dāng)邊界層厚度偏離優(yōu)化設(shè)計(jì)點(diǎn)時(shí),端壁斯坦頓數(shù)水平略有下降。隨著進(jìn)口邊界層增厚,非軸對(duì)稱端壁造型對(duì)二次動(dòng)能和端壁換熱的抑制效果減弱。通過(guò)分析端壁近壁流動(dòng)和熱負(fù)荷分布特點(diǎn),提出了基于通道渦核心線的端壁氣膜冷卻分區(qū)方法。在端壁的不同分區(qū)位置,設(shè)計(jì)了常規(guī)布置與分區(qū)布置兩種端壁氣膜孔布置方案,采用數(shù)值模擬和實(shí)驗(yàn)測(cè)量方法,對(duì)比研究了氣膜孔常規(guī)布置與分區(qū)布置對(duì)端壁二次流動(dòng)和氣膜冷卻特性,驗(yàn)證端壁分區(qū)方法的有效性和合理性。結(jié)果表明:端壁壓力側(cè)換熱系數(shù)水平較高的區(qū)域與通道渦核心線有關(guān),而與馬蹄渦壓力側(cè)分離線無(wú)關(guān);采用馬蹄渦分離線和通道渦核心線將端壁劃分為5個(gè)不同分區(qū),具體為上游-通道楔形區(qū)、前緣區(qū)、壓力側(cè)區(qū)、壓力側(cè)下游區(qū)和吸力側(cè)下游區(qū);與氣膜孔常規(guī)布置相比,端壁氣膜孔分區(qū)布置削弱了冷氣射流與葉柵主流的摻混,葉柵出口的能量損失更低。同時(shí),端壁氣膜孔分區(qū)布置改進(jìn)了冷氣在端壁的流量分配,在高熱負(fù)荷的壓力側(cè)區(qū)有更多的氣膜孔,端壁絕熱氣膜冷卻效率分布更加均勻。在中低吹風(fēng)比條件下,氣膜孔分區(qū)布置的端壁的絕熱氣膜冷卻效率明顯提高。在端壁氣膜孔分區(qū)布置基礎(chǔ)上,采用數(shù)值分析和實(shí)驗(yàn)測(cè)量方法,針對(duì)各分區(qū)研究了氣膜孔展向角(BPA00,BPA30,BPA60)對(duì)端壁二次流動(dòng)與氣膜冷卻特性影響的物理機(jī)制及變化規(guī)律,綜合氣動(dòng)損失及氣膜冷卻效率,選取較優(yōu)的端壁氣膜孔結(jié)構(gòu)。結(jié)果表明:氣膜孔展向角過(guò)低過(guò)高均會(huì)導(dǎo)致較高的葉柵出口的二次動(dòng)能和能量損失;高吹風(fēng)比條件下,氣膜孔展向角過(guò)高還會(huì)使吸力面與端壁的角隅區(qū)發(fā)生分離而形成新的角渦,能量損失急劇增大;綜合考慮葉柵氣動(dòng)損失及端壁氣膜冷卻性能,BPA30端壁具有較高的絕熱氣膜冷卻效率和較低的氣動(dòng)損失,在三種氣膜孔展向角的端壁中最優(yōu)。對(duì)優(yōu)化得到的非軸對(duì)稱端壁,應(yīng)用端壁氣膜孔分區(qū)布置方案及優(yōu)選的特定展向角的氣膜孔結(jié)構(gòu),開展了非軸對(duì)稱端壁氣冷葉柵氣動(dòng)特性及端壁氣膜冷卻特性的數(shù)值分析與實(shí)驗(yàn)研究,并與常規(guī)端壁對(duì)比,分析了非軸對(duì)稱端壁造型對(duì)葉柵氣動(dòng)和端壁氣膜冷卻的影響機(jī)理。對(duì)氣動(dòng)性能的數(shù)值分析結(jié)果表明:與無(wú)射流時(shí)相比,氣膜孔冷氣射流對(duì)葉柵二次流有抑制作用。隨著吹風(fēng)比升高,非軸對(duì)稱端壁葉柵出口總壓損失系數(shù)和二次動(dòng)能系數(shù)降低,流動(dòng)偏轉(zhuǎn)減小,能量損失系數(shù)則隨吹風(fēng)比增大呈先降低后升高的趨勢(shì)。當(dāng)吹風(fēng)比相同時(shí),非軸對(duì)稱端壁造型的葉柵出口總壓損失系數(shù)、二次動(dòng)能系數(shù)和能量損失系數(shù)均比常規(guī)端壁的低。但隨著吹風(fēng)比升高,非軸對(duì)稱端壁造型相比常規(guī)端壁在氣動(dòng)性能上的改善效果減弱。相同吹風(fēng)比條件下,非軸對(duì)稱端壁的葉柵出口總壓損失系數(shù)和能量損失系數(shù)隨雷諾數(shù)增大而減小,二次動(dòng)能系數(shù)和流動(dòng)偏轉(zhuǎn)角則受雷諾數(shù)的影響不大。非軸對(duì)稱端壁在高雷諾數(shù)和高吹風(fēng)比下相比常規(guī)端壁的氣動(dòng)性能有較大改善。隨來(lái)流湍流度增大,非軸對(duì)稱端壁的葉柵出口總壓損失系數(shù)上升,二次動(dòng)能系數(shù)降低。在相同吹風(fēng)比和來(lái)流湍流度條件下,非軸對(duì)稱端壁的葉柵出口總壓損失系數(shù)、二次動(dòng)能系數(shù)及流動(dòng)偏轉(zhuǎn)均比常規(guī)端壁的低,但來(lái)流湍流度增大,非軸對(duì)稱端壁抑制葉柵出口總壓損失和二次動(dòng)能系數(shù)的效果逐漸減弱。對(duì)端壁氣膜冷卻特性的數(shù)值分析與實(shí)驗(yàn)研究表明:隨著吹風(fēng)比增大,非軸對(duì)稱端壁絕熱氣膜冷卻效率呈先增大而后減小的趨勢(shì)。吹風(fēng)比過(guò)大減弱了冷氣射流沿主流的流向動(dòng)量,使冷氣射流在氣膜孔排近下游的覆蓋能力減弱。吹風(fēng)比相同時(shí),非軸對(duì)稱端壁絕熱氣膜冷卻效率水平隨雷諾數(shù)增加而小幅上升。相同吹風(fēng)比和雷諾數(shù)條件下的非軸對(duì)稱端壁氣膜覆蓋優(yōu)于常規(guī)端壁。非軸對(duì)稱端壁絕熱氣膜冷卻效率隨來(lái)流湍流度增大而降低;吹風(fēng)比越大,來(lái)流湍流度對(duì)絕熱氣膜冷卻效率的影響越小;中低吹風(fēng)比條件下,與常規(guī)端壁相比,非軸對(duì)稱端壁造型有助于提高不同來(lái)流湍流度下的端壁絕熱氣膜冷卻效率。
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第一章 緒論背景及意義動(dòng)機(jī)作為飛機(jī)的動(dòng)力來(lái)源，，主要靠提高渦輪進(jìn)口溫度*3T 來(lái)提高發(fā)動(dòng)機(jī)的防部開展的“綜合高性能渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)”(IHPTET)計(jì)劃中對(duì)燃?xì)鉁u輪目標(biāo)是：渦輪前燃?xì)膺M(jìn)口溫度提高 500K，冷卻空氣減少 60%，重量減少0%，生產(chǎn)成本和維修成本降低 10%[1]。 “通用的經(jīng)濟(jì)可承受的先進(jìn)渦輪TE)作為 IHPTET 計(jì)劃的延續(xù)，其研究目標(biāo)是：到 2017 年，使現(xiàn)役、在進(jìn)系統(tǒng)的經(jīng)濟(jì)可承受性較 2000 年的基準(zhǔn)推進(jìn)系統(tǒng)提高 10 倍，具體到大標(biāo)是：推重比增大 200%，油耗降低 25%，開發(fā)、采購(gòu)及生命周期維護(hù)成本了“先進(jìn)核心軍用發(fā)動(dòng)機(jī)計(jì)劃”(ACME)的研究，計(jì)劃把推重比為 20 定時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)的渦輪進(jìn)口溫度將達(dá)到 2130℃[1]。目前先進(jìn)的航空發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪0K。圖 1.1 為航空發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪進(jìn)口溫度變化趨勢(shì)[3]。

渦輪導(dǎo)葉非軸對(duì)稱端壁造型方法與氣膜冷卻研究中的面積與葉片表面積相當(dāng)，其所承受的熱負(fù)荷也越來(lái)越高。渦輪端壁程中可能會(huì)由于氧化、熱腐蝕、侵蝕及外物破壞等綜合因素影響，產(chǎn)生熱退化而導(dǎo)致?lián)p壞。圖 1.3 為 SGT6-5000F 發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪轉(zhuǎn)子葉片的葉尖和所帶來(lái)的問(wèn)題，除發(fā)展新耐熱材料、熱障涂層等措施外，還必須對(duì)渦輪卻技術(shù)，保證發(fā)動(dòng)機(jī)的正常運(yùn)行[4, 6]。
【學(xué)位授予單位】：南京航空航天大學(xué)
【學(xué)位級(jí)別】：博士
【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)：2686394