小流量涡轴发动机涡轮气动及冷却技术研究.pdf

《小流量涡轴发动机涡轮气动及冷却技术研究.pdf》由会员分享，可在线阅读，更多相关《小流量涡轴发动机涡轮气动及冷却技术研究.pdf（87页珍藏版）》请在三一文库上搜索。

1、哈尔滨工业大学硕士学位论文 I 摘 要 涡轴发动机主要用于军用、民用直升机，其发展与国防行业密切相关。涡轮作 为涡轴发动机关键部件之一，发展一直制约着涡轴发动机乃至直升机的发展。涡轴 发动机涡轮内部流场结构极其复杂，叶片展弦比较低，进口附面层相对较厚，势必 造成其流场内产生复杂的涡系结构、流道叶栅内的强横向二次流以及叶片端部低能 流体聚集，会造成叶栅性能的下降。由于涡轴发动机的工况变化较大，恶劣的流场 结构会对涡轮变工况性能造成较大影响。涡轴发动机流量较其他航空发动机涡轮流 量小很多，其冷气流量也非常小，但入口初温较高。另一方面，采用涡轴发动机的 直升机工作于海洋、沙漠等恶劣环境，气膜孔及排尘

2、孔易于堵塞，因此，涡轮的冷 却结构设计是涡轴发动机设计的一个难点也是重点。 本文以小流量涡轴发动机涡轮为研究对象，针对于动力涡轮第一级静叶的工作 特点， 研究在不同弯扭叶片弯角、 弯高与积迭线形式等设计参数对气动性能的影响， 提炼高负荷弯扭叶片的设计思想。 燃气涡轮入口初温较高，在最大起飞状态下，对第一级导叶及第一级动叶进行 冷却结构设计。设计中，充分考虑了发动机工作的恶劣环境与小冷气量的充分利用 以及合理分配。对第一级导叶采用单元设计法、管网计算以及 1+3 维温度场计算程 序对其进行设计，设计采用两腔设计保证流量的分配，大冲击孔、大气膜孔保证尘 埃等不堵塞冷却结构。尾缘劈缝扰流柱肋增大尾部

3、换热，同时调整流阻以达到合理 分配流量的目的。第一级动叶采用单元设计法、管网计算、1+3 维温度场计算程序 以及全三维气热耦合计算对其进行设计，设计采用多回转单通道充分利用冷气，叶 顶大除尘孔除尘。最后对比管网计算、1+3 维温度场计算以及全三维气热耦合计算 结果，分析造成计算差异的原因，并提出改进方法。 最终确定的动力涡轮弯扭叶片设计方法符合要求，并提炼出针对该动力涡轮导 叶的高负荷弯扭叶片的设计思想。对于冷却结构，设计出的两列叶栅冷却结构符合 设计目标，温度场分布较为合理，冷气的流量分配符合工程实际，并对管网计算以 及 1+3 维温度场提出了建设性的意见。 关键词：涡轴发动机；涡轮；弯扭叶

4、片；冷却结构；管网计算； 哈尔滨工业大学硕士学位论文 II Abstract Turboshaft engine is mainly applied to military and civilian helicopters, of which the development is closely related to defense industry. The development of turbine which is the essential component of turboshaft has always restricted the development of turbosh

5、aft and even that of helicopters. The internal flow structure in turbine of turboshaft is extremely complicated, in which the blade aspect ratio is low and the boundary layer is thicker than other turbine, which would lead to complex vortex structure and strong crosswise second flow in flow cascade

6、as well as the accumulation of low energy fluid in endwall of blade, all the above deficiency could abate cascade performance and turbine efficiency. At the same time the working condition of turboshaft changes relatively fast, thus bad flow structure would have a great impact on changing working co

7、ndition performance of turbine. Flux of turboshaft is much lower than that of others aeroengine, of which the flux of coolant is very low, but initial temperature of entrance in turboshaft is relatively high. On the other hand, helicopters with turboshaft are always used in severe environment such a

8、s ocean or desert that cooling hole and dust discharging hole are apt to be jammed, therefore the cool structure design of turbine design is difficult and important. In this paper, research object is turboshaft turbine of low flow rate, according to the work characteristic of different stage of dyna

9、mic turbine, the influence of design parameters on aerodynamic performance was investigated under different circumstances, such as bowed angle, bowed height and method of stacking line of bowed-twisted blade. Finally design method of high-load bowed-twisted blade is put forward. Under the maximum ta

10、ke-off state, according to high initial temperature in entrance of gas turbine, cool structure in rotor blade and stator blade of the first stage was processed. The design process has already given enough consideration to the match between severe environment and full use of low cool flux when engine

11、 is working. Due to stator blade of the first stage cell design method, network computation and 1+3 dimensional temperature field computational program were used in the design process， in order to ensure distribution of flow two chamber design method was adopted, big impingement hole and big cooling

12、 hole were adopted to ensure that dust could not build up cool structure. Turbulence column rib of the trailing edge slot could enhance heat transfer in the tail; in the meantime flow resistance was adjusted to ensure reasonable 哈尔滨工业大学硕士学位论文 III distribution of flow. Due to rotor blade of the first

13、 stage cell design method, network computation,1+3 dimensional temperature field computational program and full three-dimensional heat-flow coupling computation were used in the design process, in order to take full advantage of cool air multi-turn channel was adopted, in the blade tip big dust hole

14、 was used for deducting. Eventually results of network computation, 1+3 dimensional temperature field computation and full three-dimensional heat-flow coupling computation were compared, the causes of computational distinction were analyzed and improved methods were promoted. Final bowed-twisted bla

15、de design method of dynamic turbine can cater to standard, and design method aiming at high load bowed-twisted blade of dynamic turbine was extracted. For cool structure, design of cool structure of two columns of cascade can satisfy design goal, distribution of temperature field is relatively reaso

16、nable, allocation of cool flux can meet with actual engineer, at last constructive suggestion is proposed for network computation and 1+3 dimensional temperature field. Keywords: turboshaft engine, turbines, curved and twisted leaves, cooling structure, pipe network calculations 哈尔滨工业大学硕士学位论文 IV 目 录

17、 摘 要 I Abstract II 第一章 绪论 . 1 1.1 课题来源及研究目的 1 1.2 涡轴发动机的发展概述 1 1.3 三维叶片技术的发展概述 2 1.4 叶片冷却技术的发展概述 4 1.4.1 冷却技术的背景意义 4 1.4.2 几种典型冷却结构 6 1.5 涡轮气动设计体系与传热设计体系概述 10 1.5.1 涡轮气动设计体系 10 1.5.2 涡轮传热设计体系 . 12 1.6 本文的任务 . 13 第二章 数值模拟方法 . 14 2.1 引言 . 14 2.2 控制方程 . 14 2.3 湍流模型 . 15 2.3.1 湍流模型的分类 . 16 2.3.2 湍流的数值模拟

18、方法 16 2.4 数值计算软件 17 2.4.1 CFX . 17 2.5 本章小结 18 第三章 涡轴发动机气动设计 . 19 3.1 引言 . 19 3.2 计算说明 . 19 3.2.1 弯叶片原理 19 3.2.2 研究方案 . 20 3.2.3 网格划分方法 . 22 3.2.4 计算模型及方法 . 23 3.3 改变根部弯高弯角 . 23 3.3.1 总体性能分析 . 23 哈尔滨工业大学硕士学位论文 V 3.3.2 叶片二维参数分析 . 25 3.3.3 三维流场分析 28 3.4 改变顶部弯高弯角 . 30 3.4.1 总体性能分析 30 3.4.2 叶片二维参数分析 . 3

19、1 3.4.3 三维流场分析 32 3.5 最优与原型对比分析 33 3.6 本章小结 . 35 第四章 燃气涡轮第一级导叶冷却结构设计 . 37 4.1 引言 . 37 4.2 小流量涡轴发动机涡轮导叶冷却结构设计 . 37 4.2.1 两种不同气膜孔参数对温度场分布影响 . 37 4.3 一维管网计算设计及结果分析 . 42 4.3.1 一维管网计算设计 . 43 4.3.2 一维管网计算设计结果分析 . 43 4.4 三维温度场计算结果分析 . 47 4.4.1 网格生成 . 47 4.4.2 计算模型 . 48 4.4.3 计算分析 . 48 4.5 本章小结 . 49 第五章 燃气涡

20、轮第一级动叶冷却结构设计 . 51 5.1 引言 . 51 5.2 燃气涡轮第一级动叶冷却结构设计特点及设计流程 . 51 5.2.1 设计流程 . 51 5.2.2 温度场分布 . 53 5.3 一维管网计算设计方法及结果分析 . 54 5.3.1 一维管网计算设计方法 . 54 5.3.2 一维管网计算结果分析 . 55 5.4 三维温度场计算结果分析 56 5.5 全三维气热耦合计算计算方法 . 58 5.5.1 模型建立 . 58 5.5.2 网格划分 59 5.5.3 计算模型 . 60 5.6 全三维气热耦合计算分析 . 61 哈尔滨工业大学硕士学位论文 VI 5.6.1 蛇形通道

21、内流动情况 . 61 5.6.2 温度场分析以及换热分析 . 63 5.7 全三维气热耦合计算与一维管网计算及三维温度场对比 . 66 5.8 本章小结 . 70 结论 . 71 参考文献 . 73 哈尔滨工业大学学位论文原创性声明及使用授权说明 . 78 致 谢 . 79 个人简历 . 80 哈尔滨工业大学硕士学位论文 1 第一章 绪论 1.1 课题来源及研究目的课题来源及研究目的 本课题来源于航空发动机涡轮气动及冷却技术研究。通过研究涡轴发动机动力 涡轮静叶弯扭特性，得出适用于小流量涡轴发动机的弯扭叶片。同时对涡轴发动机 高压涡轮冷却结构进行设计，并对比计算软件之间的差异，提出对传热设计平

22、台有 指导性的改进建议。 1.2 涡轴发动机的发展概述涡轴发动机的发展概述 自从 1950 年涡轴发动机作为直升机动力以来，其凭借体积小，重量轻以及功重 比大等优点，很快取代了传统的活塞发动机，成为直升机主要动力装置，并且在各 国内都开展了深入的研究以及广泛的应用。由于涡轴发动机主要用于军用及民用直 升机，其具有极为重要的国防价值以及经济价值，目前国内涡轴发动机主要是早期 研发制造，具有改进的潜能。涡轮是涡轴发动机的重要部件之一，国内外很多专家 学者对涡轴气动以及冷却性能进行大量研究1。图 1-1 为法国 TM 公司的阿赫耶发 动机即属于自由涡轮式单转子涡轴发动机。 图 1-1 阿耶赫涡轴发动

23、机 随着涡轴发动机的发展，大致可以划分为四代2：第一代主要是五十年代左右， 现在已经大部分淘汰；第二代主要是六十年代中期研制，现在的改型机仍然在继续 沿 用 ， 这 一 代 发 动 机 的 代 表 有 ： 美 国 Allison 公 司 1975 年 发 展 的 T63-A-720(Allison-250-C20B 的军用型)型涡轴发动机，法国透博梅卡公司 1970 年 左右发展的阿斯泰阻 14M 涡轴发动机等。此代涡轴发动机的特点主要有燃气发生 器控制仍为传统的液压机械式，并不能适应军用直升机驾驶的严格控制要求，均未 采取任何进气净化技术措施，没有对军用直升机红外抑制的要求备有措施，它们的

24、排气温度均在 773K 以上；第三代主要指七十年代末至八十年代初研制的，这一代 哈尔滨工业大学硕士学位论文 2 涡轴发动机的典型代表如： 英国罗尔斯罗伊斯公司研制的 R R1004 型涡轴发动机， 法国透博梅卡公司1985年左右研制的 TM333A(B)型涡轴发动机， 美国通用公司 70 年代末研制的 T700-GE-701 涡轴发动机等。此涡轴发动机功率质量比显著提高， 已经改善军用直升机的机动性能，且耗油率明显降低，这使得军用直升机能够有较 远的航程和续航时间，在外部方面具有防砂装置以及红外抑制措施，并且开始采用 全权限数字式电子控制系统，这有利于减轻机重和减轻驾驶员操纵工作的负荷；第 四

25、代即九十年代至今仍然研制并投产使用，其代表型号如：美国艾利逊联合加雷特 公司推出的 T800LHT-800、 美国通用电气公司研制的 T800-APW-800 发动机还有 德国 MTU 公司、 法国 TM 公司及英国罗尔斯罗伊斯公司联合推出的 MTR390 发动 机。此涡轴发动机的性能水平，要比第三代涡轴发动机有明显的进步，其功率质量 比提高， 燃油消耗率更加降低。 此代发动机多采用双级离心压气机， 比如 MTR390， 采用浮壁式回流环形燃烧室， 采用可拆卸整体式粒子分离器， 解决了进气净化问题， 从而提高了动力装置的生存能力，这代采用了全权限数字式电子控制系统的同时， 还采用了状态监控系统

26、其包括振动监控、过滤器堵塞指示等，以便实施视情维修， 使场外维护工作量减少。 1.3 三维叶片技术的发展概述三维叶片技术的发展概述 涡轮内流动是一个三维、有粘、非定常的一个复杂流动，涡轮效率的高低取决 于气流通过涡轮叶栅时所产生的能量损失大小，大量研究表明叶型损失、二次流损 失、间隙泄漏损失是涡轮流动中主要的能量损失。当气流流经无限叶栅时所产生的 能量损失叫做叶形损失，主要包括气流粘性引起的附面层摩擦损失和附面层分离引 起的涡流损失及叶片出口边尾迹区域中尾迹损失。 在直列叶栅中， 除了叶形损失外， 在上下端部将产生附加能量损失，一般叫做端部损失，也叫二次流损失，二次流损 失主要是气流在端部产生

27、气流的横向运动以及叶片由顶到根的径向运动时产生旋 涡而造成的能量损失。间隙泄露损失最近这些年研究的越来越多，在涡轮中，主要 存在于涡轮动叶叶顶间隙。由于叶片压力面到吸力面存在压差，导致气流由压力面 通过叶顶间隙到达吸力面，然后与吸力面通道涡发生复杂能量以及动量交换产生损 失。其中二次流损失在最近几年得到深入的研究，一些新的叶型设计理念和叶型设 计方法也逐步出现，主要有以下几种： (1).弯叶片技术：上世纪六十年代初3，王仲奇院士在苏联著名气动热力学专家 杰伊奇的指导下与费里鲍夫一起首先提出了弯扭联合气动成型理论，即叶片沿叶高 不仅扭曲，而且周向弯曲，使得叶片表面与气流作用力在径向的分量不为零，

28、从而 控制压力沿叶高分布，达到减小径向二次流的目的，同时减小了横向由压力面指向 吸力面的压差，达到减小横向二次流以及控制动叶叶顶尖隙损失的目的。如图 1-2 哈尔滨工业大学硕士学位论文 3 所示。在后续的工作中，发现在大转角小展弦比叶片中，通过叶片反弯能够有效降 低损失4，这是由于当进口附面层遇到叶片前缘而卷起形成马蹄涡，它的压力面分 支和相邻吸力面分支配对进入流道， 在马蹄涡分离下游， 新的附面层产生并且增长， 在流道内部横向压力梯度作用下，马蹄涡与新的附面层初始部分一起向吸力面壁角 卷吸旋转，在那里形成了通道涡。因此当叶片反弯，能够有效控制由此产生的通道 涡在中部交汇而产生的损失。 a)

29、流场流动 b) 弯叶片机理 图 1-2 弯曲叶片控制端部流动机理5 (2).海豚叶形：前苏联在 70 年代提出海豚叶形概念6，其主要出发点是为了控 制马蹄涡发生发展由此控制流道内多种涡系，众所周知，马蹄涡形成原因是在叶栅 前缘靠近端壁的区域内不仅存在壁面粘性对气流阻滞作用以及沿流动方向的逆压 梯度，且在叶片的前驻点线附近存在着指向端壁的滞止压力梯度。若这三个因素中 的任意一个被加强，则会强化边界层分离，增大旋涡环量；反之，任一因素被削弱， 又都会减小旋涡的强度和尺度，或者在一定条件下甚至可消除该旋涡。海豚叶型通 过局部减缓吸力面流动以及局部加速压力面流动来减小叶栅流道横向的压力梯度， 进而减小

30、二次流强度，利用一个较小的叶片前缘内切圆半径来减少大圆头对来流产 生的阻滞作用，减弱了气流在叶片头部有可能产生的扩压。上海理工大学7将海豚 叶型和 TC-1A 型短叶片进行了比较，如图 1-3 所示，认为采用海豚叶型可降低短叶 栅内的较高的端部损失，从而有效的改善短叶栅的气动性能，并且从机理上阐述了 海豚型叶栅之所以能降低端部损失的原因。 图 1-3 海豚叶片与传统叶片的型线7 (3).后部载入叶片：上世纪七十年代到八十年代，MarChalP.sieverding 最先提出 哈尔滨工业大学硕士学位论文 4 后载入的概念8，以区别于以往叶片载荷均匀分布或前部载入概念。如图 1-4 所示， 这类叶

31、栅在前半部分折转以及收缩小，而在后半部分折转和收缩较大，叶型做功区 域往后移动，前半部分的叶型曲率变化较小，几乎没有加速，因而做功量小，而后 半部分折转较大，加速快，因而做功量分布较多，由此可以推迟边界层转捩的发生， 降低叶片型面损失，但是更大的意义还在于叶栅的叶面横向压力差减小能够削弱叶 栅通道的二次流强度，从而大幅度降低三维通道的损失。二次流的产生及其强度直 接受压力面以及吸力面压差和固体壁面边界层的影响。对于“均匀加载”或“前部 加载”叶片而言二次流自生成以后再向下游发展过程当中，一直受着大的内背弧压 差使得旋涡强度不断增加，直至流出通道因此产生较大的二次流损失。后部加载叶 栅中由于在将

32、近通道一半区域内吸力面以及压力面之间压差很小，因此二次流发展 比较缓慢，减小了叶栅端壁由压力面到吸力面的附面层的堆积，大大地降低了在二 次流损失中占主要地位的通道涡的强度，尽管在通道后部接近出口位置，经受了更 大的吸力面到压力面的压差，通道涡得到较强发展的动能以及动量，但是因流程较 短，另外由于此处很大的加速又进一步削弱了边界层，它是二次流产生的一个重要 因素，因此出口截面处的二次流通道涡的强度相对较弱，由此就使得下游的二次流 损失得到降低。 a)传统叶形 b) 后部加载叶形 图 1-4 传统叶形与后部加载叶形比较9 本文在上述工作的前提下，针对于涡轴发动机动力涡轮第一级导叶的工作特 点，研究

33、在不同弯扭叶片弯角、弯高与积迭线形式等设计参数对该导叶气动性能的 影响，包括流道叶栅内各种涡系的发生发展以及叶栅内部流体运动形式的改变，并 通过上述研究提炼高负荷弯扭叶片的设计思想与设计准则。 1.4 叶片冷却技术的发展概述叶片冷却技术的发展概述 1.4.1 冷却技术的背景意义冷却技术的背景意义 随着涡轮进口温度不断提高，涡轮叶片的熔点温度已经远远低于涡轮进口的温 度， 同时，我们知道，高的燃气温度对应着高的叶片热负荷以及较大的叶片热应力。 哈尔滨工业大学硕士学位论文 5 为了使涡轮叶片能够正常工作，必须采用复杂的技术10。为了达到上述目标，科技 工作者付出了很大的努力来延长涡轮的寿命，不光从

34、材料上花费了很大的心血，在 传热上同时也倾注了很多的精力。从下图 1-5 中可以看出光靠材料技术的发展是不 能够满足发动机涡轮进口温度所造成的需求。未来的发展还是需要多学科联合作 用，包括材料以及涡轮传热设计者共同努力才能够达到要求，现在，我们需要涡轮 传热工作者通过改进或者发展新冷却技术解决这个问题。 图 1-5 现代涡轮进口温度发展与冷却技术发展的发展趋势12 改善航空发动机性能如增加发动机单位功率、降低耗油率、提高发动机推重比 等的最有效方法是提高涡轮进口的燃气温度13。多年来，为了提高涡轮进口的燃气 温度，广大相关科技工作人员一直在进行着不懈地努力，成果是巨大的。20 世界 40 年代

35、末苏联生产的 BK-1 发动机，涡轮进口的燃气温度为 1174K，发动机推重比 为 3.4，耗油率最大为 1.15 /2.0 加力；2000 年左右使用的先进发动机涡轮进口燃气 温度已经超过 1600K，发动机的推重比约为 8。耗油率最大为 0.6 /1.5 加力。随着涡 轮进口的燃气温度的提高，发动机的单位功率正在迅速增加，在过去的五十年里， 发动机的单位功率提高了超过 5 倍。涡轮进口初温的逐年迅速提高必须依赖于叶片 冷却技术的不断进步。1997 年，F119 作为使用在美国第四代战斗机 F-22 的涡轮进 口燃气温度约为18501950K， 高的燃气进口温度对应着高推重比， 其推重比为

36、9.5 1014，在如此高的涡轮进口燃气温度下，必须采用高效的冷却技术，通过采用冷却 技术，达到其叶片温度为 1300K 左右 15。美国 GE 公司在 20 世纪 70 年代开发的 E3 发动机，其涡轮进口温度超过 2100K，作为新时代的发动机，其提高涡轮进口初 温成为一种先决条件。但是实现这必须条件的路非常艰辛，必须需要科技工作者几 年甚至几十年的努力。 哈尔滨工业大学硕士学位论文 6 相对国外来说，我国冷却结构的发展比较落后，我国冷却结构发展起步较其他 国家晚，同时条件较其他发达国家差。涡轮的传热设计水平较低，我国燃气轮机的 发展一直受着冷却结构水平低所制约，有时叶片工作 23 小时就

37、烧蚀了。上述缺陷 导致了我国燃气轮机整体性能较低。因此，研究并发展高性能的燃气轮机涡轮冷却 结构成为一项重要课题，该课题对我国燃气轮机事业发展尤其的重要，同时，很多 的前期经验以及事实证明，传热设计技术是无价之宝，单纯通过模仿我们是学不来 的，我们必须踏踏实实的从基础做起，从冷却结构的机理开始研究，才能够真真正 正的掌握核心技术，达到西方发达国家涡轮冷却结构设计水平乃至是燃气轮机整体 的设计水平。 1.4.2 几种典型冷却结构几种典型冷却结构 在这里介绍的典型冷却结构主要是扰流肋的冷却、转子叶片及静子叶片的冲击 冷却，以及气膜冷却，同时也可以分为内部冷却以及外部冷却。随着冷却技术的发 展，这几

38、种冷却结构一般组合出现在涡轮冷却结构中，如 E3 高压涡轮设计中16， 如图 1-6 所示，a)中第一级导叶就包含了上述三种冷却结构，b）中第二级动叶中， 仅仅只有扰流肋冷却。下面详细介绍各种典型冷却结构。 a) E3高压涡轮第一级导叶 b) E3高压涡轮第二级动叶 图 1-6 典型冷却结构 1.4.2.1 扰流肋冷却扰流肋冷却 为了强化对流冷却效果，通常在光滑冷却通道表面上设计多重粗糙肋结构，如 图所示17，,图中分别给出了平行扰流肋、交错肋、V 型肋以及间断肋。肋的表面形 状可以是矩形、梯形、三角形或者是半圆形，它们相对于气流的流动方向可以使垂 直的，也可以是成某个角度的，在流道的两个相对

39、壁面上肋可以是相对的，也可是 交错排列的，如下图 1-7 所示为四种不同扰流肋冷却结构，这些结构对应于不同冷 却形式，可以达到不同冷却效果。 可以看出，在冷气通道中，其内部流动较为复杂，而在动叶冷气通道中，其流 体受到了科氏力以及惯性离心力的共同作用，其流动情况比静止状态下复杂的多。 科学技术人员对旋转的扰流冷却通道中传热问题也进行了大量研究。下面就对这些 哈尔滨工业大学硕士学位论文 7 研究进行介绍。 a) 平行肋 b) 交错肋 c) V 型肋 d) 间断肋 图 1-7 典型肋结构 Han(1984)18确定了在静止带肋通道中，它的传热性能主要取决于通道的宽高 比、肋片结构和气流雷诺数。通过

40、许多基础研究掌握了由于肋片引起的气流分离的 传热的强化现象。一般来说，实验研究使用的肋片的截面是正方形的，典型的肋片 高度是通道水力直径的 5%10%，p/e 比值在 715 之间。 Han(1988)等19研究了在一个正方形通道（W/H=1）及两个矩形通道(W/H=2,4) 在两种肋片间距（P/e=10 和 20）情况下，雷诺数对中心线传热系数的影响。在不同 雷诺数情况下的传热分布用努赛尔数比来给出，它们的变化趋势相同，只是努塞尔 数随着雷诺是的增大而稍有降低。同时他们在有肋壁面光滑侧壁面参数随着肋片间 距的改变也做了相应研究，研究表明：肋片通道光滑壁面上当地努塞尔数比随着离 进口距离的增加

41、而明显减小。这和四壁都是光滑表面的通道是结果是一样的，只是 带肋通道的数据存在脉动。在带肋壁面上的当地努塞尔数比波动较大。 对于带有气膜孔出流情况下不同肋片形式的双流程冷却通道的传热特性， Ekkad 等20等对它进行了深入的研究，研究表明，是否有气膜孔出流，对努赛尔数 的平均值改变不大，当将 20%25%的冷气用于气膜冷却时，对内部的传热特性并 没有造成很大的影响。而对于旋转状态下肋的改变，Wen-Lung Fu21对此作了研究， 通过该研究表明，旋转会强化尾缘壁面换热，但是，前缘区域被削弱了。扰流肋的 设计方法，很大部分应该通过实验来完成，Zhang Hong 等22对此进行了实验研究，

42、实验结果表明，对于平行扰流肋来说最佳设计方案为当 P/e=7.5、e/Dh=0.235。 刘浪23以某型航空发动机实际涡轮叶片的内部带肋变截面 l80回转通道为研 哈尔滨工业大学硕士学位论文 8 究对象，采用实验方法分别研究带 90直肋以及带 60斜肋通道内的流体流动特 性。通过研究问题的特点，定义壁面有效压力以及局部有效压力系数，并且得到了 其沿程分布和两种通道内有效压力系数经验公式。实验发现：对于带 90直肋及带 60斜肋的矩形回转通道的沿程有效压力分布趋势基本一致，而由于流道截面积不 规则变化，导致了有效压力有沿程逆增现象。 郭涛等24采用热色液晶瞬态测试技术测量带肋和出流孔通道各壁面换

43、热系数 的分布，分析雷诺数以及出流比对换热系数的影响，这里雷诺数的变化范围为 20000-80000，出流比的变化范围为 0.30.6。结果表明：出流比变化对各壁面均有 较大的影响，没有出流孔的带肋壁面的换热沿通道减弱；带肋以及出流孔壁面的换 热在通道入口处先增大然后沿通道减小；各个壁面平均换热增强系数随着雷诺数增 大反而减小。没有出流孔的带肋壁面及侧壁的平均换热增强系数随出流比增大而减 小，带肋及出流孔壁面平均换热增强系数并不随出流比变化而变化。 1.4.2.2 冲击冷却冲击冷却 提高局部换热系数，强化换热是设计冷却结构的需要细致把握的原则之一，冲 击冷却作为传热强化技术，其方法是提高局部换

44、热系数最为有效的方法。但是，在 叶片上布置冲击冷却，将会大大的削弱结构的强度。因此，在布置冲击冷却时一般 将冲击冷却布置在热负荷较大的地方，对于转子叶片中来说，一般将冲击冷却布置 在转子叶片前缘，在叶片前缘热负荷较大，且能够布置冲击冷却，一般来说，转子 叶片的冲击冷却布置在第一通道中，冷却气体从第二通道冲击进入第一通道，冲刷 叶片前缘区域，极大的强化了换热，降低了叶片前缘区域的热负荷。而对于静止叶 片来说强度要求不如旋转叶片高，一般情况来说，其热负荷大于转子叶片热负荷， 因此其冲击冷却布置的比转子叶片区域大，且布置情况较为明显，有时在静止叶片 中弦区也采用冲击射流冷却，增大换热，一般静子叶片布

45、置为冲击套筒，通过布置 冲击套筒，冷却自内套筒中流出道套筒与叶片内壁面进行冲刷，强化内壁面换热效 果， 从而达到降低叶片表面温度的效果， 冲击冷却经常与气膜冷却结合在一起采用， 冷气冲击完壁面后，在叶片内壁面流动，然后通过气膜孔流入主流中。冷却射流的 布置有几种不同方法，在进行传热优化设计前要考虑不同方面的问题。下图给出了 冲击射流的结构见图 1-8 所示25 叶片前缘内壁面冲击冷却将会与其他冷却结构形式产生相互作用，比如上文所 说的气膜冷却，Taslim26等对这种情况进行了实验研究，通过研究发现，气膜冷却 结构增大叶片内部冲击换热系数，而上游冲击射流将会产生横向流动，这种流动换 削弱下游的

46、冲击冷却效果。同时 Taslim 等27还发现，布置了扰流结构如扰流肋、扰 流柱将会增大冲击冷却换热系数。 哈尔滨工业大学硕士学位论文 9 a) 静止叶片的冲击冷却 b) 旋转叶片的冲击冷却 图 1-8 导叶与动叶冲击冷却 Xing 与 Weigand28、Hoefler 等29、Arvind G. Rao30等对冲击冷却进行了一系 列的数值以及实验研究，研究成果显著。 1.4.2.3 气膜冷却气膜冷却 在涡轮中，高的金属温度产生较高的热应力并使叶片最终失效，冷却一般是通 过抽取部分压缩空气并绕过燃烧室直接进入透平来实现的，工质的抽取造成了系统 效率的降低，因为一部分功已经用来压缩工质。另外，

47、冷却工质返回到主流也会造 成进一步的热力损失，如图 1-9 所示。涡轮部件的冷却是通过内部的和外部的冷却 来达到了。典型的内部冷却在上面已经介绍，而外部冷却时让冷却工质从叶片内部 通过离散孔喷射到高温燃气通道侧的表面，这种方法叫做气膜冷却，这是一个复杂 的过程。如下图所示32。 冷却工质有叶片根部或者顶部通道进入叶片内部，然后通过叶片表面的离散气 膜孔进入主流不同位置，气膜冷却能够有效的保护叶片表面，首先内部对叶片表面 除去热量，其次，它能够有效的在叶片表面形成类似于膜状流体，能够阻隔燃气与 叶片表面，这样减弱了外部换热，保护了叶片表面。 流道叶栅内部复杂流动对气膜效率将会产生很大的影响，Fr

48、iedrich 等人33通过 进行低速直列叶栅实验，由此得到其端壁绝热气膜冷却效率，研究表明，叶片前缘 产生马蹄涡，其压力面分支将会使大部分由端壁流出的冷却工质卷吸到吸力面，由 此，叶片前缘靠近压力面的下游位置高温区无法被冷气所覆盖。 Friedrich 等人34为了研究损失的改变，他对气膜孔进行了重新的排布，然后再 进行试验，试验结果发现，端壁喷射冷气对损失的影响很大，特别是叶栅出口的高 损失区，通过试验，他还发现，端部处气膜孔越靠后，流动损失则越大。 一般来说涡轮叶片都工作于高温、高压、高湍流度情况，因此，单纯靠低速叶 栅试验并不能指导工程实际，Ames35研究了 C3X 导叶片的气膜冷却

49、效果。研究发 现， 在相同雷诺数及冷气喷射的速度比的情况下，湍流度越高，气膜冷却效率越低， 哈尔滨工业大学硕士学位论文 10 且压力面上越敏感，而当冷气喷射的速比为 1.0 的情况下，湍流度越高同上呈现上 述效果。 图 1-9 气膜冷却布置 而对于数值模拟研究方面的发展主要是 Takahahshi36等对湍流模型以及脱体涡 模型方法的研究，研究发现，采用 k-v2-f 湍流模型定常计算与定常 DES 计算都 能够捕捉气膜冷气温度波动， 其气膜冷却效率计算与实验结果吻合情况相对 S-A 以 及 SST 模型好。 当叶片表面采用气膜冷却时，其气膜冷却对叶栅的气体动力学效率会产生很大 的影响。冷气掺混损失将会占总损失的很大份额。Young 等37首先建立了气膜冷气 掺混损失模型。Lim 等人38在文献39更加完善了冷气掺混损失方法。 1.5 涡轮气动设计体系与传热设计体系概述涡轮气动设计体系与传热设计体系概述 1.5.1 涡轮气动设计体系涡轮气动设计体系 物理模型的变化和计算能力的发展带动了叶轮机械的气动设计体系发展，总体 上说，该发展经历了从最初的纯经验设计、一维经验设计、二维/准三维设计以及最 后的三