跨聲速高壓氣冷渦輪級氣動(dòng)性能研究.pdf

1、現(xiàn)代航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)為了獲得更高的推重比和熱效率，不斷提高渦輪前溫度，精簡渦輪級數(shù)。高溫、高膨脹比必然帶來渦輪內(nèi)部流動(dòng)的局部超聲速。國際上先進(jìn)氣冷渦輪氣動(dòng)設(shè)計(jì)的理念是在不影響渦輪做功能力的前提下，實(shí)現(xiàn)葉片表面的冷卻效果最大化。這使冷氣與主流的摻混研究成為渦輪研究設(shè)計(jì)中的一個(gè)關(guān)鍵問題。本文主要對尾緣冷氣噴射形式對流場的影響、考慮冷氣噴射影響的葉型設(shè)計(jì)以及非定常條件下局部優(yōu)化設(shè)計(jì)對流場的影響進(jìn)行了深入分析和研究。
　　本文首先通過對

2、高壓渦輪靜葉尾緣不同方案的冷氣噴射數(shù)值模擬，分析了不同冷氣噴射方式以及不同冷氣噴射量對于靜葉尾緣激波強(qiáng)度和下游動(dòng)葉流場的影響。研究發(fā)現(xiàn)，采用壓力面尾緣斜劈縫冷卻對于減弱尾緣激波強(qiáng)度，減小摻混損失，改善流場流動(dòng)有優(yōu)勢。采用尾緣對開縫冷卻，可以削弱尾跡渦對強(qiáng)度，減小尾跡損失，但是摻混損失較大。動(dòng)葉進(jìn)口氣流角隨著冷氣注入量的增大而減小，冷氣噴射對動(dòng)葉柵頂部馬赫數(shù)影響要較其他部分弱。
　　然后，探討了具有凹陷特征的跨聲速氣冷渦輪葉型以及在

3、靜葉吸力面激波反射點(diǎn)進(jìn)行冷氣噴射來削弱激波強(qiáng)度的可行性。結(jié)果表明，具有前緣凹陷特征的氣冷渦輪葉型可以把冷卻氣體以冷氣旋渦的形式控制在其凹陷部位；與傳統(tǒng)葉型比較，新型葉型的主流流動(dòng)較合理。在吸力面激波反射點(diǎn)附近噴射冷氣是一種行之有效的控制激波強(qiáng)度的方法；冷氣噴射位置位于激波反射點(diǎn)附近時(shí)注入冷氣對減弱激波強(qiáng)度有積極作用。
　　接著，本文又詳細(xì)研究了有靜葉尾緣冷氣噴射條件下的跨音速高壓渦輪級內(nèi)的流動(dòng)規(guī)律，探討了靜葉尾緣激波對于附面層分離

4、以及下游動(dòng)葉流動(dòng)的影響、采用正彎靜葉片后對于級內(nèi)激波強(qiáng)度的削弱帶來的積極影響以及上游靜葉變化對于下游動(dòng)葉流動(dòng)的影響，為高壓渦輪級內(nèi)冷氣與主流摻混對流動(dòng)影響的研究提供了必要的知識儲備和理論依據(jù)。
　　實(shí)驗(yàn)研究不能完全模擬航空發(fā)動(dòng)機(jī)的實(shí)際工作條件，利用數(shù)值模擬的優(yōu)勢深入研究渦輪葉片的實(shí)際工作狀態(tài)具有很重要的工程意義，本文為了更加深入研究高壓渦輪級內(nèi)的真實(shí)流動(dòng)特性，對無冷氣噴射和有尾緣冷氣噴射情況下的各種方案的渦輪高壓級進(jìn)行了詳細(xì)的非定

5、常數(shù)值模擬和分析。研究發(fā)現(xiàn)，跨音速渦輪靜葉受非定常勢流影響的主要區(qū)域集中在吸力面擴(kuò)壓段到尾緣區(qū)域，動(dòng)葉表面壓力的非定常波動(dòng)非常明顯，葉片負(fù)荷變化很大；靜葉尾緣激波強(qiáng)度呈現(xiàn)周期性變化，相對來說尾緣激波的壓力面分支受下游動(dòng)葉周期性運(yùn)動(dòng)的影響較小；尾跡渦對的吸力面一側(cè)渦受到動(dòng)靜葉間的非定常干擾影響較小，而壓力面?zhèn)任槽E渦受非定常效應(yīng)影響較大，旋渦強(qiáng)度變化較劇烈。尾跡傳播方向隨著下游勢流的變化而產(chǎn)生相應(yīng)的變化；采用正彎靜葉片后，下游動(dòng)葉中部截面的