题目：涡轮叶片气膜冷却的数值研究

提高涡轮进口燃气温度是改善航空发动机性能的重要途径。涡轮前温度的提高有利于提高发动机热力循环效率和单位质量燃气输出功率，进而提高发动机推重比和降低耗油率。然而，进口燃气温度的提高使得涡轮叶片热负荷急剧增加，对其机械强度、工作稳定性及使用寿命提出了严峻挑战。涡轮叶片热防护技术是航空燃气轮机的一项关键技术，而气膜冷却作为重要的冷却手段，一直都是高性能航空发动机研究热点之一。本文以某变循环发动机大焓降、高膨胀比单级高压涡轮为研究对象，采用Fine/Turbo软件对无气膜冷却和全场气膜冷却的涡轮三维黏性流场进行了数值模拟研究。首先，通过无气膜冷却流场计算获取了发动机两种工作模式下叶片表面温度、等熵马赫数等流动参数，为气膜冷却方案设计提供了基本依据；同时，计算结果揭示了超音涡轮通道波系结构、强压缩波—边界层相互作用机理、叶片边界层转捩流动现象及动叶顶隙流动特点，分析了超音涡轮三维流场结构和流动损失。然后，根据无冷却计算结果对该高压涡轮级进行了全场气膜冷却设计，确定了气膜孔排布置方式、开孔位置及开孔方向等几何参数。采用附加源项法模拟冷气喷射，对该高压涡轮级在两种工作模式下分别进行了气膜冷却数值研究。通过调整冷气温度、喷射流量等基本参数，得到了不同流量比（冷气喷射量/主流流量）冷气喷射条件下流场温度分布，分析了气膜冷却涡轮叶片表面冷却效率。计算结果显示，随着流量比的增加，涡轮膨胀比、效率均有所降低，而冷气部分动能的利用使得涡轮输出功率有一定程度的提高。综合考虑涡轮效率、气膜冷却效率及冷气消耗量认为，该涡轮在流量比为0.09时（两种模式）获得了最佳气膜冷却效果。进一步研究发现，导叶吸力面附近主流流速高、压力低，冷却效率对喷射冷气量变化非常敏感；导叶压力面处主流压力较高，有利于冷却气体压覆在叶片表面，冷却效率沿流向均匀地维持在较高范围内；动叶吸力面冷却效率呈现明显的C型分布特征，叶片中部冷却需要加强；由于旋转离心力的作用，动叶压力面冷气覆盖与导叶相比均匀度较差。此外本文通过温度场分析了叶片表面冷却盲区的存在位置、产生原因和改进措施，为气膜冷却方案的优化设计提出了参考意见，对高性能航空发动机热防护设计具有借鉴意义。