题目：气冷涡轮内部复杂流动研究

先进航空发动机涡轮部件进口温度已经超过1800K，这一温度对航空发动机的使用寿命和安全性造成威胁，需要采用多种气冷方法共同对涡轮进行冷却，冷气的引入使得涡轮内部流动更加复杂，认识冷气对涡轮流场的影响有助于改进冷气设计，减小冷气对涡轮流动的负面影响，最终达到提高涡轮效率和冷却效果的目的。在对冷气掺混进行研究的过程中，需要认识计算网格、湍流模型、射流边界条件等因素对结果精度的影响。本文首先采用商用软件对这些影响因素进行研究，得到合理的计算网格和湍流模型。由于冷气射流出口的流动有很强的不均匀性，在射流出口给定流场分布也可以保证计算结果的精度。在认识了冷气掺混数值模拟精度的影响因素后，对双级高压涡轮进行了优化。基于流场的分析，认为原型第一级动叶通道内的二次流很强，导致第二级导叶来流有很强的不均匀性。增加稠度大大改善了流场，提高了整机效率；改进叶型有利于提高第一级效率，但是整机效率下降。随后就不同轮毂封严冷气入射角度对流场、总参数的影响进行了分析。之后采用数值模拟的方法，对某涡轮高压级在有冷气状况和无冷气状况进行对比，分析了叶尖凹槽结构、叶尖冷气对整机性能和叶尖附近流场的影响。冷气与叶尖凹槽的引入使得涡轮效率降低了0.3个百分点。通过能量损失系数的计算，得到导叶通道与动叶通道中损失均增大；而后着重分析了动叶叶尖冷气射流与叶尖泄漏的相互作用，叶尖的凹槽结构能够减小泄漏流量，但是由于冷气的引入，泄漏流流量增加，导致冷气泄漏流与主流的掺混增大，总的叶尖损失增大，主流的泄漏流量有所减小，最终整机效率变化很小。最后对燃烧室与涡轮的紧凑设计进行验证。在该种紧凑设计中，高压涡轮导叶位于燃烧室内部，燃烧室与涡轮部件的总轴向长度大大缩减，导叶前缘位置与主燃区和掺混孔的距离很小，需要采用气膜冷却方法对涡轮进行防护，涡轮进口的流动和温度不均匀性很强，掺混损失增加。采用数值模拟方法，分析导叶稠度、耦合流道对流场的影响。之后对无冷气状态下燃烧室与涡轮紧凑设计进行了验证。