题目：涡轮叶片多种冷却结构耦合通道内流动换热机理研究

放眼全球，能独立研制喷气式航空发动机的国家屈指可数，而开发高性能的航空发动机则是各个航空大国的主要发展目标。根据热力学基本理论，增加涡轮前温度可以有效提高航空发动机推重比，但同时这也给涡轮叶片的热防护工作带来了挑战。为了使涡轮叶片表面的温度不超过材料失效的温度，需要对叶片进行有效的冷却。本文针对涡轮叶片中部和前缘两处的内部冷却通道，设计了共轭式实验模型——回转腔和冲击腔，通过瞬态液晶法换热实验，分析了肋、径向出气方式、出流孔等结构，以及无量纲隔板间距Wt/Dh 、雷诺数Re等因素对回转腔换热和流阻的影响；讨论了肋、横流、冲击孔形状等结构，以及顶板无量纲气膜孔径d/Dh 、雷诺数Re等因素对冲击腔换热和流阻的影响。考虑到多个影响因素的耦合叠加效应，针对回转腔和冲击腔分别列出了等效工况组，每个组中的工况彼此在换热或是流阻方面是可以互相替代的。

通过数值模拟的方法着重对回转腔和冲击腔中的流动进行了分析，讨论了各种典型二次流现象的形成原因，以及流动对换热的影响机理。其中重点讨论了Dean涡、肋后涡、通道涡、冲击涡的流动特征及分布规律。通过对流量分配的计算数据进行分析，评估了出气孔的数量和位置对于回转腔和冲击腔流阻的影响。另外，对多种二次流耦合后的流场也进行了分析。

对于回转腔，结果表明：(1)无量纲隔板间距Wt/Dh 越小则弯头区域的换热越强同时通道的阻力系数越大。此外，Wt/Dh 越小，弯头离心效应和顶壁冲击效应越强。(2)径向出气方式能抑制弯头离心效应和顶壁冲击效应所带来的换热不均。肋引发的通道涡利于壁面换热，而肋后涡则不利于壁面换热。(3)肋间出流孔可以降低通道的阻力系数，提升综合换热性能。(4)当其他条件相同时，1号出气孔比2号出气孔能溢出更多的流量，而且这种差异在小隔板间距条件下更明显。

对于冲击腔，结果表明：(1)顶板无量纲气膜孔径d/Dh 增大可以降低通道的阻力系数；但是随着d/Dh 从0.05增大到0.1，下游区域的换热系数并非单调地变化，而是在d/Dh=0.075时取得一个极小值。(2)横流会削弱冲击换热效果，赛道形冲击孔的综合换热性能要优于圆形冲击孔。(3)冲击腔上游通道因沿程有部分流量不断从冲击孔流出，使得主流流速下降并削弱带肋壁面上的对流换热，形成一种周期性换热强化且换热强化峰值逐渐衰减的耦合布局。(4)随着顶板无量纲气膜孔直径d/Dh的增加，顶板气膜孔溢出流量也不断增加，且溢出流量大致与d/Dh的平方成正比关系。

根据回转腔和冲击腔的研究经验，对一个复杂的源于真实叶片内冷通道的前缘腔模型进行了实验和数值探索，结果表明这个前缘腔模型集成了很多优化的特性，这些特性验证和支持了回转腔和冲击腔研究所得到的结论。

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