凹陷涡对不同曲率涡轮前缘层板流动与换热影响的机理研究

The increase of cooling efficiency of a Lamilloy cooling structure at the air-cooled turbine leading edge has important significance in solving the leading edge high temperature ablation problem. Dimples have the ability in inducing the excitation on the impingement flow, causing the impinged flow acceleration, separation and reattachment. This consequently enhances the heat transfer on the target surface. In this study, the mechanisms of the dimple effect on the flow field and heat transfer in a Lamilloy cooling structure at the leading edge are focused on. The experimental methods, i.e., particle imaging velocimetry (PIV), pressure scan valve and transient liquid crystal et al., and three dimensional numerical method are used. The following problems are analyzed by utilizing vortex dynamics and topological analysis, 1) heat transfer and flow characteristics of a non-dimple Lamilloy cooling structure at the leading edge; 2) mechanism of the dimple effect on the flow topology, flow detail, heat transfer on target surface, heat transfer on pin fin surface and heat transfer near the film holes in a Lamilloy cooling at the blade leading edge; 3) the model of flow and heat transfer of a leading edge Lamilloy cooling structure with dimple. Based on the basic science studies above, this project will provide the theoretical guidance for the design of the Lamilloy cooling structure at leading edge of high temperature turbine blade.

进一步提高前缘层板冷却结构的冷却效率对解决涡轮叶片前缘高温烧蚀问题具有重大意义。凹陷涡具有激励冲击流，导致冲击后流体加速、分离、再附进而增强靶面换热的潜质。本项目将围绕凹陷涡对前缘层板冷却结构流动换热的影响机理开展工作，拟综合利用粒子成像测速技术(PIV)、压力扫描阀、瞬态液晶等实验测量手段及三维数值模拟方法，结合涡动力学及拓扑分析理论等分析方法分别研究：1）不带凹陷涡发生器的前缘层板冷却结构内部流动换热特性；2）凹陷涡影响前缘层板冷却结构内部流场拓扑、流场细节、冲击靶面换热、扰流柱表面换热以及气膜孔附近换热的机制；3)带凹陷涡发生器的前缘层板冷却结构内部流动、换热模型。通过上述基础科学问题的研究，本项目将为高温涡轮叶片前缘层板冷却结构设计提供理论指导。

航空发动机涡轮叶片层板冷却技术集冲击冷却、扰流柱对流冷却、气膜冷却等冷却方式于一体，被认为是解决2200K温度等级第五代航空发动机涡轮叶片高温问题的有效技术手段之一。然而，由于涡轮叶片前缘受燃气冲击，热负荷较高，对冷却结构的冷却效率要求更为苛刻，有必要采用高效的换热强化措施来增强前缘层板冷却结构内部的换热能力。通过在壁面产生凹陷诱导的凹陷涡具有破坏边界层、产生不同尺度的旋涡的能力，同时具有在保证流阻变化不大的情况下，提高换热性能的潜质。.本项目首先研究前缘曲率和冲击靶距对涡轮前缘层板结构换热的影响机理，结果显示，前缘曲率和冲击靶距的改变会显著地影响冲击靶面的换热性能。通过研究扰流柱和凹坑参数对前缘层板结构换热的影响，得出了扰流柱排布改变综合换热性能的机制，并给出最佳的扰流柱结构形式。在高温涡轮叶片前缘区域的典型层板结构冷却单元添加凹坑结构，结果表明，合理地添加凹坑结构能够在一定程度上增大冲击靶面的换热，并且减小腔室内部的流阻系数。然而，过深或者过大的凹坑将会降低冲击靶面的换热。凹坑形状的变化对冲击靶面的换热性能影响较小。.通过研究涡轮前缘曲率和冲击靶距对带有凹坑结构的前缘层板结构换热的影响机理。结果表明，前缘曲率和冲击靶距的变化会显著影响来流冲击离开凹坑滞止点后由于流动边界层变薄而导致的热量交换。前缘区域的曲率和冲击靶距对冲击靶面换热增强效果并不是线性的关系。.最后，采用圆孔射流冲击冷却的方法来对涡轮叶片前缘区域的局部换热进行研究，发现冷却空气入口雷诺数、气膜孔与冲击孔直径之比、涡轮叶片前缘曲率、冲击靶距、扰流柱参数和凹陷涡发生器参数对冲击靶面的换热均有不同程度的影响。通过对大量得出的数据结果进行分析研究，整理出了涡轮叶片前缘各个无量纲参数基于Dittus-Boelter平均换热特性的通用经验公式。