跨音涡轮叶栅激波/冷却结构交互作用机理及关键影响因素研究

In order to improve the service life of the turbine blade and further understanding the shock wave/cooling structure interaction phenomena，the paper is to study on the mechanism of shock wave/cooling structure interaction and the key factors of cooling structure of transonic turbine cascade. The paper is to probe into the interaction mechanism of shock/cooling structure by studying the interaction process of shock wave/boundary layer，shock wave/balde suction surface gas film，shock wave/trailing edge cold air outflow under different mainstream Mach numbers，turbulence intensity and cooling gas flow rate. On this basis，the influence of different gas film holes，the cooling structure of the tail flange and the arrangement mode on the shock loss and the cooling effect are studied. It is expected to enhance the comprehensive performance of transonic turbine's aerodynamic and heat transfer performance by optimizing and configuring the sensitivity structure parameters in the interaction process of shock wave/cooling structure.

本项目针对先进航空发动机跨音涡轮叶栅中普遍存在的激波/冷却结构交互作用现象，开展跨音涡轮叶栅通道激波/冷却结构交互作用机理及关键影响因素研究。拟采用数值计算和实验研究相结合的方式，开展不同主流马赫数、湍流度和冷却气流量等情况下，通道内激波/边界层、激波/叶片吸力面气膜、激波/尾缘冷却气出流等交互作用过程研究，探究激波/冷却结构交互作用机理。在此基础上研究不同气膜孔孔型、尾缘劈缝冷却结构及布置方式对激波损失特性和冷却效果的影响，通过合理优化配置激波/冷却结构交互作用过程中敏感性结构参数等方法，达到增强跨音涡轮气动/传热综合性能的目的。本项目旨在为先进航空涡轮发动机高性能跨音气冷涡轮叶栅的设计提供基础性研究数据及理论依据。

随着航空燃气涡轮发动机推重比不断升高，涡轮部件正向高压静叶、高压动叶全部超/跨音发展。此外，为保证燃气涡轮在高于叶片材料熔点几百度的高温环境下安全稳定的运行，必须采用先进的冷却技术使燃气涡轮高温部件承载的实际温度降低。涡轮叶栅通道内复杂的激波系将会与喷入主流的冷却气流发生相互干涉：一方面激波/气膜交互作用必然对涡轮热环境平衡造成严重影响；另一方面尾缘劈缝的冷却气出流所引起的叶片尾缘附近压力场变化，也会对尾缘激波形态及其传播发生作用，从而对激波相关的气动损失产生影响。因此，在先进航空发动机研发过程中，保证叶片安全可靠运行的情况下，弱化并抑制激波/冷却结构相互作用过程中的气动损失已经成为进一步提高涡轮负荷过程中必须解决的关键技术问题。.本项目针对先进航空发动机跨音涡轮叶栅中普遍存在的激波/冷却结构交互作用现象，采用数值计算和实验研究相结合的方式，开展了不同主流马赫数、湍流度和冷却气流量等情况下，涡轮叶栅通道内激波/边界层、激波/叶片吸力面气膜、激波/尾缘冷却气出流等交互作用过程研究。在此基础上研究了不同气膜孔孔型、尾缘劈缝冷却结构及布置方式对激波损失特性和冷却效果的影响。研究表明：不同尾缘劈缝冷却结构的跨音涡轮叶栅在不同冷却气喷射压力情况下的气动损失特性对比研究表明，叶栅能量损失系数在小喷射压力时随冷却气喷射压力的增大而降低的情况，而后又随着冷气喷射压力的增大而增大；气膜孔在吸力面上的位置对涡轮叶栅吸力面温度有着显著影响，在激波作用前方布置气膜孔的效果明显优于激波作用区域和激波作用后方布置气膜孔的方案；通过合理优化配置激波/冷却结构交互作用过程中敏感性结构参数等方法，可达到增强跨音涡轮叶栅气动/传热综合性能的目的。本项目所做工作可为先进航空涡轮发动机高性能跨音气冷涡轮叶栅的设计提供基础性研究数据及理论依据。