跨音叶栅激波与浅槽型气膜孔射流相互作用及流动传热规律

Film cooling, as an efficient technique, has been widely employed to protect the turbine components from overheating. As the development of modern gas turbines, the operating temperature is progressively increased and the turbine stage-load is also enlarged, which leads to a great demand of highly novel film cooling techniques and more complex interaction mechanism of film jet and primary flow. Aiming at the “transonic turbine cascade” primary flow feature and “trenched hole” film cooling innovation, the present project focus on the interaction mechanism of transonic shock wave and trenched-hole film jet on turbine suction side, as well as the flow and heat transfer under transonic flow conditions, by using large eddy simulation and tests including particle image velocimetry, optical schlieren and infrared thermography. The project objectives are outlined as three aspects: further revealing the affecting mechanism of transonic shock on the generation and evolution of coherent vortex from trenched film cooling holes, as well as the regulation effect of coolant jet from trenched holes on topological configuration of separation bubbles and the intensity and scale of separation vortex induced by shock wave; illustrating the influences of shock-jet interaction on film cooling performance of trenched holes and aerodynamic performance of transonic turbine cascade; identifying contour optimization of trenched-hole for improving the film cooling performances of turbine blade and aerodynamic losses of transonic turbine cascade. The above issues are helpful to the advancement of transonic turbine blade film cooling.

在燃气涡轮叶片冷却结构中，气膜冷却是一种极为重要的热防护途径而备受关注。随着燃气涡轮发动机技术发展，涡轮进口温度以及涡轮级负荷得到不断提升，不仅带来了高效气膜冷却的技术创新需要，同时也衍生出更为复杂的气膜射流与主流相互作用机制。本项目立论源于“跨音涡轮叶栅”主流特征和“浅槽型孔”气膜射流强化冷却技术创新，基于数值计算和粒子图像测速、光学纹影及红外热成像等实验测试方法，开展涡轮跨音叶栅激波与吸力面浅槽型孔气膜冷却射流的相互作用机制及其流动传热规律研究，以期揭示激波入射对浅槽型气膜孔射流发卡涡、马蹄涡等拟序涡时空演化的影响机制，以及浅槽型孔射流对激波诱导分离泡拓扑形态及分离涡旋尺度和强度的调控效应；获得激波—射流相互作用对跨音叶栅气动性能和浅槽型孔气膜冷却性能的具体影响规律，通过浅槽结构的多目标优化实现跨音叶栅气动和叶片冷却性能的综合改善。为跨音涡轮叶片高效气膜冷却提供相关理论和应用基础。

随着航空燃气涡轮发动机技术发展，涡轮进口温度以及涡轮级负荷得到不断提升，不仅带来了高效气膜冷却的技术创新需要，同时也衍生出更为复杂的气膜射流与主流相互作用机制。本项目针对复杂热流环境中浅槽孔气膜冷却射流与主流的相互作用展开研究，重点关注跨音叶栅通道中激波与气膜射流的相干机制和规律。项目研究内容分为以下三部分：. 1）利用大涡模拟方法针对横槽孔气膜冷却射流与平板及叶栅通道主流的相干机制展开研究。在亚音速主流下，气膜冷却射流与主流的相互作用生成了马蹄涡、发卡涡、射流剪切层涡等三维拟序结构，但与圆孔不同，由于横槽的展向导流作用，横槽孔下游可以观察到明显的“发卡涡森林”现象。在跨音速主流下，激波作用在吸力面气膜孔下游边界层内形成了明显的分离涡旋，使得下游发卡涡串出现明显抬升，湍流度明显增强。. 2）利用雷诺时均方法研究了高负荷叶栅通道内横槽孔气膜冷却射流与主流的相互作用规律。涡轮导叶上，激波入射在气膜孔下游形成了低冷效区，但在激波作用区域下游，冷效出现回升；随着槽深度的增加，冷效增加，而槽宽的增加使得冷效下降。涡轮动叶上，吹风比和转速的增加会带来槽孔冷却效果的提升，但由于旋转效应和横槽导流作用的影响，冷气在槽内的动量损失加剧，冷效沿流向的衰减速率较传统圆孔快，在高吹风比下尤为明显。. 3）搭建了平板及叶片槽孔气膜冷却流场和壁温测试试验台，利用红外热成像技术获得槽孔气膜冷却的壁温数据，利用粒子图像测速技术获得槽孔气膜射流下游的流场分布特征。针对三种典型的槽型结构（横向槽，椭圆槽和W型槽）展开测试，验证了1）和2）两部分数值计算结果的准确性，对比分析了三种槽型结构对气膜冷却的强化作用，从实验层面深化了对浅槽孔气膜冷却机制和规律的认识。. 在上述内容的支撑下，发表高水平论文7篇，其中SCI检索论文5篇，EI检索2篇，授权发明专利1项，申请发明专利1项，为航空发动机热端部件强化冷却技术提供基础性研究成果。