航空发动机涡轮盘（腔）上的能量管理技术作用机理研究

Aeroengine turbine system operates under severe and complex conditions and the cooling technology is usually used to guarantee safety working in high temperature environment. However, cooling technology is restricted by the amount of cooling air from compressor and has been approached to development limit. Thus, how to satisfy the strength demand of turbine disk is one of the core problems in future high-performance aeroengine development. This project catches two critical characteristic of cooling technology, that is, the development of cooling technology is a process to pursue optimum distribution of energy in turbine disk and the essence of cooling technology is energy management. And the development idea of cooling technology is updated to energy management level and the action mechanism of energy management technology in turbine system is investigated. In this study, the relationship between energy distribution and stress level of the disk is firstly built by theoretical analysis, and then the numerical simulation analysis and experimental study are carried out to validate the feasibility and validity of the obtained functional principles of energy management technology and the interaction rules between energy distribution and temperature distribution and stress level in disk. Based on organization and management the energy distribution of disk, two results are achieved: 1) the stress level can be controlled by actively built optimum temperature distribution in disk；2）the optimum temperature distribution of criteria is acquired to pre-judgment the stress level of disk in heat analysis stage. The conclusions of this project will directly influence the design idea of aeroengine turbine system in our country and have laid theory and technology foundation for improvement of design system.

航空发动机涡轮盘（腔）由于工作环境苛刻，通常需冷却以在高温环境下保证工作安全性，但是冷却技术受到冷气用量的制约且发展已趋于极限。怎样满足涡轮盘增长的强度需求，成为了未来高性能航空发动机研制的关键。该项目敏锐的抓住冷却技术的发展实质是一个不断追求和寻找涡轮盘上最佳能量分布形式的过程、冷却的本质是对涡轮盘上能量的管理这两个关键点，将国内外对冷却技术的研究上升到能量管理层面并对能量管理技术的作用机理开展研究：通过理论分析在涡轮盘上能量分布与应力水平间建立直接关联，获得能量分布形式与温度分布、应力水平间的作用原理及规律，并经数值模拟和实验验证。实现基于轮盘上能量组织和管理来主动构建最佳温度分布的应力水平控制，形成从能量管理出发的涡轮盘上温度分布寻优判据以在热分析阶段对涡轮盘上应力水平进行预判。该项目研究结果将直接影响我国航空发动机涡轮系统的设计思想，并为设计方法的改进奠定重要的理论和技术基础。

航空发动机涡轮盘（腔）由于工作环境苛刻，通常需冷却以在高温环境下保证工作安全性，但是冷却技术受到冷气用量的制约且发展已趋于极限。怎样满足涡轮盘增长的强度需求，成为了未来高性能航空发动机研制的关键。该项目敏锐的抓住冷却技术的发展实质是一个不断追求和寻找涡轮盘上最佳能量分布形式的过程、冷却的本质是对涡轮盘上能量的管理这两个关键点，将国内外对冷却技术的研究上升到能量管理层面并对能量管理技术的作用机理开展研究。.项目通过理论分析在涡轮盘上能量分布与应力水平间建立直接关联，获得能量分布形式与温度分布、应力水平间的作用原理及规律，并经数值模拟和实验验证。目标实现基于轮盘上能量组织和管理来主动构建最佳温度分布的应力水平控制，形成从能量管理出发的涡轮盘上温度分布寻优判据以在热分析阶段对涡轮盘上应力水平进行预判。结果概括如下：.以简化的涡轮盘腔模型为对象，通过理论分析建立简单转静系下轮盘上能量分布形式与应力水平间的直接关联方程，获得能量分布形式与温度水平、应力水平间的相互影响及敏感性规律，揭示出轮盘上能量的主动组织和管理来构建和扩大轮盘部分区域的温度梯度可以有效控制轮盘应力水平并实现最大应力水平的下降。其机理在于辐板和盘心间形成的逆向温度梯度（热应力）对离心应力的抵消，且有限的逆向温度梯度（约40K）可以带来可观的（>30%）最大应力水平的降低。.以某型航空发动机低压涡轮盘腔为对象，通过理论分析建立复杂转静系下轮盘上能量分布形式与应力水平的直接关联，其能量分布形式与温度水平、应力水平的作用规律与简单转静系下的规律相符。数值模拟结果与简单及复杂转静系下的理论分析结果较好的吻合，其有限的差异性主要来源于理论分析中的假设，以及CFD计算结果最为载荷加入FE分析过程中产生的误差。在上述基础上，提出了涡轮盘腔等冷气耗量条件下的轮盘上温度分布的寻优判据。.以等厚度轮盘及真实涡轮盘为对象，在“旋转轮盘热结构-耦合实验台”及“涡轮盘疲劳破裂实验台”上分别开展的轮盘上温度分布与应力水平的关联实验，验证了能量分布形式与温度、应力水平间的变化规律，证明了主动构建的最佳温度分布形对应力水平控制的有效性以及温度分布寻优判据对应力水平预判的准确性。轮盘上仅通过主动构建合理的温度梯度即可以实现盘心应力水平的大幅下降：与传统温度分布轮盘相比，主动构建温度梯度的轮盘在6000rpm时产生>28%的最大应力水平的降低。