激波作用下表面气膜与高温主流相互作用传热和流动机理研究

Study of flow and heat transfer mechanisms of supersonic film cooling is very important for the thermal protection technology of hypersonic aircraft and turbine blades. This study theoretically, experimentally and numerically investigates the effect of shock wave on supersonic film cooling. The experiment study will use the Pressure Sensitive Paint(PSP) measurement technology, schlieren, infrared camera, Particle Image Velocimetry(PIV) system to analyze the film cooling effectiveness, fluid density, wall temperature and flow field. The effects of the parameters such as the strength of the shock wave, cooling gas will be studied for understanding the mechanism of shock wave on supersonic film cooling. Moreover, this study will use large-eddy simulation method to study the dynamic mixing process between the cooling gas and the high temperature mainstream with shock wave. Detailed information about the turbulent field,the spatial structures and temporal evolutions of the boundary layer will also been investigated for further analysis of the supersonic film cooling with shock wave.Then several wall structures which could weaken the effect of the shock wave on the film cooling will be developed by the understanding of the mechanism by which the shock wave affects the supersonic film cooling, which is benefit to its practical application. This study has a significant value of academic and engineering applications.

研究超声速气膜冷却对高速声速飞行器、透平叶片热防护等具有重要意义。本课题拟采取理论分析、实验研究和数值模拟相结合的技术路线，围绕激波作用下超声速气膜冷却的传热和流动行为进行分析研究。拟采用压力敏感漆测量技术、纹影仪、红外摄像仪、PIV等技术对超声速气膜冷却的壁面冷却效率、流体密度场分布、壁面温度分布、流场进行测量，分析激波的强度、冷却气体种类等的影响，深入探讨激波对超声速气膜冷却的具体作用机理。同时拟采用大涡模拟的方法详细了解激波作用下冷却气体与高温主流气体的动态掺混过程,深入探究超声速气膜边界层内流场细微结构及其变化的趋势，详细了解气膜边界层内流场发展过程中拟序结构的空间特征和时间演化特性。在深入理解激波的作用机理后，本课题拟提出一些合理的结构能有效地抑制激波对超声速气膜冷却的破坏作用，从而为该技术的实用奠定一定的基础。本项目具有重要科学价值和学术意义。

研究超声速气膜冷却对高速声速飞行器、透平叶片热防护等具有重要意义。本课题采取理论分析、实验研究和数值模拟相结合的技术路线，围绕激波作用下超声速气膜冷却的传热和流动行为进行分析研究，揭示激波作用下壁面冷却气膜与高温主流的相互作用特性，提出了抑制激波破坏气膜冷却的几种有效的方案和结构设计。主要的研究成果：.1）通过开展激波作用下超声速气膜冷却的实验研究，表明在激波作用下，超声速气膜冷却效率明显下降，并且激波强度越大，破坏作用越强；增大冷却流入口马赫数可以有效增强超声速气膜冷却效率。.2）数值模拟研究表明：激波作用下超声速气膜冷却边界层内压力升高、马赫数下降、流体温度升高；其次激波的作用使得边界层内涡量急剧升高，流体更加混乱。.3）针对激波破坏超音速气膜冷却的机理，提出了一种壁面开孔的结构，在激波的作用下，冷却气体可以通过开孔壁面的孔导流至下游的壁面，减少主流和冷却流的掺混程度，从而能有效地抑制激波对壁面冷却效果的破坏。.4）在主流条件不变以及保持冷却流流量不变的情况下，对于气膜冷却边界层受到激波干扰的情况，降低冷却气体入口高度而增大冷却流马赫数有利于超声速气膜冷却。.5）激波三维效应对超声速气膜冷却具有重要的影响，中等宽度的激波发生器造成的冷却效率下降更多，原因主要在于其会在冷却气膜边界层内造成展向的二次流，从而导致中心区域气膜层厚度变薄，与主流的混合增强，冷却效率下降更多。.6）基于获得的激波和超声速气膜冷却相互作用的流动和传热机理，本课题提出了几种可以抵御激波破坏超声速气膜冷却的方法和结构，可以供实际应用参考。.经过三年的研究，项目达到了预期的成果数量，本项目目前已发表SCI论文4篇（与本项目完全相关，且本项目资助号排第一）。主要研究成果为：期刊论文5篇，会议论文7篇，其中SCI-4篇，EI-2篇；基于本课题的研究发现，申请了国内发明专利4项。以上成果中本项目均为第一标注。.其次，培养博士生一名（在读），硕士生两名（一名已毕业，另外一名在读）。