跨尺度空间冷气射流涡系演化规律和气膜冷却机理研究

The multi-cooling technique combined the impingement and the film was used for the design of heat transfer in the active clearance control on the advanced aero engine because of the effective usage of the coolant and the quick response to control of the tip gap size. Film cooling performance occurs in the multi-scales space including the tip gap and cascade passage. The characteristics of the flow and heat transfer is not understood. The numerical result indicates that the multi-scales have influences on the film cooling performance. In this project, the structures and scales of the vortices, the distributions of the temperature and velocity, the blockage effect and film cooling effectiveness will be studied detailed by numerical simulation, theory analysis and the measurement. The regularities of the vortex developing will be disclosed. The typical distributions of the film cooling effectiveness will be obtained. The mechanics of film cooling in the multi-scales space will be understood based on the relations between the regularities of the vortices developing, thermal diffusion and distributions of film cooling effectiveness by means of the theories of the thermal drive and the enhance heat transfer of the vortices. The formula of the distributions of the temperature and the velocity in the multi-scale space will be deduced. Film cooling model about the multi-scales space will be established. The cooling effectiveness of the outer ring will be calculated by the model. The studied results will enrich the theory of flow and heat transfer about micro scale and lay a foundation for the accurate design of the heat transfer in the active clearance control on the aero engine.

冲击+气膜复合冷却由于冷气利用率高，间隙控制响应快，最近被应用在高性能航空发动机主动间隙控制传热设计中。气膜冷却存在于小尺度叶尖间隙和大尺度叶栅通道构成的跨尺度空间，流动传热机理尚不明了。数值模拟初步证明跨尺度对气膜冷却有一定影响。本项目将针对跨尺度空间涡系演化规律和气膜冷却机理两个关键科学问题，采用数值模拟、理论分析和实验测量相结合方法，进一步研究涡系结构、尺度、温度分布、速度分布、堵塞效应及冷却效率等内容。揭示冷气射流涡系演化规律。获得冷却效率典型分布。采用热驱动和涡强化传热理论分析涡系演化规律——热扩散特性——冷却效率三者相互关系，阐明跨尺度空间气膜冷却机理。推导跨尺度交接区冷热流体掺混温度、速度分布表达式，建立跨尺度空间气膜冷却理论模型，求解涡轮外环壁面冷却效率分布。该研究取得的成果将丰富微小尺度流动传热理论，为航空发动机主动间隙控制中的传热精准设计奠定理论分析基础。

涡轮外环位于发动机涡轮机匣和涡轮叶片之间，起到保护发动机机匣免受高温流场侵蚀和减少泄漏流动的作用。外环结构和附近燃气流动特点决定了外环表面既有复合角射流，又有逆向射流气膜冷却。同时，涡轮外环处于小尺度叶顶间隙和大尺度叶栅通道相互作用的非定常气膜冷却中，该研究对于理论创新和工程应用具有重要意义。.采用数值模拟的方法详细地分析涡轮外环气膜冷却涡系演化规律和气膜冷却机理。获得了具有涡轮外环特征的逆向气膜孔射流涡系演化规律和气膜改进机理。研究了涡轮外环所处的叶顶间隙和叶栅通道构成的跨尺度空间涡系演化规律和气膜冷却机理。.针对涡轮外环结构特征搭建了气膜冷却实验台。采用瞬态液晶测温技术开展了涡轮外环气膜冷却实验研究，并提出了涡轮外环槽孔改进方案，进行了实验验证。.根据实验和数值模拟结果，建立涡轮外环冷却理论模型，编制了涡轮外环冷却计算软件。.研究结果表明：射流角15°具有最佳的气膜冷却效率和展向覆盖面积，其中60°转角具有最高的展向平均气膜冷却效率。射流角75°结构下，转角对气膜冷却效率的影响较小，漩涡结构明显，容易使冷气脱离壁面；转角180°结构具有最稳定的气膜冷却效率。涡轮外环的气膜孔分别位于叶顶间隙和叶栅通道时的气膜冷却扩散明显不同。.在孔槽结构基础上提出圆孔-锯齿槽结构。锯齿槽结构改善了气膜的展向覆盖效果，同时抑制了大吹风比时二次流脱离壁面的趋势。锯齿槽的存在提高了气膜孔出口附近的换热系数，往下游发展，提高幅度逐渐降低，在气膜孔远处低于圆柱孔结构的换热系数;槽越深气膜冷却效率分布越均匀。槽弯角越小，导流作用越好，展向平均气膜冷却效率越高。针对涡轮外环冷却模型编制的计算软件，在某型发动机涡轮外环冷却结构设计中已经应用。