为了在涡轮叶片气动型线设计过程中同时提高气动效率并保证传热性能,提出了一种基于一维管道网络法和三维CFD的耦合计算方法,分别采用管网/三维耦合计算方法和全三维耦合计算方法对MARK-II冷却叶片多个工况进行计算,两种数值计算方法计算结果与实验数据交叉对比,以验证本文计算方法可行性。计算结果表明,两种数值计算得到的叶片型面压力、温度、换热系数和实验值都比较吻合,但管网/三维耦合计算得到的壁面温度相比全三维耦合计算结果整体略微偏低,最大偏差不超过3.89%。基于管网/三维耦合计算方法对某航空发动机涡轮第二级动叶叶片型线优化设计,气动效率提高0.34%,壁面平均温度几乎没有变化。

为了揭示“扫掠冲击-气膜”冷却结构的换热机理,采用气热耦合方法和SST k-ω湍流模型,对比分析了吹风比为1,2,3,4和气膜孔角度为30°,45°,55°,65°等条件下,“直接冲击-气膜”组合方式和“扫掠冲击-气膜”组合方式在平板模型上的气动传热特性。结果表明,流体激振器的扫掠频率、冲击靶面上的Nu数随吹风比增大而增大,并且几乎不受气膜孔角度影响。两种组合方式的总压损失系数和综合冷却效率随吹风比增大而增大,并且随气膜孔角度的增大而略微减小。尽管在使用相同冷气流量时“扫掠冲击-气膜”组合方式的冷气进口静压较高,但是其具有冲击靶面上Nu数分布均匀、综合冷却效率更高且分布面积更大的优势。

航空航天发动机中,涡轮工作环境恶劣,承受流动传热耦合作用下强烈的热冲击,其结构强度问题十分突出。分别采用气动仿真和气热耦合仿真对某多级涡轮结构开展气动和强度性能仿真研究,提取相应的热边界条件进行涡轮盘结构强度有限元计算。结果表明:两种分析方法得到的涡轮气动性能十分接近,但涡轮盘表面的温度分布存在较大差异,计算得到的径向变形偏差达16%,等效应力偏差达50~100 MPa,气热耦合仿真结果更为可靠。

采用商用软件CFX11.0的不同湍流模型对NASA-Markll高压燃气气冷涡轮叶栅进行气热耦合换热计算，得出最佳湍流模型。针对不同涡轮叶栅前进口总温进行考虑和不考虑热辐射的数值计算，着重分析叶栅流道内热辐射效应随涡轮前入口温度的变化情况，得出在实际的高温高压气冷涡轮叶栅耦合换热计算时，辐射热流应当作为源项加入到方程中。这样能够更准确地得出叶片内部温度分布，为热应力计算以及寿命预估提供准确的边界条件。

低压涡轮是航空发动机的重要部件，其效率变化对发动机推（功）重比、耗油率有显著的影响，因此，为提高航空发动机性能的研发，有必要对低压涡轮内部流动及换热特性进行全面细致地研究。采用气热耦合计算流体动力学（Computationalfluiddynamics，CFD）计算方法，对某航空发动机低压涡轮高空低雷诺数下的流动特性进行深入研究，分析雷诺数对低压涡轮效率、流动特性的影响。结果表明随着雷诺数（Re〈2×10^5）的增加，附面层分离损失不断降低使得低压涡轮效率单调增加。