基于等离子体简化唯象模型,采用大涡模拟方法研究了激励强度和电极间距对于对称结构DBD等离子体激励器气膜冷却效率的影响。结果表明:由于等离子体激励的下拉诱导作用和展向动量注入效应,发卡涡的上抛过程受到抑制,壁面附近的展向速度增大,并且诱导产生的反肾形涡对削弱了肾形涡对的强度和尺寸,阻碍了高温主流向冷却射流底部的流动,冷却射流的附壁性和展向扩张能力均增强,气膜冷却效率提高。此外,气膜冷却效率随激励强度的增大而增大,随电极间距的增大而减小。

为了研究非轴对称端壁造型对典型燃气透平叶片端壁气动热力性能的影响,基于双控制型线非轴对称端壁造型方法,建立了间隙射流和主流掺混作用下非轴对称端壁气动热力性能的数值研究模型。在数值验证的基础上,研究了4种不同非轴对称端壁造型几何结构对叶栅端壁流动特性和气膜冷却性能的影响规律。结果表明,针对本文研究的大转折角透平叶片,在叶栅通道前部进行非轴对称端壁造型,会增强端壁的横向二次流,导致叶栅总压损失系数略有增大,会降低端壁的气膜有效度。而在叶栅通道后部进行非轴对称端壁造型,可以有效削弱端壁的横向二次流,减弱通道涡,从而降低叶栅的总压损失系数,同时,能够提升端壁横向平均气膜有效度高达22%,有利于提高端壁的气动热力性能。

为进一步探究跨声速涡轮中吸力面切向冷气喷射对叶栅气动性能及气膜冷却效果的影响,以跨声速涡轮叶栅作为研究对象,采用数值模拟方法,通过在叶片吸力面不同位置开设切向冷气喷射槽,进行不同吹风比下的冷气喷射,对跨声速气冷涡轮叶栅的总体性能以及流场细节进行了详细研究。研究结果表明,吸力面切向冷气喷射有利于减小跨声速涡轮叶栅激波损失,叶栅最大马赫数可减小0.104;切向冷气喷射槽位于尾缘内伸激波反射点上游,且吹风比处于0.75～1.00内时,叶栅能量损失最小;吹风比的增大有利于减小甚至消除冷气槽内分离泡,并能够减小唇部激波强度。

通过改变气膜孔出口槽的位置和形状，在吹风比M=0.5、M=1．0和M=1.5的条件下，对5种不同结构的气膜孔平均冷却效率进行了数值模拟研究，结果表明横向槽能够显著地提高气膜孔的平均冷却效率。

为了研究透平流道内端壁气膜冷却射流与主流二次流结构的交互作用,本文采用了RANS的数值方法,湍流模型选用SST模型,对端壁区域近吸力面典型位置处的冷气出流情况进行研究。数值分析发现,近吸力面侧出口射流在与端部涡结构的交互作用下,其冷却能力的损失反而减缓,射流能够在其下游端壁区域形成良好的冷气覆盖;在气动效率方面,射流对主流边界层的扰动使得损失的核心区增大,而横流强度则随着射流动量的增加呈现先增强后削弱的趋势。

通过孔缝结构把温度较低的气体冷却介质输送到需要热防护的壁面上,并沿高温气流的流向形成冷气薄膜,将固体壁面与高温气流隔离开来,防止壁面因直接接触高温气流而超温损坏的技术称为气膜冷却,该技术有效地应用于燃气轮机燃烧室和透平叶片等高温零部件。本研究对某航空燃气涡轮发动机单级跨声速涡轮进行了全气膜冷却设计,采用源项模型对冷气喷射进行仿真,通过数值模拟得到了不同冷气喷射条件下的涡轮流场,研究了冷气喷射对涡轮气动特性的影响,并分析了叶片表面气膜冷却效率。结果表明,随着冷气喷射量的增加,涡轮膨胀比和气动效率均有所下降,降低幅度约2%,而通流能力的增强以及冷气部分动能的有效利用使得涡轮输出功率有一定程度的提高。通过分析叶片表面气膜冷却效率发现当冷气/主流流量比为0.09时获得了最佳气膜冷却效果。

为了研究某航空发动机高压涡轮动叶吸力面的气膜冷却特性,通过数值模拟的方法,采用SST k-ω湍流模型,分析了高压涡轮动叶在静止和旋转条件下,吸力面气膜冷却效率的影响规律。结果表明:在静止条件下,相同主流湍流度时吹风比对吸力面气膜冷却效率影响显著,冷却效率随着吹风比的增大而减小;在小吹风比下,气膜冷却效率随着主流湍流度的增大而减小;在大吹风比下,气膜冷却效率随着主流湍流度的增大而增大。在相同湍流度和转速下,随着吹风比的增大,气膜向高半径偏转程度减小;在相同湍流度和吹风比下,随着转速的增大,气膜沿流向上的气膜覆盖面积减弱。优化结构的扇形气膜孔对叶片吸力面具有更好的冷却效果。

计算模型选用某型燃气轮机透平的第一列动叶,通过中心差分格式对叶栅流场进行数值模拟。文中通过改变冷气喷射角度计算了多种不同的尾缘气膜冷却方案,分析了这些方案下,能量损失系数、冷却效率以及温度场的分布情况和其对透平的气动性能的影响。结果表明：在尾缘区域喷射冷气进行冷却时,冷气喷射方向与法线成80°时,由于冷气喷射方向接近主流流向,能量损失系数最低,但尾缘区域冷却效果不明显,摩擦因数较高,压力变化明显。在与法线成70°和75°喷射冷气时,能量损失系数也比较低,冷却效果比较明显,总体看来,与法线成70°喷射冷气时的气动效果和冷却效果都比较好。

文中计算模型选用某型燃气轮机涡轮的第一列动叶,通过中心差分格式对叶栅流场进行数值模拟。通过在前缘、尾缘、吸力面、压力面以及压力面上端壁附近开设冷气孔,在下端壁前缘附近开设冷气槽等方式对叶片进行综合冷却,分析了能量损失系数、冷却效率以及温度场的分布情况和其对透平的气动性能的影响。结果表明：喷射冷气后,能量损失系数与无冷气喷射时能量损失系数沿叶高分布趋势相同,端区损失略大,中部损失较低,喷射冷气后,顶部能量损失系数略高于根部。组合冷却条件下,叶片中部吸力面和压力面冷却效率都较高,压力面冷却效率基本不变;叶片根部压力面前缘冷却效率较低,吸力面则较高;在顶部情况与根部正好相反。吸力面喷射冷气时,在冷气孔列附近冷气可以很好地贴合叶片吸力面表面,对叶片吸力面进行冷却,压力面一侧在冷气孔列之...

基于冷气喷射模型的验证结果,对冲角分别为0°、15°和-15°三种条件下的叶片前缘3排孔气膜冷却特性进行了三维环形叶栅数值模拟。在吹风比等于1.0时,详细分析了叶片型面静压和气膜冷却效率的分布特征。分析结果表明,冲角的变化使叶片前缘滞止线位置发生偏移,且对叶片前缘静压差产生了很大的影响。相对冲角0°时的情况,当冲角为15°时,叶片吸力面冷却效果增强,压力面冷却效率值降低;当冲角为-15°时,吸力面侧冷却效果减弱,压力面侧冷却效率值升高。