不同冷却结构对涡轮冷却叶片温度分布特性影响研究

近年来，先进冷却技术得到了迅猛发展，先进冷却结构能够实现对涡轮叶片高效冷却降温，显著提升涡轮冷却叶片力学性能，为探索高效冷却结构叶片，最大程度的使涡轮冷却叶片保持在较低的工作温度下，维持低温状态下高温镍基合金材料叶片优异的力学性能，本文运用ANSYS Fluent数值模拟计算方法对两种不同冷却结构涡轮叶片分别展开温度分布特性研究，寻找最优冷却结构的涡轮冷却叶片。结果表明：3孔式涡轮叶片整体冷却降温效果明显优于9孔式涡轮冷却叶片；冷却孔体积增大可以扩大涡轮冷却叶片冷却通道内部的气体流量，改善叶片整体冷却效果，在一定程度上提高叶片力学性能。

涡轮是航空发动机的核心部件带动整个航空发动机正常运转，其表面的气流相当复杂，涡轮叶片设计的好坏直接关系到航空发动机的性能， 随着航空工业的不断发展， 对航空发动机的性能要求越来越高， 满足这种要求最为有效的方法就是提高涡轮前气流入口的温度[1]，涡轮进口燃气温度已经成为航空发动机发展的一个重要标志， 20 世纪70 年代， 涡轮进口燃气的温度为1600 K~1700 K; 90 年代末已达2112 K；而本世纪初将要达到2300 K~2400 K；平均每年以15 K~20 K 的速度递增[2]。正在研制定向单晶、定向共晶、钨丝增强镍基合金和陶瓷材料，研制弥散强化镍基合金和新型粉末涡轮盘合金，以适应更先进发动机的耐高温涡轮叶片和涡轮盘的需要，数据显示发动机涡轮前温度每提高56 K，发动机的输出功率就可增大8%~13% [3]，但高温在带来更高热效率的同时也使涡轮叶片的工作环境变得十分恶劣，叶片一方面受到很高的热负荷，另一方面要受到很强烈气流冲击载荷及离心载荷作用，使寿命大幅降低[4]；为了解决高温带来负面效应这一难题，仅仅依靠发展先进耐高温材料是远远不够的，涡轮进口燃气温度提升的速度要明显高于耐高温叶片材料发展的速度[5]，唯一可行的办法是采取冷却和防护措施。事实证明， 冷却技术的效果极为显著，20 世纪60 年代，采用冷却技术而带来的冷却温降为60K~100K, 70 年代中期冷却温降为300 K，目前冷却温降已达400 K~600 K [2]；而且随着冷却方法的不断改进，冷却温降还有可能达到一个新的水平。当前先进发动机的涡轮进口燃气温度已达到2000 K 左右，比高压涡轮叶片金属材料的熔点高400 K [6]，可见冷却设计的重要性和迫切性，本文即在这种背景下对高温部件涡轮叶片的冷却结构进行设计，研究涡轮冷却叶片在工作状态下的温度分布特性。

2. 流固耦合传热方法 流固耦合传热一方面指流体与固体内传热过程通过流固交界面的位移、形变、传热和相变等作用相互耦合，另一方面指流固交界面上流动、辐射和烧蚀等不同物理过程相互耦合[7]。对于某些流体与固体之间的对流换热问题，热边界条件无法预先给定，而是受到流体与壁面之间相互作用的制约。

这时无论界面上的温度还是热流密度都应看成是计算结果的一部分，而不是已知条件。像这类热边