【摘 要】
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为提高航空发动机的性能水平，涡轮进口温度不断提升，导致其热端部件的工作环境日益恶化。本文以某型燃气轮机高热负荷涡轮导向叶片为研究对象,在其前缘设计层板冷却结构,应用气
【机 构】
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大连理工大学工业装备结构分析国家重点实验室航空航天学院,大连116024南京航空航天大学能源与动力学院,南京210016
【出 处】
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2015第二届中国航空科学技术大会
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为提高航空发动机的性能水平，涡轮进口温度不断提升，导致其热端部件的工作环境日益恶化。本文以某型燃气轮机高热负荷涡轮导向叶片为研究对象,在其前缘设计层板冷却结构,应用气热耦合计算方法对涡轮叶片前缘的层板冷却效果进行研究,并通过与叶片前缘采取相同气膜孔排布的常规全覆盖气膜冷却结构的对比,验证层板冷却叶片前缘的有效性和优越性.结果表明:在发动机设计工况下,层板冷却叶片前缘的最大冷却效果可达0.749,其平均冷却效果与全覆盖气膜冷却结构相比提高13.3％,而冷气流量则减少20.7％,层板冷却可作为解决高热负荷涡轮叶片前缘冷却问题的有效技术途径。
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