涡轮叶片冷却技术对涡轮航空发动机性能的提升起着极其重要的影响,随着航空发动机性能的提高,涡轮前燃气温度也不断提高,这对涡轮叶片材料的性能提出更高的要求。除了发展涡轮叶片新材料以提高其耐热极限之外,更有效且更易实行的方案是增强叶片的冷却传热效果。在所有的冷却方式中,层板冷却是集气膜冷却、冲击冷却、对流冷却、扰流柱强化等冷却技术于一身,具有大幅提高涡轮前燃气温度、冷却效率高等优点。本文将以航空发动机涡轮叶片层板冷却结构为研究对象,通过数值模拟多种静子叶片尾缘及转子弦长中区层板结构内的流动及换热,并对计算模型进行分析和研究,提出冷却效果较好的模型结构,旨在为今后的涡轮叶片冷却结构的设计打下坚实的理论基础。对于转子模型主要研究雷诺数,扰流柱排列方式,冲击孔和气膜孔对冷却效率和流场结构的影响,扰流柱的形状为最常见的圆柱体。结果表明叉排扰流柱相对于顺排扰流柱的冷却效率更高,而在相同排列方式下,增加冲击孔和气膜孔以及雷诺数均可以有效改善冷却效果,但冲击孔和气膜孔的增加会影响叶片结构强度,而雷诺数的逐步提高对冷却效果的提升作用越来越不明显。叉排与顺排流场的整体流场结构相似,差异主要在第一排扰流柱附近。对于叉排排列方式,第一排绕流柱正对冲击孔,流体冲击壁面后对第一排扰流柱冲击作用较强,在转子模型的研究基础上,采用单元冷却模型为双冲击孔双气膜孔的结构,着重从扰流柱形状和排列方式以及雷诺数对静子层板冷却模型进行数值模拟研究,发现圆柱叉排模型的冷却效果最好,而菱形顺排的冷却效果最差。同转子模型一样,叉排的冷却效率均高于顺排,雷诺数的提高对冷却效果的提升存在边际效应。叉排与顺排流场的整体流场结构差异主要在于正对冲击孔的扰流柱后面的脱落涡结构更明显。但是对于菱形扰流柱,无论是叉排还是顺排,由于其修型结构的压力梯度相对于圆柱较小,所以当流体正对菱形时其背后没有明显的脱落涡和回流区,尾迹长度也很短。