航空发动机涡轮叶片尾缘楔形通道交错肋冷却实验

为研究涡轮叶片尾缘部分楔形通道交错肋流动传热性能，对其进行实验研究.实验应用瞬态液晶测试技术，对比研究了交错肋上、下主表面的局部传热特性，同时用压力扫描阀测得不同雷诺数下的通道压力损失.研究结果表明：尾缘段转折流动配置下，楔形通道交错肋上、下主表面传热差异显著，下主表面平均努塞尔数比上主表面平均高30%以上，尾缘楔形通道内交错肋结构主表面平均换热系数高出针肋结构约46%;交错肋上、下通道之间的交界面处存在强烈的质量交换作用，上、下主表面间断性的高换热区与上、下通道交界面呈现对应关系；随入口雷诺数的增加，通道压降快速增大.楔形通道交错肋压降是针肋的5～7倍，但其换热面积高出针肋107.4%,仍比针肋冷却增加约66%的综合换热性能.