叶林，刘存良, 2,*，杨寓全，黄蓉，朱安冬

1. 西北工业大学 动力与能源学院，西安 710072

2. 西北工业大学 陕西省航空动力系统热科学重点实验室，西安 710129

不加力超声速巡航是第4代战斗机最重要的技术特征之一，要实现这一技术，在发动机方面需要提高涡轮前温度[1]。追踪先进飞行器的发展历程，第4代战斗机的热负荷相比之前会有较为明显的增加，因此高效的热管理系统设计受到越来越多的重视[2]。尾缘区域的有效冷却是涡轮叶片冷却中最困难的挑战之一，这是由于狭小的通道中难以布置冷却结构，且尾缘的压力面侧和吸力面侧的热负荷都很高。因此为了保证尾缘的结构完整性在发动机服役期间内不被高温燃气烧蚀破坏，必须对其进行高效冷却。

Cunha等[3-4]最先对比了全缝、离散孔、劈缝3种冷却结构在尾缘有限空间内的冷却效果，基于一维方法建立了不同尾缘冷却设计方案的温度分布解析关系式，结果表明相同工况下所计算出的一维温度分布中劈缝结构的壁温最低。劈缝冷却结构是通过切除叶片尾缘压力面侧的部分壁面，且保留吸力面侧的壁面而形成的，壁面间的若干分隔肋所形成的切向出流缝使得冷气从缝口喷射出，在劈缝表面上覆盖形成冷气膜。相对于其余2种冷却结构，劈缝结构在确保结构完整性和空气动力学的需求的同时，可有效增强其冷却性能。

目前有关结构参数对尾缘劈缝气膜冷却特性和机理的研究主要集中在两方面，一是劈缝上游强化换热结构的影响。……