现代航空发动机对冷却效果的要求越来越高.层板冷却方式集冲击冷却、对流冷却、气膜冷却为一体，越来越受到广泛的重视.在旋转叶片中，流体由于受到离心力、哥氏力及其衍生的浮升力的作用，其流场分布和换热特性将不同于静比状态.国内外学者己经对旋转状态下叶片的换热进行了一定的研究.Mattern等、Parson等、吴宏等、袁锋等， Akella等对旋转冲击通道进行了详细的研究，研究结果表明，旋转降低了通道的换热能力.Chen等研究认为哥氏力导致的二次流是导致旋转影响通道换热的主要原因.旋转受限层板(以下简称受限层板)能够有效地抑制旋转状态下离心力、哥氏力及其衍生的浮升力对层板换热能力的影张镜洋等对受限层板进行了数值和试验研究，研究表明，旋转导致的离心力和哥氏力以及冲击雷诺数显著地影响受限层板的换热能力.
以往对受限层板的研究，主要关注离心力、哥氏力以及受限隔板的导热对层板换热能力的影响，对在受限层板中由于冲击和受限层板造成的旋流以及旋流与离心力、哥氏力之间的作用研究较少.在旋转叶片中，了解离心力对旋流之间的作用规律，有利于指导设计旋转叶片冷却结构.本文主要采用数值模拟的方式，揭示出在受限层板中旋流对层板换热的影响机理，以及在旋转状态下离心力对旋流的影响规律.
1计算模型与边界条件
1.1计算模型
在受限层板中，冷却流体通过冲击孔到达靶而后，形成壁而射流，壁而射流到达侧壁而后，由于受到侧壁而的阻挡，对侧壁而冲击，形成冲击旋涡，在压力梯度的作用下，流体向下游流动，所以形成了旋流.
受限层板中旋流，通道由冲击孔、出流孔、冲击板、靶板和四周侧壁组成.具体坐标定义如下:通道垂直于流向的横截而方向为二方向，射流孔向出流孔流动方向为y方向，板间距方向为二方向.其中通道板间距h=6d，通道宽度w=10d，通道长度L=20d,d为进口孔直径.
1. 2网格划分及网格独立性验证
采用商业软件Fluent 6. 3来模拟受限层板内部流场.网格采用软件Gambit划分.大部分网格采用结构化网格，通道壁而附近进行网格加密.网格独立性验证发现，当网格数达到60万以后，靶而Nu变化非常小，所以整个模型网格数目大致为65万.
本文三维雷诺平均控制方程采用控制容积法进行离散，分离式求解，压力、速度耦合采用SIM-PLE算法，对流项采用2阶迎风进行离散，解收敛的判断依据为相对残差小于10.
1.3湍流模型选取
通过与文献所做的旋转单孔冲击试验数据对比，合理选取湍流模型.采用标准k模型(SKE)、增强k模型(EKE)、标准壁而k重整化群模型(SRNU )、增强壁而k重整化群模型(ERNU)、标准壁而方均根模型(SRSM)、增强壁而方均根模型(ERSM)和切应力输运模型(SSTKW)分别验证.计算过程中，近壁而的处理方式对计算准确性影响很大，本文在近壁而处理方法分别采用标准壁而函数法和增强型壁而函数法.
增强型壁而函数法的计算结果接近试验值，ERSM最接近试验值，计算值与试验值的误差在10%之内，所以认为在模拟旋转条件下冲击出流模型时，采用增强壁而方均根模型是可靠的，这与徐磊的结论一致.本文采用增强壁而方均根模型.
1. 4边界条件
进口采用速度进口，出流孔设置为压力出口.靶板外侧采用等热流密度加热，侧壁参与导热.
2计算结果与分析
通过流体流过矩形管道的方式来模拟无旋流的状态.在这种结构中，流体通过进口流过通道，而不是采用冲击靶而的形式进入通道，这样可以避免由于冲击的作用产生旋流，从而达到无旋流的状态.旋转状态下无旋流和有旋流的流场速度矢量图.旋转状态无旋流时，通道中流体受到哥氏力的作用，流体产生背离加热而的二次流.采用冲击射流加出流孔的结构后，由于冲击和侧壁而的阻挡产生旋流.在旋流的作用下，流体在通道中产生由冲击而指向靶而的二次流，该二次流与哥氏力产生的二次流作用方向相反，抑制哥氏力产生的二次流.相对于无旋流的通道，由于旋流产生的二次流对靶而有冲击的作用，所以有利于受限层板的换热.
3结论
本文通过数值模拟研究旋转受限层板结构中旋流对受限层板换热的影响，在本文研究的模型中，得出如下结论:
1)在冲击受限层板中，产生对称的旋流，旋流抑制旋转导致的哥氏力，有利于受限层板换热.
2)转速会显著地影响受限层板内旋流的流动，随着转速的增加，受限层板内旋流会被逐渐减弱，从而降低受限层板的平均传热系数.
3)根据转速，合理设计受限层板的长度，可以有效利用旋流对受限层板换热能力的增加.
