气膜孔几何结构对涡轮叶片气膜冷却影响的研究进展

综述了近年来涡轮叶片气膜孔几何结构对气膜冷却特性影响的研究成果,介绍了影响气膜冷却效果的因素.总结了气膜孔结构对叶片前缘、叶片端壁以及对平板气膜冷却影响的研究现状.阐述了气膜孔结构对气膜冷却传热特性的影响.最后指出进一步优化气膜孔结构,综合考虑气膜孔尺寸、长度、间隔、形状以及相对透平叶片取向对气膜冷却的影响和新型气膜孔的研究.将是今后工作的重点.     

燃气透平叶片前缘气膜冷却效率的试验研究

为了研究燃气透平叶片前缘气膜冷却的传热特性,建立了叶片可视化测试试验台,对叶片前缘区域的冷却效率进行了试验研究,分析了不同吹风比、不同主流雷诺数对叶片前缘区域冷却效率的影响.结果表明：气膜孔附近的冷却效率随吹风比的增大而提高,气膜孔下游的冷却效率随吹风比的增大而降低;冷却效率最高的区域在吸力面上,最低的气膜冷却效率在压力面上产生;低吹风比时主流雷诺数对叶片冷却效率的影响较小;但在高吹风比时,主流雷诺数对叶片前缘气膜孔附近的冷却效率影响较大.     

气膜孔堵塞对叶片吸力面气膜冷却的影响

为阐明热障涂层工艺造成的气膜孔堵塞对气膜冷却的影响机理,采用数值模拟方法研究了叶片吸力面在气膜孔堵塞比为0.2、0.5和0.8,吹风比为0.5、1.0、1.5和2.0时的气膜冷却效率变化.结果表明:堵塞比越大,气膜冷却效率下降幅度越明显,孔下游气膜覆盖面积越小;相比无堵塞情况,堵塞比为0.8时展向平均气膜冷却效率退化为...     

叶片前缘气膜冷却离散孔下游流动特性的试验研究

以燃气轮机叶片为研究对象,设置主流风速为10 m/s,采用热膜风速仪作为测量工具,对气膜冷却叶片压力面和吸力面下游指定位置的二维速度进行了测量.结果表明:当射流比增大时,压力面和吸力面主射流掺混中心上移,在叶片型面曲率梯度较大处会出现回流现象,混合流体贴壁性变差.吸力面速度u梯度明显增加,吸力面流体贴壁性好于压力面.随着χ/d的增加,压力面一侧速度u逐渐变得不规则,在叶片曲率较大处的近壁区出现了明显的二次流,吹风比对吸力面一侧速度v的影响比对压力面一侧的影响小.     

NASA C3X叶片前缘气膜冷却的数值模拟

对NASA C3X叶片前缘部分建立了合理简化模型,在此基础上数值研究了流动参数和气膜孔斜角角度对前缘气膜绝热冷却效率的影响。结果表明:①在吹风比为0. 5～2. 5,不同吹风比下,以小吹风比的冷却效率较高,吹风比为0. 75时效率最高;主流雷诺数为100 000和200 000时,大雷诺数比小雷诺数下的冷却效率高;主、射流温度比不同时,冷却效率随温度比增大而增大;主流湍流度对冷却效率影响较小。②取射流孔斜角分别为30°、45°和60°,随着射流角度增加冷却效率降低。     

气膜孔形状对涡轮叶片气膜冷却影响的研究进展

气膜冷却是航空发动机叶片上采用的冷却方式之一,气膜孔结构对冷却效率影响非常显著。通过对不同形状孔射流气膜冷却回顾,指出了圆柱孔射流冷却的有害涡流动结构。论述了几何结构和气动参数对气膜冷却特性的影响,提出了一种高效气膜冷却孔结构——双出口气膜孔。利用商业软件对双出口射流的冷却效率进行了数值模拟。结果表明,双出口孔射流时,形成的涡结构有利于冷气贴附在壁面。最后给出了圆柱孔和双出口孔射流冷却效率对比结果,无论在平板上还是在叶片前缘,双出口孔射流冷却效率都明显高于圆柱孔射流冷却效率。     

叶片前缘波纹形气膜孔不同参数冷却特性研究

为了解决涡轮叶片前缘的冷却问题,提出结构简单的波纹形气膜孔的概念。对影响孔冷却特性的4个重要参数(吹风比、倾斜角、扩展角和后倾角),采用4因素4水平下的田口方法进行优化,并采用数值计算的方法将其冷却效率与参考孔型(圆柱形气膜孔)进行对比。其中,固定前缘孔间距30 mm,斜向倾角23°,并与试验保持一致。结果表明：吹风比为1、倾斜角为30°、扩展角为20°和后倾角为0°的波纹形气膜孔结构,壁面平均冷却效率达到0.36,冷却效果最佳;同时,随着吹风比的增大,该气膜孔结构前缘壁面平均冷却效率增长趋势明显,且在吹风比为2时冷却气流依旧具有良好的贴壁性能,壁面平均冷却效率超过圆柱形气膜孔82.96%。     

透平叶片表面单排孔气膜冷却效率试验研究

采用稳态红外法试验测量了透平叶片压力面和吸力面气膜孔后冷却效率的分布,分析了吹风比对叶片表面不同位置处单排孔后气膜冷却效率的影响规律,结果发现:吸力面孔排1下游气膜冷却效率随吹风比的增加而降低;孔排2出口附近气膜冷却效率随吹风比的增加先增加后减小,远离孔下游区域的气膜冷却效率随吹风比的增加而增加。压力面孔排1出口附近气膜冷却效率随吹风比的增加而减小,远离孔下游区域的气膜冷却效率随吹风比的增加而增加;孔排2下游气膜冷却效率随吹风比的增加而增加。研究成果可为燃气轮机透平叶片气膜冷却结构设计和冷却空气流量的选取提供参考。     

涡轮叶片尾缘气膜冷却耦合传热的数值模拟

采用耦合方法对燃气轮机涡轮叶片尾缘气膜冷却流场进行数值模拟,并与绝热方法下的结果进行对比,得到不同吹风比和不同吸力面厚度下的气膜冷却规律。结果表明:与绝热方法相比,采用耦合方法时气膜冷却效率曲线更平缓,吸力面温度分布均匀,压力面尾部上方区域温度梯度较大;增大吹风比可以减弱吸力面导热对气膜冷却效率的影响,且能有效抑制流体与壁面的分离;随着吸力面厚度的增加,0.6～0.76等温度比线区域内流体温度发生变化,在劈缝出口下游温度升高,在下游的远距离处温度降低。     

涡轮叶片表面全气膜冷却传热实验研究

对全气膜覆盖的涡轮导向叶片的表面进行了详细的传热实验研究,重点研究了不同质流比和不同雷诺数对当地气膜冷却效率和换热系数的影响.实验结果表明:质流比(冷气质量流量和主流质量流量的比值)的变化会显著地影响叶片表面温度场的分布,从而影响叶片表面的换热和冷却效率;在同一质流比下,雷诺数对气膜冷却效率的影响则相对较小.全气膜冷却能够有效地降低叶片的热负荷,该结果可作为在工程实际中的参考.     

开槽气膜孔结构对气膜冷却效果的影响研究

在不同吹气比时,研究了几种带有横向槽的离散孔气膜冷却结构的速度矢量分布和气膜冷却效率,分析了具有相同开槽深度的不同孔口凹槽结构的作用效果.结果表明:在低吹风比时,斜槽具有一定的冷却优势,且斜槽出口前倾角的角度对斜槽冷却效率的影响不大.在较高吹风比时,窄槽的冷却优势明显,其次是出口前倾角较小的斜槽,而宽槽的冷却效果较差....     

AGTB叶型前缘气膜冷却效果的数值模拟研究

以AGTB叶型为对象,对文献中获取换热系数的两种计算方法进行了对比研究,结果表明维持主流和射流温度一致的等温法不能很好地反映气膜冷却流动中的传热现象,而主流和射流有温差的非等温法使得传热现象和流动现象都得到了很好的反映,且更接近实际物理问题.而后以实际发动机中的AGTB叶型为研究对象,将开槽气膜冷却孔结构应用于该叶片,...     

不同吹风比下双出口孔射流气膜冷却数值模拟计算

为了获得吹风比对新型气膜冷却孔冷却效率的影响规律,利用Fluent软件求解Navier-Stokes方程,对吹风比分别为0.5、1.0、1.5和2.0时单入口-双出口孔射流冷却效率进行了数值模拟计算,得到了不同吹风比下的流场和冷却效率.结果表明：吹风比对冷却效率有很大影响;随着吹风比的提高,不同次孔方位角下的冷却效率变化规律也不相同;当次孔方位角γ=30°时,吹风比为1.0时的冷却效率最高;当γ=45°时,冷却效率随着吹风比提高而提高;当γ=60°时,冷却效率随着吹风比提高而降低;在研究高吹风比对气膜冷却效率的影响时,γ=45°最佳.     

涡轮静叶前缘气膜冷却数值模拟

对某新型燃机带6排前缘气膜冷却的第1级静叶叶栅进行了全三维N-S方程数值模拟,描述了叶片前缘绝热效率的分布和冷却射流的流动特征。结果表明,前缘的冷却射流运动相当复杂,各排气膜孔沿径向绝热效率的分布有较大的差异。前缘叶背侧的冷却效果明显好于叶盆侧。冷却空气的流动特征和冷却孔开设的位置直接影响到冷却效果的分布。     

基于红外热像技术的气膜冷却实验方法与应用

为了研究燃气轮机高温部件气膜冷却技术,设计了低速风洞试验台。用红外热成像温度测量技术,对平板单孔和排孔射流冷却特性进行试验研究。通过埋在平板内的高精度热电偶校正,得到准确的温度,并建立了校正关系。试验件为不锈钢平板,孔是35°圆柱斜孔,孔径D=4mm,长径比L/D=3.49,吹风比M=0.5～2.5。通过气膜冷却效率分布来描述气膜冷却效果,实验处理数据给出了在50℃、196℃、267℃时不同位置的气膜冷却效率,实验结果表明不同冷却空气量对气膜冷却效果的影响。     

涡轮叶片前缘气膜冷却的数值研究

对前缘带有2排冷却孔的高压涡轮叶栅进行了气膜冷却数值计算,在吹风比分别为0、0.7、1.1、1.5的情况下得到了叶片型面的静压分布,并将计算结果与实验数据进行了对比研究.此外,还详细分析了冷却孔出口附近区域的流场特性.结果表明,吹风比对叶片型面的压力分布影响不大,只是在冷却孔附近有较为明显的变化.同时,由于冷气射流的注入,在冷却孔后出现了一对旋转方向相反的肾形涡,此时增大吹风比不会对旋涡产生明显的影响,但对旋涡下游流场的影响比较明显.     

压力面气膜冷却射流复合角的数值研究

基于冷气喷射模型的验证结果,对复合角分别为0°、30°和60°三种条件下的叶片压力面前部单排孔喷射的气膜冷却特性进行了三维环形叶栅数值模拟,详细分析了在不同吹风比条件下的叶片气膜冷却效率特征。分析结果表明:Coolinh/Bleed冷气喷射模型得出的预测结果可靠。复合角使射流孔附近孔间区域冷却效率值升高。低吹风比下,复合角不能改善展向气膜冷却效率分布的均匀性;高吹风比下,复合角使展向气膜冷却效率更加均匀分布,且可减弱冷却射流脱离壁面的程度。但是,复合角不一定能增强冷却孔下游的整体气膜冷却效果。     

叶片不同孔排位置异形孔气膜冷却改进对比试验研究

为了探究多种异形孔在叶片上不同位置对气膜冷却改进效果的影响,通过红外测温技术对圆柱孔、水滴孔、圆锥孔和燕尾孔的气膜冷却效率进行了试验研究。结果表明：与圆柱孔相比较,位于压力面尾缘处的水滴孔增加了气膜覆盖长度,减小了气膜冷却效率沿着流向的衰减,3种吹风比(1.0,1.5和2.0)下气膜冷却效率增幅为45%～78%;位于压力面前缘处的圆锥孔增加了气膜在展向的覆盖宽度,对气膜覆盖长度的改善并不理想,吹风比越大气膜冷却效率提升越大,3种吹风比下气膜冷却效率增幅为37.9%～96.4%;位于吸力面鳃区的燕尾孔对气膜冷却效率的改进效果最明显,吹风比增大气膜的覆盖长度增加,3种吹风比下气膜冷却效率增幅为102.2%～302.2%。     

气膜孔形状对涡轮叶片气膜冷却效果的影响

基于控制容积法对三维定常不可压缩N-S方程进行离散,采用非结构化网格及两层k-ε湍流模型,在吹风比M为0.6和1.2的情况下,数值模拟了气膜孔几何形状对涡轮叶片气膜冷却效果的影响,得到了气膜孔附近的流场分布.所选孔形为圆柱孔、前向扩张孔、开槽前向扩张孔及新型缩放槽缝孔.结果表明:圆柱孔的冷却效率随着吹风比的增加而显著地降低;开槽前向扩张孔的冷却效率优于圆柱孔和前向扩张孔;缩放槽缝孔在不同吹风比下的冷却效率均高于其它3种孔形,缩放槽缝孔和开槽前向扩张孔不同程度地抑制了反向涡旋对的产生,提高了射流对壁面的贴附性,增强了壁面的冷却效果.     

入射角对气膜冷却效果影响的数值研究

采用Realizablekε-湍流模型对吹风比M=1.0时平板单圆孔不同入射角度的气膜冷却流场进行了三维定常数值模拟,得出了沿程速度、气膜冷却效率及壁面努塞尔数的分布,并对流场的流动和传热特性进行了详细分析.结果表明：随着入射角度的减小,射流在沿程方向的影响区域有所增加,最大速度点的位置逐渐下移,但并不是按入射角度减小成线性递减;在各种射流角度下,最大冷却效率均出现在气膜孔下游附近的区域,并沿程逐渐降低;当5〈x/d〈20时,冷却效率在入射角度α=10°时最大,α=70°时最小;射流下游壁面的Nu在分离点附近出现峰值,吹风比相同时,α=10°时Nu最大,α=70°时最小;在流动区域内存在反向涡旋对,小角度射流时气膜良好的贴壁性抑制了反向涡旋对的抬升和发展,其换热效果在展向的影响范围相对较小.