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.     

燃机透平叶片气膜冷却特性研究

采用存在源项的叶栅三维黏性流数值方法计算与分析了存在气膜射流的燃气侧的流动与换热特性,确定了吹气比、来流湍流度、气膜孔展向间距与展向射流角等因素对气膜有效度的影响,并分析了其机理.     

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.     

扇形孔出口宽度对气膜冷却效率影响

数值模拟了不同出口宽度的扇形孔射流在不同吹风比下的气膜冷却效率,侧重于分析涡流结构和涡量对冷却效率的影响。结果表明,出口宽度增大不但减小了涡量,还改变了涡流方向。出口宽度增大到2.5倍入口直径时,孔中心下游冷气流线由燃气指向壁面,有效改进冷气贴附性。气膜孔出口宽度越大,冷却效率越大。随着吹风比的增加,气膜孔出口宽度对冷却效率影响越明显。     

哥氏力对旋转方通道内流动与换热的影响

在雷诺数亿为6000,旋转数助为0～0．26内,数值模拟了旋转光滑径向出流通道的内流动与换热分布,分析了哥氏力对旋转管流的作用机理。计算结果表明,切向哥氏力推动了通道截面内的双涡二次流,径向哥氏力则使得近侧壁流体加速和中心流体减速。换热计算结果从定性趋势上吻合公开文献中的实验现象。反映了旋转附加力的基本影响规律。     

前缘气膜孔对涡轮静叶冷却效果影响的数值模拟

采用全三维数值模拟技术,利用k—ε双方程湍流模型和SIMPLE算法,通过求解三维粘性可压缩Favre平均Navier—Stokes方程。对某新型燃气轮机第一级气膜冷却静叶叶栅的三维湍流流场进行了数值模拟。分别通过改变燃气轮机前缘气膜孔的参数,计算出叶片外表面的温度分布和冷却空气流量大小。结果表明,前缘气膜孔的直径、数目以及射流方向对叶片表面冷却效果的影响是非常显著的。从而提出了一种叶片前缘气膜冷却设计的新方案,为工程设计提供了有价值的参考。     

低稠度涡轮导向叶片端壁高效气膜冷却特性研究

采用低稠度涡轮导向叶片设计方案,可减少导向叶片的用量,减轻涡轮重量,降低发动机冷气用量及耗油率,但同时也带来导向叶片端壁冷却负荷增大等问题。依据低稠度涡轮导向叶片端壁的结构与流动换热特点,制定了槽缝和气膜孔共同冷却的方案。通过数值模拟和分析,重点研究了低稠度涡轮导向叶片端壁前缘气膜孔在不同方向角、孔数、孔径以及叶栅通道中气膜孔布置等条件下的流动及冷却特性。研究结果表明：对低稠度涡轮导向叶片端壁前缘气膜孔进行优化设计,可以有效克服导向叶片端壁前缘高强度马蹄涡对于气膜冷却效果的不良影响;在叶栅通道内合理设置气膜孔,可以改善通道内复杂涡旋对端壁气膜的卷吸作用,提高气膜冷却效果;当槽缝和气膜孔中的冷气流量比分别为3%和2%、气膜孔方向角为45°、气膜孔直径为1.25 mm、叶片前缘和叶栅通道气膜孔数分别为8和1时,叶片端壁表面被冷气膜全部覆盖,此时端壁面平均气膜冷却效率相对最高,达到53.7%。     

重型燃气轮机透平第一级动叶气膜冷却特性数值模拟研究

采用Realizable k-ε湍流模型,并结合Simple算法和有限体积法对三维定常不可压缩N-S方程进行离散,对某重型燃气轮机透平第一级动叶在不同吹风比和主流湍流度条件下的气膜冷却效率进行了数值模拟。结果表明:气膜冷却能够有效地降低叶片表面的温度,但叶片前缘吹风比的改变对冷却效果的影响不是很大,在前缘滞止线两侧仍然存在较大的高温区;在压力面侧和吸力面侧,随着吹风比的增大,沿叶片展向平均冷却效率分布都得到了提高;低吹风比时,吸力面靠前缘区域孔排中的冷却孔保持单孔冷却特点,孔间区域冷却效果较差;主流湍流度对气膜冷却效果产生了明显的影响,但影响趋势因不同吹风比而各不相同,其对冷却射流的影响主要集中在气膜孔下游扩散上。     

燃气透平叶片冲蚀的数值模拟与试验研究的发展

综述了近年来燃气透平叶片冲蚀数值模拟与试验研究的进展情况,包括气固两相流场模型与求解方法的发展以及最新的试验成果,指出存在的问题及今后研究方向,文中内容对于进一步研究,进而控制冲蚀这一直接影响燃气透平叶片寿命乃至安全性的工程问题,具有参考价值。     

新型缩放槽缝孔气膜冷却效率的数值研究

基于控制容积法对三维定常不可压缩N-S方程进行离散,采用分区域非结构化网格及两层k-ε湍流模型,在吹风比M=0.6～1.5的情况下,对新型缩放槽缝形气膜孔进行了详细的平板气膜冷却数值汁算,得到了在喷孔射流下游处及叶高方向上的气膜冷却效率,并研究了其孔长与孔径比L/D对冷却效率的影响.计算结果表明:高吹风比对缩放槽缝孔沿中心线冷却效率的影响较为复杂;缩放槽缝形气膜孔下游的冷却效率并不随吹风比的变化而单调变化,而是在吹风比为1.0时存在最佳值;在孔口下游较远区域,两个相邻孔之间沿叶高方向的气膜覆盖性较好;缩放槽缝孔的冷却效率随着其孔长与孔径比L/D的增大而增大,当L/D>8时,增加的幅度趋缓.     

入射角度对缩放槽缝孔气膜冷却效果的影响

基于有限体积法对三维定常不可压缩N-S方程进行离散,采用两层k-ε湍流模型,在吹风比M为0.5、1.0、1.5和2.0的情况下,数值研究了入射角度(α=25°、45°和60°)对缩放槽缝孔气膜冷却效果的影响,对不同入射角度的气膜冷却整体效果进行了对比分析。结果表明:在任何吹风比的情况下,α=25°喷射时的冷却效率高于其它喷射角的冷却效率,并且随着吹风比的增大,小角度喷射优于其它喷射角的趋势也越来越大;入射角度为45°和60°的气膜孔沿孔排下游的冷却效率在下降过程中重新升高然后又继续下降,60°喷射角的上升趋势略大于45°角的上升趋势;大角度喷射时,在气膜孔下方生成了强度较强的反向涡旋对,两个旋涡之间的距离较近,冷却气流的附壁性较差,冷却效率较低。小角度喷射时,所生成的反向涡旋对与大角度喷射相比尺度较小、强度较弱,冷气射流对主流的阻碍作用比较小,冷却效率较高。     

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。     

孔间距对缩放槽缝孔气膜冷却效率的影响

基于有限体积法对三维定常不可压缩N-S方程进行离散,采用分区域非结构化网格及两层k-ε湍流模型,在吹风比M为0.4、0.8和1.6的情况下,数值研究了孔间距(P/D=3.0、3.5、4.0)对缩放槽缝孔气膜冷却效率的影响,对不同孔间距气膜冷却整体效果进行了对比分析。结果表明:孔间距较小时,在孔口附近及孔间区域发生强烈的气膜干扰,冷却气膜分布比较集中,在孔口下游近处冷却效率较高;随着孔间距的增大,气膜覆盖面积增加,孔口附近的冷却效率低于小孔距,各个孔沿展向的冷却效率也有所降低,在孔下游远处发生的气膜干涉较为明显;在低吹风比时,孔间距较小气膜孔的冷却效果最好,在高吹风比时,孔间距较大气膜孔对壁面的冷却效果与低吹风比相比有大幅度的改善。     

长径比对缩放槽缝孔气膜冷却效果的影响

基于有限体积法对三维定常不可压缩N-S方程进行离散,采用两层k-ε湍流模型,在吹风比M为0.5、1.0、1.5、2.0的情况下,数值研究了长径比(L/D=2、4、8和10)对缩放槽缝孔气膜冷却效果的影响,对不同长径比气膜冷却整体效果进行了对比分析。结果表明:在任何吹风比下,缩放槽缝孔的冷却效率都随着孔长与孔径比的增大而增大,特别是在长径比由2变为4时,冷却效率有大幅度的提高,当L/D8时,增加的幅度趋缓;对于同一长径比,孔与孔之间沿展向的冷却效率均有不同程度的增加,小吹风比时增加的幅度小,随着吹风比的增大,冷却效率增加的幅度也随之增大;在短孔的气膜孔下方生成了强度较强和尺度较大的反向涡旋对,在长孔的气膜孔下方所生成的反向涡旋对与短孔相比尺度较小、强度较弱,冷气流动的分离现象消失,流动较规则,冷却效率较高。     

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.     

全气膜覆盖掠叶片的几何成型与网格生成技术

详细描述了全尺寸的气膜冷却扭叶片的几何生成技术和复杂结构化网格生成技术,对于气膜冷却几何结构的生成.要遵循由基础到复杂、由粗到精的原则,得到基础的冷却部件后再进行详细的冷却布局划分.冷却腔的形成用片体切割要比直接生成实体更容易实现.给出了全结构化网格拓扑结构在气膜冷却结构中的详细划分过程,列出了结构化和非结构化网格对于气膜冷却计算的优点和缺点.网格的划分都遵循由底至项、逐层分割的方式,冷气柱部分的网格要在腔体划分基础上利用顶点网格块构造法生成.对于弯扭叶片而言,展向高度大致相近的冷却孔层要尽量切割到相同的层内,才不至于使网格划分线过分密集;由于几何结构制约性产生低质量网格的部分,通过调整网格数量占到整个网格总数的极少数,对于仿真计算没有影响.     

带冷却的涡轮叶片温度场耦合计算工程方法研究

集成涡轮叶片内部空气系统计算程序、表面外换热计算程序及壁温计算程序为一体,实现了带气膜冷却涡轮叶片内外换热及壁面导热的耦合计算,可以快速进行涡轮叶片温度场分布计算并为涡轮叶片内外部冷却系统优化设计奠定了基础.     

Analysis of internal cooling geometry variations in gas turbine blades

The present investigation analyzes the effects of major geometrical modifications to the interior of a convection cooled gas turbine rotor blade. The main focus lies on the flow of the leading edge channels and the impact on the heat transfer. An experimental approach is performed with flow visualization via paint injection into water. Also numerical calculations are carried out in two sets, on the one hand water calculations accompanying the experiments and on the other hand conjugate heat transfer calculations under realistic engine conditions. The latter calculations are still ongoing delivering preliminary results. Five geometry configurations are investigated, three of them with differing turbulator arrangements in the leading edge channels. The operating point of the base configuration is set to Re = 50,000 at the inlet while for the modified geometries the pressure ratio is held constant compared to the base.     

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。     

基于模态分析的非定常气膜冷却数值研究

为了研究非定常气膜冷却的强化冷却机理,利用大涡模拟对非定常圆孔气膜冷却进行数值模拟,研究了4种不同脉动频率下(St=0,0.2,0.3,0.5)的涡结构与气膜冷却效率,并利用动态模态分解对计算结果进行分析,研究流场与换热的耦合机理。结果表明：脉动频率对非定常射流气膜冷却效率的影响较大,当St=0.2时气膜冷却效率与稳态射流相似,当St=0.3时气膜冷却效率比稳态高,而当St=0.5时气膜冷却效率反而会降低;当St=0.3时非定常射流能抑制下游发卡涡的生成并加速其破碎,从而提高气膜冷却效率;射流脉动产生了很多次生涡结构,这些涡结构促进了在流向方向上射流与主流的掺混,但是抑制了展向上的射流与主流掺混。