气膜孔几何位置对旋流冷却流动与传热特性的影响

为了研究气膜孔几何位置对旋流冷却特性的影响,建立了带有气膜孔的旋流腔冷却结构,利用流体动力学软件ANSYS CFX对比分析了有无气膜孔情况下旋流冷却性能的差异,并研究了气膜孔轴宽比和周向角度对旋流冷却流动和换热特性的影响。研究结果表明:气膜孔对旋流腔靶面旋流冷气运动产生强烈扰动,使气膜孔上游冷气流速增加,下游冷气流速降低;气膜孔使主流流线向斜下方偏转,增强了整体换热强度且整体压力分布趋于均匀;轴宽比从0.3增加到0.7,气膜孔对整体流动和传热影响不大,轴宽比增加到0.9,主流小旋涡消失且靶面Nu分布更均匀;周向角度小于0°时,随着周向角度的增加,气膜孔上游高速区增大,周向角度超过0°后,高速区随周向角度增长不明显;随着周向角度增加,周向平均压力系数增加,气膜孔附近高Nu区扩大,靶面高Nu区分布更均匀。     

抽吸孔对旋流和冲击冷却流动传热特性的影响

针对旋流和冲击冷却流动的不同传热特性,建立了简单旋流、复合旋流、简单冲击和复合冲击冷却模型,并在相同涡轮叶片前缘几何腔体和气动条件下进行了数值研究,得到了4种模型下的流线结构以及压力和传热系数分布。研究结果表明:旋流和冲击冷却流动存在明显差别;旋流冷却冷气通过喷嘴沿切向高速射入腔体,形成旋转流动,壁面处冷气压力高,靠近腔体中心线处压力低;冲击冷却冷气通过冲击孔高速垂直射入腔体并冲击在靶面上,在靶面撞击点附近形成压力尖峰区域。显然,旋流和冲击冷却的传热特性存在差异。旋流冷却冷气强烈冲刷腔体壁面,减薄热边界层厚度,形成带状高传热区域;冲击冷却冷气强烈撞击靶面,破坏撞击点附近热边界层,形成圆形的高传热区域。旋流冷却传热分布更均匀,抗横流冲击作用更强。对于旋流冷却,抽吸孔强烈扰动冷气的旋转流动,使带状高传热区域扩大,平均传热强度增大4.5%;对于冲击冷却,抽吸孔对冷气流动结构影响较小,传热强度提升不显著。     

旋转半径和叶片安装角对动叶旋流冷却流动和传热特性的影响

针对航空发动机涡轮动叶片中应用旋流冷却的问题,建立了旋转条件下的旋流腔冷却模型,比较了静止和旋转条件下冲击与旋流冷却的流动传热特性差异,研究了旋转半径和叶片安装角对旋流冷却特性的影响规律。研究结果表明:叶片旋流腔旋转显著改变旋流冷却气动传热特性,旋转条件下旋流腔产生离心力和科氏力;离心力驱使冷气向叶顶方向运动,加强冷气横向冲击作用,使得高传热区域向叶顶方向偏移;科氏力方向为轴向上游或下游,引起冷气轴向回流,增强冷气掺混,减小射流冷气周向速度,显著降低了传热强度;旋转条件下,旋流冷却传热强度比冲击冷却提高了27.6%;与静止条件相比,旋转数为0.819时冲击冷却传热强度减小了30.0%,旋流冷却传热强度减小了18.6%;叶片旋流腔旋转半径增大时,冷气周向速度稍有减小,靶面平均Nu略有减小;叶片安装角增大时,旋流冷却流场和平均Nu不变,周向平均Nu分布均匀性降低。     

动静干涉对叶栅前缘气膜冷却特性的影响

针对动静干涉影响下涡轮动叶前缘气膜孔射流与主流的相互作用展开研究,比较分析了叶根、中截面及叶尖区域气膜冷却流场和温度场分布特征的差异.结果表明:随着叶高的增加,前缘滞止线从吸力面侧逐渐向压力面侧偏移,压力面侧气膜射流贴壁性变弱;动静干涉使得气膜射流出现"分流"、"上扬"和"逆流"现象,对中心截面气膜覆盖的影响大于叶根和叶尖区域;气膜射流下游反转涡对呈现明显不对称性,吸力面侧反转涡对强度和尺度沿叶高方向不断降低,而压力面侧反转涡对的变化趋势相反;动静干涉降低了气膜冷却效率.     

喷嘴数和温比对旋流冷却流动和传热特性的影响

针对喷嘴数和温比对叶片前缘旋流冷却特性影响的问题,根据实际燃气轮机前缘结构进一步完善了旋流冷却模型,建立了含有进气腔室的旋流腔结构,采用数值模拟方法分析了喷嘴数和温比对旋流冷却特性的影响。研究时保持进口雷诺数和靶面温度不变,仅改变喷嘴数和温比。研究结果表明:进气腔室的引入使得喷嘴冷气沿流动方向逐渐增加。随着喷嘴数增加,喷嘴冷气流速降低,压力系数增加,流阻系数减小,换热强度降低但均匀性提高,综合换热因子增大。随着温比增加,喷嘴冷气流速增加,流阻系数减小,靶面热流密度降低,换热强度提高,综合换热因子增大。对于含有进气腔的叶片前缘冷却结构,推荐选取喷嘴数为6,温比范围为0.6~0.7。     

喷嘴长宽比和雷诺数对旋流冷却流动与传热特性的影响

针对叶片前缘冷却流动与传热问题,建立了合理的旋流腔冷却结构。通过求解三维稳态RANS方程和标准k-ω湍流模型,数值分析了喷嘴长宽比和雷诺数对旋流冷却流动和传热的影响。基于数值计算结果对无量纲传热系数Nu、喷嘴长宽比Car和雷诺数Re进行方程拟合,得到旋流冷却的传热关联式。结果表明:冷气从喷嘴进口切向射入旋流腔并形成高速旋流,显著增强换热;随着喷嘴长宽比从0.2增大到9,旋流外区面积、冷气速度和冷气湍流动能先减小后增大,冷气压力系数先增大后减小;在大喷嘴长宽比时,Nu沿旋流腔周向和轴向的分布较为均匀;随着雷诺数的增大,冷气在旋流腔中的流动结构不变,而冷气速度、湍流动能、压力系数和壁面Nu均显著增大;平均Nu随着雷诺数的增大而显著增大,随着喷嘴长宽比的增大先减小然后增大;传热关联式与数值计算结果的误差在10%以内,可以准确预测旋流冷却的换热系数。     

喷射角度和喷嘴数对旋流冷却流动与传热特性的影响

针对喷射角度和喷嘴数影响旋流冷却流动和传热特性的问题,采用数值方法进行了研究。研究时冷气通过不同的喷嘴进口进入旋流腔并经旋流腔出口流出,当变化喷嘴数时,保持喷嘴进口在轴向上均匀分布。研究结果表明:冷气从喷嘴射入旋流腔,冲刷壁面并与轴向主流强烈混合,形成了高传热区域;换热强度在轴向和周向沿下游逐渐减弱,高传热区域在下游向出口偏移。喷射角度远离90°时,冷气旋流运动减弱,传热强度减小;随着喷嘴数的增多,冷气喷射速度减小,高传热区换热强度减小,冷气周向速度和靶面传热强度分布更为均匀;平均努塞尔数随着喷射角度和喷嘴数的增大而先增大后减小,在喷射角为90°、喷嘴数为9时平均努塞尔数最大;总压损失系数随着喷射角度和喷嘴数的增大而增大。与简单圆管旋流冷却模型相比,喷射角为90°、喷嘴数为9的旋流腔结构的换热特性更加优良。     

射流角和质量流量比对涡轮端壁气膜冷却特性的影响

为了提高实际燃机涡轮端壁的气膜冷却效率,对某航空发动机涡轮静叶端壁的气膜冷却特性进行了数值模拟研究。首先采用实验结果对湍流模型进行了校核,并验证了所研究模型的网格无关性,在此基础上研究了端壁离散气膜孔的气膜冷却特性,并采用给定实验端壁热流输入条件计算了整个端壁的换热特性;分析了5种冷气质量流量比(1.4%、2.1%、2.7%、3.1%、3.8%)和5种气膜冷气射流角度(20°、25°、30°、35°、40°)下端壁离散气膜孔的流动特性、气膜冷却特性以及换热特性。计算结果表明:相同射流角(40°)条件下,冷气质量流量比为1.4%时,端壁平均气膜冷却效率达到0.21;继续增大冷气质量流量比会导致气膜脱离端壁表面,使得端壁整体的气膜冷却效率下降;随着冷气质量流量比增加,叶栅通道总压损失增加,强化了气膜孔出口处的气流掺混,增加了换热效率;受到端壁二次流以及原有气膜孔结构的影响,气膜冷气射流角度为20°时冷却效果最佳,在相同质量流量比(1.4%)条件下,端壁平均气膜冷却效率达到0.27;减小射流角度对端壁表面换热强度改变较小。     

二次冲击对静叶前缘冷却性能影响的对比研究

为了进一步优化现代先进燃机高压涡轮静叶前缘区域的冷却性能,基于NASA C3X叶型建立了上游腔室采用冲击冷却与气膜冷却组合的阵列冲击-气膜复合冷却静叶模型,采用流固共轭传热方法数值研究了涡轮静叶内部冷气的流动和传热特性,针对常用的冷气流量范围分析了引入二次冲击结构对静叶前缘冷却性能的影响。结果表明：二次冲击对靶面对流换热影响较小,但能有效提高冷气在整个流路中的对流换热强度,还能平衡不同区域气膜孔排的冷气流量分配。二次冲击有效降低了气膜孔附近的固体温度,尤其是对于气膜孔较密集的前缘。同时,在固体导热的作用下,气膜孔附近的低温区会影响到无气膜孔区域,降低整个固体域的温度。二次冲击显著改善了叶片上游表面尤其是前缘的复合冷却性能,其中,对上游表面的优化率大体上随冷气流量的增大先升高后降低,在质量流量比M为1.25%时最高,约为4.44%;对前缘的优化率大体上随冷气流量的增大先降低后升高,在M为1.50%时最低,约为9.66%,在M为2.25%时最高,约为11.70%。     

槽缝射流对环形叶栅端壁气膜冷却性能影响的实验研究

为了研究槽缝射流对环形叶栅端壁气膜冷却性能的影响,建立了考虑槽缝射流的环形叶栅端壁气膜冷却实验平台。在不同质量流量比条件下,利用红外测温技术研究了槽缝结构形式(均匀槽缝、收缩槽缝)对不同射流角下端壁气膜冷却效果的影响。结果表明:提高槽缝射流的质量流量比,可增强对叶栅端壁的气膜冷却效果。与原始均匀槽缝相比,收缩槽缝由于提高了槽缝射流出口的动量,能够显著提高不同射流角下的端壁气膜冷却性能,且明显扩展了气膜覆盖范围。与45°射流角相比,90°射流角时由于前缘涡系增强,槽缝射流所产生的端壁气膜冷却效果有所减弱。90°射流角时,采用收缩槽缝所带来的气膜冷却性能提升比45°射流角时更显著。     

三通道旋流冷却流动与传热性能

针对雷诺数为40 000下涡轮叶片内部三通道旋流冷却结构进行瞬态热色液晶实验与数值模拟研究,并与普通转折通道进行比较分析.通过瞬态实验获得壁面高精度的努塞尔数分布与通道的沿程压力损失,结合数值计算结果得到如下结论:旋流通道显著增强了系统的换热能力与换热均匀性,第2、第3流程的壁面平均努塞尔数比普通转折通道分别提升了60%、57%;转折位置的冲击损失与节流损失是三通道结构的主要压力损失;旋流通道的全通道压力系数约为普通转折通道的3倍,且随着雷诺数的增大有增大的趋势;数值计算显示旋流通道内总压损失比静压损失减少了25%,使用总压分析沿程压力系数更为合理.     

发散冷却和前缘槽缝射流作用下涡轮静叶端壁流动结构的研究

数值研究了无发散冷却与3种发散冷却气质量流量比下的涡轮静叶端壁附近涡结构、总压损失系数和端壁、叶表绝热冷却有效度以及两种冷却气在端壁上的流动结构。研究表明:发散冷却气质量流量比由5%增加至7%时,进口截面端壁附近的总压峰值升高3.7%,峰值区流体在叶片前缘滞止后向上卷起形成冲击涡;发散冷却流量增加会增强冲击涡而吸力面角区涡对被削弱。低流量冷却气会使整体总压损失降低,而发散冷却气质量流量比由5%升高至7%时总压损失增加4.5%。发散冷却气注入时,冲击涡会将冷却气携带至叶表,在压力面形成显著的泛冷却效果;发散冷却气质量流量比增加至7%会使冲击涡纵向伸长并分裂出三次涡。发散冷却贡献占比的计算结果表明,边界层分离线上游端壁由槽缝射流冷却气覆盖,而叶表和下游端壁的冷却由发散冷却主导。静叶端壁流动结构受到上游燃烧室内壁发散冷却的显著影响,并将改变端壁冷却特性。     

上游台阶结构对跨声速透平叶栅端壁气膜冷却性能的影响

为了评估上游台阶结构对端壁气膜冷却性能的影响,采用商用CFD软件ANSYS FLUENT数值研究了上游后向台阶结构对跨声速透平叶栅端壁上游双排离散气膜孔冷却效率的影响。模拟某工业燃气透平真实运行工况(进口湍流度T_u=16%、出口马赫数Ma_ex=0.85、出口雷诺数Re_ex=1.5×10⁶),采用基于两类热边界条件模型的壁面换热系数和绝热冷却效率数值预测方法,计算分析了在设计工况吹风比为2.5下,具有不同上游台阶高度(ΔH=0,3,6.78,10mm)的跨声速透平叶栅端壁热负荷分布、气膜冷却效率分布和近端壁二次流场结构。研究结果表明:上游台阶结构改变了近端壁流场,在台阶下游形成强度较大的空腔涡等复杂涡系结构,显著影响了端壁的热负荷和冷却气膜覆盖分布;随上游台阶高度的增加,叶栅通道上游端壁传热逐渐增强,形成显著的条状高传热区;端壁冷却效率呈现先增大后减小的变化趋势,在ΔH=6.78mm时,端壁气膜覆盖效果最好;在ΔH=10mm时,上游离散孔冷却射流被限制在近吸力面三角区域,端壁冷却效率低于无进口台阶结构...     

叶片前缘旋流蒸汽冷却流动和传热的数值研究

通过求解三维Reynolds-Averaged Navier-Stokes方程和标准k-ω湍流模型,数值研究了旋流蒸汽冷却的基本原理,分析了冷气雷诺数和来流温比对流动和传热特性的影响,旨在阐明旋流蒸汽冷却的原理,总结其流动传热的变化规律。在此基础上对无量纲换热系数Nu、雷诺数Re和来流温比φ进行数值拟合,得到旋流蒸汽冷却的传热关联式。研究表明:冷气在旋流腔内的高速转动引起强烈的径向对流运动,使得换热增强;增大雷诺数能够增大冷气的涡量,有效提高旋流腔的换热系数,同时降低阻力系数;增大来流温比使得冷气的涡量增大密度减小,旋流腔的换热系数略有减小,阻力系数显著降低;综合换热因子随着雷诺数的增大而增大,随着来流温比的增大而减小;拟合的传热关联式与数值计算结果吻合良好,可以准确地预测蒸汽旋流冷却的换热系数。     

隔板位置对凹槽叶顶传热和冷却性能的影响

采用数值求解RANS方程(Reynolds averaged Navier-Stokes equations)的方法,对3种带隔板的凹槽叶顶间隙内的流动、传热以及冷却特性进行了研究,隔板分别位于凹槽25%、50%和75%弦长处,3种结构分别称为rib25、rib50、rib75,并与无隔板时的常规凹槽叶顶间隙内的总压损失、传热和冷却特性进行了对比。结果表明:随着叶顶间隙的增大,叶顶表面传热系数逐渐增大;rib75结构的气动损失最小,在无气膜冷却条件下,rib75结构的叶顶比纯凹槽叶顶的总压损失低0.16%,对于叶顶带中弧线气膜冷却工况,rib75结构叶顶的总压损失比带常规凹槽叶顶的叶栅低0.15%;随着隔板向前缘方向移动,凹槽底部前缘吸力面侧的高传热区明显减小,在常规凹槽、rib25、rib50、rib75这4种叶顶结构中,rib25结构的叶顶平均传热系数与常规凹槽叶顶相近;加入叶顶中弧线气膜孔后,带隔板的叶顶可使冷气流更易聚集在凹槽底部区域,冷却效果显著提高,其中rib25结构具有最佳的冷却效果,比常规凹槽叶顶的平均冷却系数约高21.5%。     

进口端壁不重合对跨音速透平叶栅端壁流动和传热特性影响的研究

为了评估燃气轮机燃烧室出口与透平第一级喷嘴导向叶栅端壁不重合对叶栅端壁热负荷分布和运行寿命的影响,采用商用 CFD 软件 ANSYS FLUENT 数值研究了进口端壁不重合度（进口后向台阶结构）对跨声速叶栅端壁流动和传热特性的影响规律。计算了进口湍流强度 Tu1 = 16%、出口马赫数 Ma2 = 0.85 时,2 种进口后向台阶高度（0 mm, 6.78 mm）下,跨音速叶栅端壁传热系数,并与实验结果进行了比较,验证了所提基于 RSM（Reynolds stress model）湍流模型数值方法的准确性。分析了 6 种进口后台阶高度（0 mm、1.5 mm、3 mm、5 mm、6.78 mm、10 mm）下的跨音速叶栅端壁热负荷分布、近端壁二次流结构、后台阶涡系发展和气动损失。研究结果表明：由于进口台阶结构的影响,在叶片前缘上游区域形成了显著的再附着涡、空腔涡和辅助涡等复杂的后台阶流涡系;后台阶流再附着涡系使叶片前缘上游区域形成显著的高传热区;随着进口台阶高度的增大,该高传热区控制面积和传热系数均逐渐增大,最大传热系数增大了 90%~160%,高传热区的位置逐渐向下游移动,形状逐渐由节距方向的“条形”演变为“C”字形,两端向叶栅通道内部迁移;进口台阶结构导致叶栅通道总压损失系数增大了 0.17%~0.45%,台阶高度为 3 mm 时,总压损失系数最大。     

冲击孔偏置对静叶前缘和吸力面冷却性能的影响

采用流热固耦合方法数值研究了真实叶片材料热物性条件下叶片前缘冲击腔室内冷却射流的流动及换热特性。分析了冲击孔的偏置距离(2.5 mm、5.0 mm、7.5 mm和10.0 mm)及冲击冷气与主流的质量流量比(1.0%、1.5%、2.0%、2.5%和3.0%)对前缘面复合冷却性能、冲击靶面对流换热性能及吸力面气膜冷却性能的影响。研究表明：冲击孔偏置结构会对叶片前缘区域的冷却产生显著的影响,偏置距离较小时会削弱前缘面复合冷却性能及靶面对流换热性能,而偏置距离较大时能同时强化前缘面复合冷却性能及靶面对流换热性能,尤其是对靶面对流换热性能的提高效果非常显著。4个冲击孔偏置结构中,偏置距离最大的结构相较于无偏置结构的靶面平均努塞尔数最多提高了约33.97%;吸力面的气膜冷却性能大体上与冲击孔到吸力面气膜孔的周向距离呈现出负相关性,冲击孔距吸力面气膜孔越远,吸力面的气膜冷却性能越弱;相较于无偏置结构,冲击孔偏近及偏离气膜孔布置时吸力面平均气膜有效度最多分别提高了约5.56%和降低了约10.96%;当冲击冷气的质量流量比较小时,增大冷气的质量流量比能有效提高叶片前缘冷却性能。前缘面平均综合冷却效率、...     

进口端壁不重合对跨声速透平叶栅端壁流动和传热特性影响的研究

为了评估燃气轮机燃烧室出口与透平第一级喷嘴导向叶栅端壁不重合对叶栅端壁热负荷分布和运行寿命的影响,采用商用CFD软件ANSYS FLUENT数值研究了进口端壁不重合度(进口后向台阶结构)对跨声速叶栅端壁流动和传热特性的影响规律。计算了进口湍流强度Tu1=16%、出口马赫数Ma2=0.85时,2种进口后向台阶高度(0、6.78mm)下,跨声速叶栅端壁传热系数,并与实验结果进行了比较,验证了所提基于RSM(Reynolds stress model)湍流模型数值方法的准确性。分析了6种进口后台阶高度(0、1.5、3、5、6.78、10mm)下的跨声速叶栅端壁热负荷分布、近端壁二次流结构、后台阶涡系发展和气动损失。研究结果表明:由于进口台阶结构的影响,在叶片前缘上游区域形成了显著的再附着涡、空腔涡和辅助涡等复杂的后台阶流涡系;后台阶流再附着涡系使叶片前缘上游区域形成显著的高传热区;随着进口台阶高度的增大,该高传热区控制面积和传热系数均逐渐增大,最大传热系数增大了90%～160%,高传热区的位置逐渐向下游移动,形状逐渐由节距方向的"条形"演变为"C"字形,两端向叶栅通道内部迁移;进口台阶结构导致叶栅通道总压损失系数增大了0.17%～0.45%,台阶高度为3mm时,总压损失系数最大。     

吹风比和湿空气含湿量对平板气膜冷却流动与传热特性的影响

为进一步分析出湿空气作为冷却工质时气膜冷却相对于干空气气膜冷却的差异,分别通过实验与数值方法,探究了吹风比和湿空气含湿量对平板气膜冷却的影响。在实验研究中,采用红外热像仪测量靶面温度,对比分析了不同含湿量与吹风比下平板气膜冷却性能变化规律,从而得到气膜冷却效率关于吹风比与含湿量的变化关系。在数值研究中,建立了具有单个气膜孔、周期性边界条件的气膜冷却模型,利用ANSYS CFX软件数值分析了高温高压条件下的不同吹风比,不同湿空气含湿量条件下的流动与传热特性。结果表明：在实验条件下,当吹风比为0.7时,靶面冷却效率随含湿量的增加而增加;当含湿量为188.9 g/kg时,湿空气相对于干空气的靶面平均冷却效率增加量最高,约为4.8%。数值分析结果和实验吻合较好。进一步的数值分析表明,当吹风比为0.7时,气膜冷却效果最好,且吹风比处于0.3～0.7之间时,靶面的气膜冷却效果均随着含湿量的增加而增加,当吹风比大于0.7时的规律则相反。基于实验结果与数值结果拟合出靶面平均气膜冷却效率关于吹风比和含湿量的关联式,实验值和数值结果与关联式的相对误差均小于±2%。     

装配间隙泄漏流对透平端壁冷却影响的实验研究

为了研究叶栅装配间隙泄漏流对透平叶片端壁气膜冷却特性的影响,依据真实重型燃气透平叶片参数,搭建了端壁气膜冷却实验台。采用压力敏感漆技术测量了不同质量流量比和装配间隙角度下端壁的气膜冷却特性,使用压力扫描阀测量了主流进口雷诺数和叶片表面压力分布。通过数值计算模拟了实验叶片装配间隙的流动结构,得到了装配间隙冷气出流质量流量比及射流角度的气膜冷却特性。结果表明：在装配间隙冷气出流质量流量比为0.1%～1.0%的范围内,在相同射流角度下,增加装配间隙质量流量能够提升透平端壁气膜冷却有效度,并增大装配间隙下游出口气膜覆盖面积,冷气质量流量比为1.0%时端壁气膜冷却有效度达到最高。由于叶片端壁表面的压力梯度导致装配间隙出流集中在流道中部及出口位置。在研究的60°～90°射流角范围内,在相同质量流量比下,减小装配间隙射流角度能够有效提升端壁气膜冷却有效度,75°射流角相较于90°垂直入射条件下的气膜冷却有效度增加接近一倍;射流角为60°时端壁气膜冷却有效度达到最高。