考虑气膜冷却脉动特性的涡轮动叶凹槽状叶顶气动和冷却性能研究

为了深入研究压气机抽取的脉动冷气影响燃气涡轮动叶凹槽状叶顶的流动与冷却特性,采用数值求解三维非稳态雷诺时均N-S方程和标准k-ω湍流模型的方法,研究了考虑气膜冷却脉动特性的涡轮动叶凹槽状叶顶的气动和冷却性能。采用正弦函数描述动叶凹槽状叶顶中弧线等间距布置气膜冷却孔的冷气脉动特性,对比研究了3种脉动振幅和5种脉动频率的动叶凹槽状叶顶气膜冷却有效度和总压损失系数。研究结果表明：在一个脉动周期内,不同瞬时冷气的穿透能力和附着能力差异显著。气膜冷却冷气吹风比小幅值脉动时,脉动频率的提高改变了叶顶气膜冷却有效度变化曲线的相位,但对整体的冷却效果基本没有影响;冷气吹风比大幅值脉动时,脉动频率的增大略微提高了叶顶冷却性能,并且当脉动频率增大至最大值2 000 Hz时,受到延迟反馈效应的影响,脉动周期内气膜冷却有效度的最低值相比250 Hz时提高约50%。高温主流在冷气吹风比大幅值脉动时周期性入侵冷气管路,对叶顶中间弦长和尾缘处的气膜孔结构造成破环。气膜冷却冷气吹风比低频脉动时,动叶平均总压损失系数以正弦函数规律变化,不同瞬时的总压损失系数差异随冷气吹风比脉动幅值的增大而扩大,同时当脉动频率增加时,不...     

透平叶片近前缘端壁处换热性能的研究

采用计算流体动力学软件ANSYS CFX11.0、以NASA跨声速透平第一级动叶为研究对象,对带气膜冷却孔的叶栅近前缘端壁区域的流动和换热特性进行了研究,计算获得了3种气膜孔分布条件下,吹风比分别为0.3、0.5、0.7以及孔径分别为1mm、1.5mm时叶栅端壁处的流场结构和斯坦顿数分布。计算结果表明:气膜孔的数目及分布对端壁换热性能和换热均匀性有显著影响,减小孔间距与孔径的比值可以降低前缘端壁的换热系数、提高端壁换热的均匀性;吹风比对冷却流的作用范围和贴壁性有很大影响,所研究的3种吹风比中,吹风比为0.5时壁面换热系数最小,吹风比为0.7时换热系数最大;当吹风比保持0.5不变且气膜孔的直径由1mm增大到1.5mm时,冷却流在端壁上影响的距离增加,相邻冷却流之间区域的换热强度降低。该结果可为透平动叶端壁换热特性的改善和气膜冷却特性的提高提供参考。     

吹风比和偏角对交叉孔气膜冷却特性的影响

为了揭示吹风比和偏角对交叉孔气膜冷却的影响,通过改变吹风比及交叉孔的偏角,利用数值模拟的技术,进行气膜冷却特性研究。湍流模型选择k-ε模型,壁面函数采用增强壁面函数。结果表明:①随着吹风比的增大,涡旋中心与壁面间距增大,反肾涡旋对的影响范围变大,这使气膜的覆盖面积增大,同时气膜的贴壁性变差;吹风比为1.5时显示了较好的冷却效果;②随着偏角的增大,反肾涡旋对间距加大,这使气膜的覆盖面积增大,同时也导致气膜在下游的分离提前;偏角25度显示了较好的冷却效果。     

透平级带压力侧小翼凹槽叶顶的传热与气膜冷却性能研究

采用数值方法研究了发动机工况下燃气透平第一级动叶带压力侧小翼的凹槽叶顶冷却传热性能，分析了7种小翼结构(等截面小翼、扭曲型小翼等)对透平级气动性能与传热系数分布的影响，对比了单排气膜孔、双排气膜孔条件下传统凹槽叶顶、无压力侧肩壁凹槽叶顶、带压力侧小翼凹槽叶顶的冷却传热效果。结果表明：传统凹槽叶顶槽底存在高传热区，合理的压力侧小翼结构设计能有效消除槽底高传热区、降低凹槽叶顶的平均传热系数；相对于传统凹槽叶顶，带圆角扭曲型小翼凹槽叶顶的平均传热系数下降了约16.45%。叶顶气膜孔能有效降低叶顶的平均传热系数，且双排孔结构下叶顶气膜冷却效率有明显提升。对于单排气膜冷却孔结构，带压力侧小翼凹槽叶顶气膜冷却效率优势不明显，可通过加入压力侧气膜孔提升其传热与冷却性能；在双排孔冷却结构下，带压力侧小翼凹槽叶顶平均传热系数比传统凹槽叶顶减小0.76%,比无压力侧肩壁凹槽叶顶减小7.84%,气膜冷却效率比传统凹槽叶顶增大9.13%,比无压力侧肩壁凹槽叶顶增大9.6%。     

气膜孔分布对凹槽叶顶传热和冷却性能的影响

采用数值求解RANS方程的方法研究了典型燃气透平动叶凹槽叶顶的传热和气膜冷却性能,通过计算获得了3种叶顶间隙(1.31mm、1.97mm和3.29mm)、2种吹风比(1和2)、2种气膜孔分布(中弧线位置单排孔、中弧线+近压力面位置两排孔)条件下叶顶传热系数和气膜冷却有效度分布,并与实验结果进行了对比。结果表明:对于中弧线位置的单排气膜孔,冷却流可以对凹槽底部近压力面侧形成有效的冷却;随着吹风比的增大,凹槽底部靠近前缘吸力面侧的高传热系数区域减小,凹槽底部压力面侧的传热系数减小且气膜冷却有效度显著增大;随着叶顶间隙的增大,凹槽底部前缘吸力面侧的高传热系数区向压力面侧扩大,凹槽底部平均传热系数明显增大,凹槽底部近压力面侧和尾缘处的气膜冷却有效度减小。对于中弧线+近压力面两排气膜孔,近压力面气膜孔内的冷却流覆盖了凹槽肩壁和叶顶尾缘区域,且强化了凹槽底部靠近压力面侧的冷却性能;随着吹风比的增大,凹槽底部近压力面侧、肩壁和叶顶尾缘区域的传热系数明显减小,气膜冷却有效度明显增大;随着叶顶间隙的增大,凹槽底部吸力面侧高传热系数区域向压力面侧扩大,凹槽底部近压力面侧、肩壁和叶顶尾缘区域的传热系数显著增大,气膜冷却有效度减小。     

透平动叶多凹槽叶顶气膜冷却特性的研究

为了提高透平动叶叶顶的气膜冷却性能，并降低由叶顶泄漏流引起的泄漏损失，开展了多凹槽叶顶气膜冷却特性研究。采用试验测试和数值模拟相结合的方法，研究了燃气透平动叶不同结构多凹槽叶顶的气膜冷却特性与气动特性，其结构包括单凹槽、二凹槽、三凹槽和四凹槽4种叶顶形式。在主流进口雷诺数为1.75×10⁵条件下应用压力敏感漆技术获得了1.0、1.5和2.0等3种吹风比下多凹槽叶顶表面的气膜冷却有效度分布，并采用经过校核的数值方法辅助分析了叶顶间隙内的流场结构及其气动性能。结果发现：多凹槽叶顶内的肋片改变了叶顶的流场结构，阻挡了冷气向下游发展。相比于传统的单凹槽叶顶，四凹槽叶顶在吹风比较大时能够提高叶顶中部的冷却效果，但在叶顶中后部依旧是单凹槽叶顶的冷却效果最好。同时，多凹槽叶顶能够显著降低叶栅的气动损失，相比于传统的单凹槽叶顶，二凹槽、四凹槽叶顶总压损失系数值分别降低了17.9%、20.9%。     

带肋尾缘开缝模型内的非定常冷却性能研究

采用DDES(delayed detached eddy simulation)非定常数值求解方法,研究了燃气轮机叶片带肋尾缘开缝模型内非定常流动及气膜冷却特性,分析了3种吹风比(0.2,0.8,1.25)对尾缘开缝模型冷却效率的影响,对比了有、无肋板时尾缘开缝模型内的流动和冷却性能,并利用已有的尾缘开缝流量系数和开缝壁面冷却效率实验数据,验证了非定常数值求解方法的有效性和精度。研究结果表明:采用DDES非定常求解方法可以较好地捕捉尾缘开缝区域的旋涡脱落和涡系运动规律,计算得到的流量系数、壁面冷却效率与实验测量值吻合良好;流量系数随吹风比的增加而增加,且小吹风比时流量系数增加幅度更明显;相对于无肋板结构,尾缘开缝区域采用肋板结构时流量系数整体下降5%左右,冷却效率整体上有所提高;对于无肋板和带肋板两种开缝模型,吹风比对绝热壁面冷却效率影响都很大。当吹风比从0.2增加到0.8时,冷却效率显著增加;当吹风比增至1.25时,大尺度的旋涡脱落导致冷热气流强烈掺混,冷却效率反而下降。吹风比为1.25时,带肋板结构的开缝模型相比于不带肋板的开缝模型冷却效率的下降程度减小。     

利用等离子体气动激励提高气膜冷却效果的数值研究

为揭示等离子体气动激励对气膜冷却效果的影响机理,采用数值模拟方法研究了不同吹风比下的冷却气流流场分布、垂直主流截面的局部速度矢量分布和温度分布情况,并与常规气膜冷却结果作对比。结果表明,等离子体气动激励能有效诱导冷却气流偏转,提高气膜贴壁效果,延缓主流和冷却气流的掺混,壁面冷却效果显著增大;在不同吹风比下,沿流动方向等离子体启动激励气膜冷却效率的变化趋势相同;在激励器表面处壁面温度略有增大,但不影响冷却效率的提高。     

带槽双射流气膜冷却数值研究

针对双射流气膜冷却在提高气膜冷却效率中存在横向冷却效果不佳的问题,提出了一种带槽结构的双射流气膜冷却方式,即在气膜孔出口处垂直于流向横开一槽,并在平均吹风比为1.9时,采用CFX商用软件及剪切应力输运湍流模型对带槽双射流结构的流动与冷却特性进行数值研究,获得了横槽倾角对气膜冷却特性的影响规律。研究结果表明:在相同孔间距下,带槽结构能明显改善气膜在被冷却壁面的横向分布,增大气膜的横向覆盖面积,有效提高气膜冷却效率;不同的横槽倾角对气膜冷却效率具有重要的影响,倾角均为30°时的方案冷却效果最好;沿中心线远离气膜孔处出现未冷却区域,这可能与吹风比、横槽倾角、槽宽等参数有关。研究结果为射流冷却的流动与换热特性研究提供了参考依据。     

椭圆孔及偏转角对凹槽叶顶气膜冷却流动换热特性的影响

为进一步提高叶顶气膜冷却效率,降低叶顶泄漏流量,采用CFX软件数值求解三维RANS方程及标准k-ω湍流模型,研究了应用椭圆冷却孔及径向偏转角后的动叶凹槽叶顶流动与换热特性。以GE-E3第一级动叶为研究对象,将叶片中弧线切线作为椭圆长轴开孔方向,偏转角分为向压力面侧的正向倾斜以及向吸力面侧的反向倾斜,共分析了8种结构在3种吹风比下的数值模拟结果。研究结果表明:无偏角椭圆孔在低吹风比下获得的平均气膜冷却效率比圆孔高1倍以上,高吹风比下椭圆孔冷却效果受限于出流区域收缩有所衰退,正偏角椭圆孔在全吹风比下冷却效果均优于无偏角圆孔;正偏角结构局部冷却效果较好,但集中冷却在压力面侧区域,负偏角在中高吹风比下有效扩大了冷却范围,但在低吹风比下的冷却效果较差;正偏角出流指向泄漏流入口,增强了气膜冷却阻塞作用,减小了泄漏流量,泄漏流相对减少率最高达到了11.4%;负偏角由于大幅度的流动偏转,制造了凹槽内涡流,引入了一部分叶顶外主流,在大偏角结构下的泄漏流相对增长了16.6%。     

吹风比对平板气膜冷却效率影响的数值模拟

 为了揭示吹风比M对气膜冷却效果的影响规律,在M=0.5,1.0,1.5,2.0工况下对平板气膜冷却圆柱孔模型和扩散孔模型进行了流动和传热的数值模拟对比研究。计算时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SIMPLEC算法,湍流模型选取可实现k-ε着模型,壁面函数采用增强壁面函数,分析比较了壁面温度分布、速度矢量和气膜冷却效率。结果表明,随吹风比增大,射流容易脱离壁面。在孔口附近区域,对圆孔而言吹风比对冷却效率的影响不明显,而对扩散孔冷却效率随吹风比增加而提高。在射流向下游发展过程中,就扩散孔而言较大的吹风比使得射流沿流向的覆盖区域增大;就圆孔而言较大的吹风比射流出现了回流,近下游位置处的冷却效率提高而远下游处的冷却效率降低。由此可见,针对不同的孔型,冷却效率随吹风比的变化规律不尽相同,圆孔的冷却效率不随吹风比单调变化,扩散孔的冷却效率随吹风比的增加而提高。     

扇形气膜孔几何参数对气膜冷却效率的影响

气膜冷却技术广泛应用于航空发动机火焰筒、涡轮叶片等热端部件的冷却。与常规圆柱形气膜孔相比,扇形气膜孔冷却效率更高。为更全面地掌握在典型大涵道比商用航空发动机燃烧室火焰筒工作环境下扇形气膜孔气膜冷却效率随几何参数和吹风比的变化规律,采用数值模拟方法研究了扇形气膜孔的流动和换热,分析并讨论了气膜孔板厚度、气膜孔出口宽度、气膜孔入口圆柱段长度、气膜孔倾斜角以及吹风比对扇形气膜孔下游流场和热侧面气膜冷却效率分布的影响。结果表明：在小吹风比条件下,几何参数的变化对冷却效率影响很小;而当吹风比较大时,冷却效率随几何参数的变化规律可能受其他几何参数的交叉影响;几何参数的变化将诱发不同的卵形涡结构,从而对气膜孔下游的冷却效率分布造成较大的影响。     

Film cooling with using the decomposition of an NH3 cooling stream as a chemical heat sink

The inlet temperatures of gas turbines are generally increasing over time,so conventional cooling methods are likely to approach their useful limits.It is therefore essential to investigate novel cooling methods.Based on the theory of heat transfer enhancement,a novel film cooling method for gas turbine blades using a chemical heat sink is proposed.In this method,the endothermic reaction of an NH 3 cooling stream heated by the main gas stream takes place,reducing the convective heat transfer between the mainstream and the blades.Therefore,film cooling effectiveness is improved.To test the feasibility of the proposed method,numerical simulations were conducted,using the classical flat plate with a 30 degree angled cylindrical hole(diameter,D).Film cooling effectiveness at different blowing ratios(M = 0.5,1.0,and 1.5) were computed and compared with the results of conventional cooling methods.The simulation results show that the proposed method can enhance film cooling effectiveness not only in the stream-wise direction,but also in the span-wise direction.The span-averaged film effectiveness is improved in the presence of a chemical heat sink,with the value of X/D(the ratio of downstream distance from the center of the film hole to the diameter of the film hole) increasing downstream of the film hole.The novel film cooling approach showed the best performance at M = 0.5.     

等离子体气动激励改善气膜冷却效率的数值研究

为了获得等离子体气动激励改善气膜冷却效率的机理及影响规律,采用数值模拟方法研究了等离子体气动激励电极相对位置x/L分别为0.3、0.4和0.5时不同吹风比下的流动过程和冷却效率的分布情况,并通过与常规气膜孔冷却结构形式进行的对比,以揭示等离子体气动激励改善气膜冷却效率的作用机理。研究表明:等离子体气动激励产生的等离子体流能诱导冷却气流偏转,使冷却气流更好地贴覆壁面,改善了气膜冷却效率;等离子体气动激励电极位置离气膜孔出口距离越近,等离子体流诱导改善气膜冷却效率的作用越好,并且随着吹风比的减小,其作用效果越明显。     

缝槽入口形状对气膜冷却性能的影响

通过对直缝槽、渐缩型和渐扩型缝槽的气膜冷却进行数值计算分析,获得了缝槽入口形状对气膜冷却性能的影响.首先采用基于k-ω的剪应力输运湍流模型（SST）和雷诺应力输运模型（RSTM）对缝槽气膜冷却进行了计算,并与文献数据进行了比较,验证了在相同网格质量条件下SST湍流模型能更准确地模拟缝槽气膜冷却中的流动和传热特征.在此基础上,对具有45°喷射角和具有相同缝槽出口截面积的直缝槽、渐缩型和渐扩型缝槽在不同吹风比条件下的气膜冷却效率进行了比较.数值计算结果表明,缝槽的入口几何形状对气膜冷却性能有重要影响,直缝槽的气膜冷却性能优于渐缩缝槽和渐扩缝槽;根据吹风比M=4时二次流出口附近的温度场、流线图和湍流动能分布,探讨了渐缩缝槽和渐扩缝槽冷却效率降低的原因.最后给出了M=4时缝槽出口附近的静压扰动,从机理上阐述了二次流出口后部涡形成的原因.     

入射角度对气膜冷却效果影响的数值研究

采用RNGk-ε湍流模型对相同倾斜入射角不同扇形扩展角的气膜冷却单孔射流流场下游的流动和传热特性进行了详细的数值模拟,对相同吹风比下的冷却效率进行了比较分析。     

高压涡轮叶尖压力侧开槽对气动换热特性的影响

带凹槽涡轮叶尖相比平叶尖会有更低的气动损失,然而在腔底的前半部分区域存在着高换热系数区。为了解决这一问题,通过研究凹槽叶尖压力侧设计槽结构对涡轮气热性能的影响,结合实验和数值模拟结果,结果表明具有压力侧槽结构的凹槽叶尖相比于没有槽结构的凹槽叶尖,高换热区面积减小,气动效率提升。同时,研究不同大小的槽对气热性能影响,结果表明通过槽进入腔内的气流量会大幅影响叶顶间隙和腔内的流场,叶尖区域换热及气动性能随着槽的大小的改变而不同。     

质量流量比对全气膜冷却叶片冷却特性影响的实验研究

采用瞬态液晶技术获得了全气膜冷却涡轮导向叶片全表面的高分辨率气膜冷却效率分布云图。实验在放大模型中完成,叶栅构成为三叶片两通道,叶栅进口雷诺数是1.0?05。叶片前缘有8排扩张型孔,压力面有21排轴向角孔,吸力面有24排轴向角孔。气膜孔排由２个供气腔供气,前腔二次流与主流的质量流量比为4.56%,后腔为4.67%。结果表明：受叶栅通道涡作用,气膜出流在吸力面呈聚敛状,在压力面则呈发散状。在三种质量流量比情况下,叶片平均冷却效率分布大体一致。随质量流量比的提升,叶片平均冷却效率提高,叶片前缘区域,气膜冷却效率提升更加明显。     

全气膜冷却叶片表面换热系数和冷却效率研究

为了研究全气膜冷却涡轮导叶叶片的换热特性,采用瞬态液晶技术获得了叶片全表面的高分辨率换热系数和冷却效率.实验在三叶片两通道放大模型中完成,叶栅进口雷诺数是1.0×105. 叶片前缘有8排复合角孔,压力面有21排轴向角孔,吸力面有24排轴向角孔.气膜孔排由2个供气腔供气,前腔二次流与主流的质量流量比为4.56％,后腔为4.67％.结果表明:受叶栅通道涡作用,气膜出流在吸力面呈聚敛状,在压力面则呈发散状.气膜出流受气膜孔角度影响,气膜孔下游的换热系数和冷却效率都较高.叶片前缘受到冲击,换热强,冷却效率低;叶片吸力面冷却效率维持在0.4左右,压力面维持在0.35左右.该全气膜冷却叶片气膜覆盖效果较好,冷却效率和换热系数分布均匀,是一种较好的冷却结构.     

Local heat transfer measurements on a rotating flat blade model with a single film hole

An experimental study was performed to measure the heat transfer coefficient distributions on a flat blade model under rotating oper-ating conditions.A steady-state thermochromic liquid crystal technique was employed to measure the surface temperature,and all the signals from the rotating reference frame were collected by the telemetering instrument via a wireless connection.Both air and CO2 were used as coolant. Results show that the rotational effect has a significant influence on the heat transfer coefficient distributions.The pro-files of hg/ho,which is the ratio of heat transfer coefficient with film cooling to that without film cooling,deflect towards the high-radius locations on both the pressure surface and suction surface as the rotation number(Rt)increases,and the deflective tendency is more evident on the suction surface.The variations in mainstream Reynolds number(ReD)and blowing ratio(M)present different distribu-tions of hg/ho on the pressure and suction surfaces,respectively.Furthermore,the coolant used for CO2 injection is prone to result in lower heat transfer coefficients.