尾迹影响下有复合角扇形孔涡轮叶片表面的气膜冷却效率实验研究

为研究尾迹影响下带有复合角扇形孔的涡轮叶片的气膜冷却效率变化规律,利用压敏漆技术获得了不同质量流量比、不同尾迹斯特劳哈尔数(0、0.12、0.36)下的涡轮叶片表面气膜冷却效率分布。研究结果表明:气膜孔复合角有利于射流的横向扩散,孔下游射流的覆盖面积较大;在无尾迹条件下,质量流量比的增加使得带有复合角气膜孔的涡轮叶片前缘与压力面大部分区域的气膜冷却效率提高,使得吸力面气膜冷却效率下降,吸力面靠近叶顶的低气膜冷却效率区域面积变小;在尾迹条件下,质量流量比的增加使得前缘、压力面以及吸力面靠近尾缘区域的气膜冷却效率提高,使得吸力面其他区域的气膜冷却效率降低;尾迹会使叶片表面气膜冷却效率显著降低,在尾迹斯特劳哈尔数为0.36的条件下,小质量流量比时叶片表面气膜冷却效率的平均降幅为35%,大质量流量比时平均降幅为26%,气膜冷却效率的下降幅度减小。     

冲击孔位置对涡轮叶片冲击/气膜复合冷却特性影响的实验研究

为研究冲击孔位置对空冷涡轮叶片冲击/气膜复合冷却特性的影响,选择4种具有不同冷却结构的涡轮叶片开展了综合换热实验。实验叶片由低导热系数的树脂材料制成,分别为仅有气膜冷却结构的叶片0、具有正向冲击孔的叶片1、具有偏置冲击孔的叶片2以及具有交错偏置冲击孔的叶片3。使用红外热像仪拍摄得到实验叶片表面温度分布。实验结果表明,涡轮叶片综合换热特性由内部冷却和外部冷却共同决定。在吹风比较大时,射流冲击强化了冷却剂和叶片内壁面之间的换热,导致具有冲击冷却结构的叶片1、2、3相对于叶片0综合冷却效率提升了3.1%～6.7%。其中,因为冲击孔偏置,叶片2和3的冲击强化换热区域相对独立于叶片表面气膜覆盖区域,所以叶片2和3的综合冷却效率分布更为均匀,且大于叶片1。叶片0仅有气膜冷却结构,紧邻气膜孔出流位置冷却剂动能较大,在气膜孔出口下游冷却剂再贴壁形成热防护,使得距离气膜孔较远的区域冷却效率升高。在吹风比较小时：仅有正向冲击的叶片1相对于叶片0的综合冷却效率有所提高;由于偏置冲击消耗了更多了冷却剂动能,叶片2和3的综合冷却效率相对于叶片0明显降低,当吹风比为0.2时,二者分别下降了6.7%和11.6%。     

涡轮叶片厚壁带肋通道冷却性能的实验研究

基于10种不同结构空气冷却厚壁带肋通道的实验数据,分析了宽高比(0.25～4)、肋角(30°～90°)和雷诺数(10 000～60 000)对带肋通道流动及传热性能的综合影响,拟合得到了通道摩擦系数和壁面平均努塞尔数关于宽高比、肋角和进口雷诺数的经验关联式。结果表明:厚壁带肋通道摩擦系数随着宽高比和肋角的增大均大致呈现出升高的变化趋势;平均努塞尔数和综合热力系数随肋角的增大均表现为先增大后减小的分布趋势,随宽高比的增大表现为先增大后减小、再增大再减小的分布趋势。不同雷诺数时,壁面平均努塞尔数的最大值都大致出现在宽高比为1.75～2.75、肋角为55°～65°之间;最高的综合热力系数出现在宽高比约为0.75和2、肋角约为60°时。平均努塞尔数关联式的平均拟合偏差为6.96%,摩擦系数关联式的平均拟合偏差为12.75%。本文研究结果可为未来重型燃机叶片冷却结构设计提供参考。     

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。     

高温热管用于涡轮叶片冷却可行性分析

本文主要从理论分析和计算的角度讨论了将高温热管应用于涡轮叶片冷却的可行性。首先介绍了热管工作原理和特点。其次,设定涡轮叶片的工作环境,对叶片表面进行热力计算,得出其冷却需求。最后,分析高温热管完成涡轮叶片冷却的可行性。     

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。     

透平叶片双工质冷却特性的实验研究

针对双工质冷却叶片存在尾缘温度较高的问题,提出了一种带尾缘射流孔的双工质冷却叶片.在建立的3叶片叶栅热风洞实验平台上,实验研究了冷却介质进口参数对实验叶片表面温度和冷却效率分布的影响.结果表明:双工质综合冷却下,叶片尾缘温度大幅度下降,叶片表面温度分布较均匀;当冷却介质与主流燃气的温比Tc/Tg=0.65、压比Pc/Pg=1.3、流量比Mc/Mg=0.034时,叶片尾缘和前缘区域冷却效率分别约为50％和55％,中弦区域的冷却效率高达67％;与冷却介质进口参数相比,冷却方式和冷却结构对提高叶片冷却效率更有效.     

航空发动机涡轮叶片尾缘楔形通道交错肋冷却实验

为研究涡轮叶片尾缘部分楔形通道交错肋流动传热性能,对其进行实验研究.实验应用瞬态液晶测试技术,对比研究了交错肋上、下主表面的局部传热特性,同时用压力扫描阀测得不同雷诺数下的通道压力损失.研究结果表明：尾缘段转折流动配置下,楔形通道交错肋上、下主表面传热差异显著,下主表面平均努塞尔数比上主表面平均高30%以上,尾缘楔形通道内交错肋结构主表面平均换热系数高出针肋结构约46%;交错肋上、下通道之间的交界面处存在强烈的质量交换作用,上、下主表面间断性的高换热区与上、下通道交界面呈现对应关系;随入口雷诺数的增加,通道压降快速增大.楔形通道交错肋压降是针肋的5～7倍,但其换热面积高出针肋107.4%,仍比针肋冷却增加约66%的综合换热性能.     

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...     

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。     

燃气透平叶片尾缘开缝结构冷却性能的数值研究

采用包含流体域和固体域的耦合传热数值求解方法,研究了压力侧开缝结构对典型燃气透平叶片尾缘冷却性能的影响,并利用已有的实验数据考核了数值方法的有效性和精度。通过计算获得了不同冷气量、开缝唇厚条件下尾缘部位的冷却性能。结果表明:在所考核的3种涡黏湍流模型中,标准k-ω湍流模型可以较好地模拟叶片尾缘的冷却性能;采用流固耦合传热计算方法可以较好地模拟尾缘开缝出口区域冷却气体的温度分布;增大吹风比可以有效加强内部冷却通道内的对流换热,并增大尾缘开缝出口区域的气膜冷却系数;开缝的高度固定时,唇厚越大,狭缝出口台阶处形成的旋涡尺度增大,减轻了主流流体对狭缝出口壁面的直接冲击,导致狭缝出口区域的总体冷却效果稍微提高,但整体流动损失增大。     

基于概率分布的涡轮叶片冷却效果试验数据处理方法研究

应用基于概率分布的统计分析方法对涡轮叶片冷却效果试验的试验数据进行了进一步的精细处理,以便通过参数估计与统计推断得到更加准确的试验数据结论。绘制了上述间接测量值单个状态水平下的正态概率图、箱型图及概率密度分布图加高斯拟合曲线,对各测量数据值对正态分布的符合程度进行了定量分析,指出了离群值及置信区间。根据数据处理结果分析了影响数据概率分布好坏与否的关键因素,对该类试验具有较强的参考价值与实用价值,补充完善了相关试验领域的空白。     

燃气透平叶片树状分形内冷微通道的换热特性实验研究

针对燃气透平叶片内部对流冷却特点,基于能量输运原理和分形几何理论生成了适用于叶片内部流体输运的分形网络,并设计了4级T型树状分形分叉微通道内冷结构。在建立的透平叶片内冷微通道对流冷却实验平台上,研究了通道进口雷诺数和加热功率对空气的努塞尔数、摩擦系数和强化换热因子的影响。结果表明:当雷诺数从194增大到19 400时,空气的平均努塞尔数增大148.5%,摩擦系数从0.78减小到0.009,最大强化换热因子在通道进口雷诺数为17 300时获得;加热功率从10 W增大到110 W时,平均努塞尔数降低35.9%,而摩擦系数几乎不变,加热功率为10 W时具有最佳的强化换热特性;分叉结构耦合共轭传热效应显著提高了第2、第3级微通道的当地努塞尔数;相比于前3级通道,末级通道的换热性能受雷诺数和加热功率的影响更为突出。     

燃气轮机叶片前缘旋流冷却的热流固耦合数值研究

为了探究旋流冷却的热流固特性,建立了旋流冷却热流固耦合模型和纯流体模型,在相同边界条件下对两种模型的旋流冷却性能进行了对比研究,同时分析了热流固耦合模型温度场与结构场的分布特性。研究结果表明:固体壁面导热对冷气的流动影响较小,但对流体区域的换热会产生一定影响,热流固耦合模型下靶面的换热强度分布更为均匀,沿冷气流动方向高低换热区域的换热强度差异逐渐减小,各喷嘴进口对应高换热区域的换热强度沿流动方向逐渐增大,热流固耦合模型下靶面的平均换热强度比纯流体模型减小了5.05%;固壁导热对靶面温度有着显著影响,热流固耦合模型靶面温度分布比纯流体模型更为均匀;热流固耦合模型固体区域的整体温度沿着冷气流动方向逐渐升高,整体应力则沿冷气流动方向先增大后减小,靠近叶根和叶顶的区域出现应力集中;整体应变的变化趋势与整体应力变化趋势类似,但在固体传热面上,中部区域出现低应变区域。     

实际叶片前缘冲击冷却流动和换热的数值研究

应用数值方法研究了射流孔径对燃汽轮机透平叶片前缘内部冲击冷却流动和换热的影响,并采用商用计算流体力学软件CFX11.0求解稳态可压时均N-S方程,且SST κ-ω湍流模型的总体求解精度为二阶.以某典型燃汽轮机透平叶片前缘中截面拉伸的曲面为研究对象,同时考虑了相同射流量下的4种不同射流孔径的影响,经研究表明:在计算条件下...     

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。     

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。     

空心静叶汽膜孔排吹扫除湿的数值研究

为了降低蒸汽轮机末级叶片表面的蒸汽凝结和水滴沉积、抑制水膜形成,通过借鉴燃气轮机气膜冷却思想提出在汽轮机空心静叶表面设置离散的汽膜孔排进行吹扫除湿,使用ANSYS-CFX软件求解了三维定常黏性雷诺时均N-S方程,采用k-ω湍流模型及壁面函数法数值研究了孔排吹扫除湿性能及其对叶栅主流场的影响。结果表明:当吹汽比小于1.0%时,静叶表面能够形成良好的热汽膜层,叶片表面湿度降低明显且对主流影响较小;随着吹汽比的增大和吹扫温度的提高,叶栅出口的平均湿度降低,主流的流动效率急剧降低。综合考虑叶片表面湿度和主流的流动效率,在所提除湿结构和0.5%~1.0%吹汽比下除湿效果最好。该结果为开发汽轮机新型高效的除湿方式提供了有益的探索。