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、...     

复合冷却涡轮导叶的气热耦合数值模拟

采用气热耦合方法对高压涡轮一级导叶带全气膜冷却、冲击冷却和尾缘劈缝冷却的复合冷却结构进行了数值模拟。分析了带复合冷却结构叶片的三维温度场,主要研究了主流燃气雷诺数、冷气与燃气的流量比和燃气与冷气的温比对叶片温度和冷却效果的影响。结果表明:随着流量比增大,叶片前缘壁面平均温度先增后减,压力面和吸力面温度均减小。叶片壁面各处平均温度随温比增大而降低,受雷诺数影响很小。叶片综合冷却效果随流量比增大而增大,受温比和雷诺数影响很小。     

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%。     

燃气轮机动叶气膜冷却效果评价方法的改进

为了更全面地对气膜冷却叶片的整体冷却效果进行评价,以气膜冷却效率评价指标为出发点,引入平均冷却效率和不均匀度系数2个新的评价指标,应用FLUENT软件对某型大功率燃气轮机第一级动叶在不同工况下进行了数值模拟计算,用新定义的评价指标对叶片冷却效果进行了分析。研究结果表明,冷却效率评价指标对单孔或放大的模型能够有效地表达气膜冷却效果的好坏,但其局限性是不能定量地反映气膜冷却效果的均匀性,从而使得气膜冷却效果整体评价不全面。通过平均气膜冷却效率值和不均匀系数值分布规律发现,同一吹风比条件下,随着孔间距的增大,冷气覆盖程度变差,平均气膜冷却效率值降低,且不均匀系数不断增大,叶片压力面冷气分布越不均匀;受孔排冷气的动量叠加效应影响,叶片后缘冷气覆盖程度好,冷却效率明显高于前缘;在相同孔间距条件下,随着吹风比的增大,叶片压力面平均气膜冷却效率增大,不均匀系数值不断减小,叶片压力面冷却气体分布越均匀。     

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。     

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。     

透平叶片前缘双排交错孔气膜冷却数值模拟

为了解前缘冷气喷射对透平叶片的气膜冷却特性,对圆柱形前缘双排交错孔气膜冷却进行了全三维N-S方程数值模拟,第一排孔射流角度分别为15°、20°和25°,第二排孔均为20°。计算域网格采用FNM(full non-matched)形式的多块结构化网格。研究了射流与主流的流动机理,分析了不同吹风比下不同孔排结构对壁面冷却效率的影响。计算结果表明:第一排射流角度的变化对前缘绝热效率分布的影响非常明显,壁面气膜冷却效率随吹风比的增大而升高。     

透平静叶前缘和压力面气膜冷却实验研究

采用压敏漆(PSP)实验技术测量某F级重型燃气轮机第一级透平静叶前缘和压力面的气膜冷却效率及叶片表面压力分布,初步检验静叶前缘和压力面的整体气膜冷却效果,探讨吹风比、密度比和供气方式等参数对前缘及压力面气膜冷却特性的影响。结果表明:前缘气膜孔采用交错布置,气膜冷却效率分布相对均匀,同时部分未被完全掺混的冷气在下游压力面产生气膜覆盖,随着吹风比增大,前缘冷却喷射在压力面的气膜覆盖范围增大且强度增强,由于受到叶栅通道涡的影响,气膜覆盖区域往下游向中间聚拢,形成气膜三角区;压力面逐排供气意在探讨各排孔在不同吹风比和密度比条件下的基本冷却特性,成型孔的布置使得冷却效率由吹风比主导,各排孔的气膜冷却效率随着吹风比增大而增大;相比于逐排供气,多排孔连供更接近于燃气轮机的真实运行环境,表征了各排孔相互干涉条件下的整体气膜冷却效率分布,多排联供使得冷气在下游逐渐形成累积,近尾缘区域之后表现得尤为明显,同时气膜冷却效率的累积特性基本符合"Shettle superposition"规律。     

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。     

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...     

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.     

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。     

垂直横向冷气流动下圆柱气膜孔冷却和流动特性分析

透平动叶通常采用垂直横向内冷通道与气膜冷却结合的冷却结构,因此,需要考虑垂直横向冷气流动对气膜冷却流动和冷却特性的影响.以垂直横流进气条件下的简化平板气膜冷却为研究对象,采用流体计算动力学方法,对不同吹风比下常用圆柱形气膜孔的冷却和流动特性进行分析.相比于冷气腔进气条件,垂直横流进气条件下的面积平均效率在低吹风比下较小...     

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。     

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%。     

周向角和直径比对切向双旋流冷却流动与传热特性的作用机理

考虑到当前对透平叶片前缘双旋流冷却结构的流动与传热机理认识不足,建立了合理的切向双旋流冷却结构模型,采用雷诺时均Navier-Stokes方程求解SSTk-ω湍流模型,数值分析了周向角为60°～120°、直径比为0.435～1.2时双旋流腔内的流动和传热特性。计算结果表明:与单旋流冷却相比,冷气在双旋流腔内形成相反涡对,在融合区出现冲击和再附现象,使综合换热性能更好。随着周向角增大,旋流腔壁面的努塞尔数先增大后减小,而摩擦系数呈现相反的变化趋势,评估得到周向角为90°时的综合换热因子最高,可以达到1.49;当直径比为0.6时,综合换热因子可达到1.52,当直径比小于0.6时,综合换热性能几乎不受直径比影响,而直径比大于0.6时,综合换热性能随直径比增大而减小,尤其在直径比大于1时急剧下降。     

连续收缩扩张气膜孔排冷却特性的数值模拟

为研究连续收缩扩张孔的冷却特性,在C3X静叶片上分别建立了连续收缩扩张气膜孔冷却模型、圆柱气膜孔冷却模型和展向扩张气膜孔冷却模型,连续收缩扩张气膜孔每排23个、孔间距为20mm,展向扩张孔每排19个、孔间距为24mm,圆柱孔每排19个、孔间距为24mm。同时,在叶片前部开设了一个U形冷却通道,尾部开设了一个直冷却通道,冷气通过这2个内部冷却通道进入气膜孔。利用ANSYS-ICEM商用软件对上述3种模型进行了结构化网格划分,采用ANSYSCFX商用软件和SST湍流模型进行了数值计算和分析比较,结果表明:连续收缩扩张孔的气膜冷却效率高于圆柱孔和展向扩张孔,在孔口附近和高吹风比下的优势最明显;连续收缩扩张孔使冷气射流在相邻两孔的交汇处形成了类似反肾形涡结构,该涡的强度不大,但具有良好的延续性和较大的冷气覆盖面积;复合冷却时冷气射流脱离壁面的现象更明显,孔口附近总冷却效率低于绝热冷却效率。在连续收缩扩张孔的实际应用中选择偏大的吹风比和更小的入射角可以提高气膜冷却效率。     

异侧多级旋流冷却结构对横流抑制及强化传热的影响

为进一步强化前缘旋流冷却，解决目前燃气透平叶片前缘多级旋流冷却结构相邻级之间流动折转带来的高压力损失问题，并提高叶片前缘传热均匀度，在已有研究基础上提出了一种新型的异侧多级旋流冷却结构。建立了原始同侧多级旋流冷却结构和新型异侧多级旋流冷却结构的模型，采用三维定常数值模拟分析方法，在保持靶面温度不变的条件下，对比分析了多个进口雷诺数条件下不同旋流冷却结构的流动与传热特性。仿真结果表明：冷却气体通过切向喷嘴射入旋流腔内部形成高速旋流，显著提高强化传热能力；对于单级旋流冷却，冷气的周向速度逐渐减小，轴向速度增大，横流逐渐形成，横流对下游射流产生冲击作用，削弱下游换热；多级旋流冷却结构对于旋流腔内部横流可起到横流抑制作用，周向平均努塞尔数有明显提高，但原始同侧多级旋流冷却结构相邻级之间的流动折转带来了很高的压力损失；异侧多级冷却结构在原有模型优点的基础上减少了22%的压力损失，改善了冷却气体分配的均匀度，实现了旋流冷却整体传热性能的进一步提升。     

隔板位置对透平级凹槽叶顶传热和冷却性能的影响

采用数值方法研究了燃气透平第1级动叶带3种双凹槽的叶顶传热与冷却性能,双凹槽叶顶的隔板位于凹槽25%、50%和75%弦长位置且垂直于弦长方向(叶顶结构分别称为rib25,rib50和rib75),并与常规凹槽叶顶的透平级内效率、叶顶传热系数、叶顶气膜冷却有效度进行了对比。结果表明,在无气膜冷却时,不论是常规凹槽叶顶还是双凹槽叶顶,在凹槽底部前缘均存在高传热系数区域;相比于常规凹槽叶顶,双凹槽叶顶可以提高透平级的总等熵效率,其中rib50的气动性能最好,总等熵效率可以提高0.43%,但叶顶平均传热系数增大13.7%;叶顶中弧线位置布置气膜冷却孔后,由于叶片的旋转作用和凹槽隔板的限制,使冷气在凹槽内积累,对凹槽底部形成良好的气膜冷却效果;相对于传统凹槽叶顶,3种双凹槽叶顶的气膜冷却效率显著提高,其中rib50的气膜冷却有效度最大并且气动性能最好,带rib50叶顶的透平级内等熵效率可以提高0.36%,叶顶平均传热系数减小14.4%,叶顶平均气膜冷却有效度提高31.8%。