旋转对复合角度气膜冷却叶片的数值模拟

采用Realizable k-ε紊流模型并结合SIMPLEC算法,对前缘复合角度α=30°、β=45°,α=90°、β=45°的动叶栅在不同旋转状速度下的气膜冷却效率进行计算。分析了不同转速、吹风比、叶片前缘射流角度对气膜冷却效率的影响。计算结果表明:旋转导致冷却射流向叶顶偏移,转速越高气膜冷却效率越低;高转速时叶盆区域有回流涡旋形成;高吹风比使得冷却射流在吸力面的贴壁性变差;比较两种前缘冷气喷射角度的计算结果可以看出,前缘冷却气流喷射角度较小时的气膜冷却效果较好。     

复合角度对称射流气膜冷却效率的数值研究

采用 realizable k-ε模型,通过数值模拟分析了各种孔排结构在不同吹风比下对气膜冷却效率的影响.结果表明:边界层等温线反映了上、下游射流孔所产生的射流之间的相互作用;当吹风比M=O.5时,由于射流紧贴壁面,各种孔排结构都有较好的冷却效果,随着吹风比的增大,射流逐渐脱离壁面;当顺排排列时,由于上游射流孔的作用,使得下游射流能很好地贴附壁面,在M=2.0时,冷却效果仍然较好;孔排 3 在M=0.5 时有较高的冷却效率;而对于孔排1,当M=1时,气膜在x/d=2区域以后有很好的保护作用.     

旋转对涡轮叶片气膜冷却影响的数值模拟

采用数值模拟的方法对旋转涡轮叶片表面的气膜冷却效率进行了研究,同时对涡轮静叶栅和动叶片在不同的旋转速度下分别进行计算,分析不同转速、吹风比和冷却气流喷射角度对气膜冷却的影响.计算结果表明,旋转使压力面气膜冷却效率降低,转速越高,气膜冷却效率越低;在吸力面冷却孔下游附近区域,叶片旋转对气膜冷却效率的影响不大,但叶片旋转使离冷却孔较远处的吸力面冷却效率升高.同时,在旋转状态下,靠近叶顶区域的叶片表面气膜冷却效率升高.     

带复合角度气膜孔的透平叶片冷却流场大涡模拟

采用大涡模型模拟了吹风比M=1.5时静止叶栅前缘射流孔为复合角度的流场结构,计算和分析了复合孔排叶片流场的三维流动结构及不同截面的涡量分布随时间的变化.结果表明:由于射流的存在,增加了流场的复杂性,流场中同时存在射流剪切层涡、马蹄形涡系、反向旋涡对和尾迹涡等4种涡系结构;叶片压力面和吸力面由于复合孔排的连续布置,冷却效果较好;射流的旋涡脱落呈周期性变化,第7排射流孔旋涡的脱落周期为0.04 s;在压力面侧,CVP的形成比吸力面早,涡的影响区域也相对较大.     

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。     

姊妹孔平板气膜冷却效率的数值模拟

利用Fluent软件对Navier-Stokes方程进行求解,采用Realizable k-ε模型研究了30°、45°和60°3种夹角姊妹孔射流对气膜冷却效率的影响,讨论了2个次孔夹角角度对流动温度场和姊妹孔平板冷却效率的影响.结果表明:姊妹孔主要是通过2个次孔产生的涡旋结构和主孔涡旋结构相互作用来提高冷却效率的,将被抬离的射流中心向横向方向拉拽,破坏反向对涡旋,将升力变为展向拉力,既提高了射流贴壁性又增大了展向覆盖面积;姊妹孔夹角为30°时,平板的气膜冷却效率最高.     

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。     

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。     

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。     

透平叶顶气膜冷却效果数值研究

采用三维数值模拟方法,研究了GE E3发动机第一级透平动叶叶顶间隙内的气膜流动与换热特性,评估了气膜吹风比M分别为0.5、1.0和1.5时,对叶顶换热系数以及冷却效率的影响.计算结果表明:叶顶气膜冷却空气改变了叶顶泄漏流动特性,随着吹风比的增加,叶顶间隙内的泄漏流动区域不断缩小,从而导致叶顶间隙泄漏量不断减小;随着气膜冷却吹风比的增大,叶顶平均换热系数逐步降低;在M=1时,冷却效果最佳.     

旋转气冷涡轮流场的数值模拟

应用数值计算的方法,对采用气膜冷却的涡轮叶片在静止和旋转状态下的流场进行数值模拟,研究涡轮叶片在静止和旋转状态下冷却射流和主流的掺混流场结构.结果表明:涡轮叶片压力面极限流线在静止和旋转两种工况下的区别比较明显.旋转使得马蹄涡的尺度有所加强.压力面和吸力面侧都存在明显的反向涡对结构;在吸力面,反向涡对的对称性比压力面的好;反向涡对随着下游距离的增大逐渐减弱,同时旋转使得掺混流场的轨迹有向叶片径向偏转的趋势.旋转工况下涡轮压力面侧反向涡对的衰减速度和程度变化明显,吸力面侧涡对的涡心位置更靠近叶片壁面,涡的影响区域也较小.     

气膜冷却平板通道的数值模拟

对无肋和带45°肋气膜冷却平板通道的三维对流换热与导热耦合传热问题进行了数值模拟。网格划分采用非结构化网格,湍流模型为SSTk-ω模型,近壁处采用壁面函数法,采用SIMPLEC算法求解速度和压力的耦合。计算获得了无肋和带45°肋气膜冷却平板的流场分布和平板内外表面的平均温度和平均换热系数。计算结果表明,带45°肋的气膜冷却平板表面平均温度较无肋气膜冷却平板表面平均温度低,而近气膜孔区域冷、热表面平均换热系数较无肋时高,而且肋的存在对增大冷空气出流比有利。     

涡轮叶片冷却数值模拟进展

本文概括总结了近年涡轮叶片冷却数值模拟的研究成果：对通道内部对流，总结了哥氏力和浮升力对Nu数和温度分布规律的影响；对于气膜冷却，总结了不同紊流模型情况下，叶片表面的Nu数分布以及各种紊流模型在模拟流动和换热方面的优劣；对于冲击冷却，总结了冲击各种表面情况下，滞止和平均Nu数分布规律和冷却效率对冲击距离设计的影响。了解了涡轮空冷叶片的数值模拟的现状，为今后空冷叶片的数值模拟提供一定的指导。     

涡轮端壁平均气膜冷却效率的正交模拟研究

在涡轮叶栅端壁21%、51%、81%轴向弦长处和距前缘9%轴向弦长端壁处布置4排圆柱形气膜冷却孔,运用CFD方法模拟吹风比、轴向倾角α和展向倾角β3个影响因素共同作用下的端壁平均气膜冷却效率,通过正交方案选出最优孔排布置方式.结果表明:吹风比对端壁平均气膜冷却效率的影响最大,展向倾角β影响次之,轴向倾角α影响最小;吹风比为2.0,轴向倾角α为30°,展向倾角β为45°(第1、第3排冷却孔与y轴负方向成45°,第2、第4排冷却孔与y轴正方向成45°)布置时,端壁表面平均气膜冷却效率最高,为3个因素影响下的最优方案.     

姊妹孔与单入双出孔平板气膜冷却效率的数值模拟

采用Fluent分离隐式求解器进行稳态计算,在吹风比为0.5、1.0、1.5和2.0的情况下,采用Realizable k-ε湍流模型对圆柱孔、单入双出孔和姊妹孔平板气膜冷却进行数值模拟,讨论不同孔形平板主流方向和平板横向的冷却效率以及流场变化.结果表明:主流方向在近孔区域姊妹孔冷却效率高于单入双出孔,且随着吹风比的增大优势更加明显,但是由于射流贴附壁面较早,射流与主流掺混引起动量损失,到远孔区域以后,姊妹孔冷却效率稍微下降,低于单入双出孔;姊妹孔平板横向近孔区域的气膜层分布较均匀,单入双出孔远孔区域由于主孔与次孔射流速度差引起气膜层偏移,导致平板一侧冷却效果好,另一侧冷却效果欠佳;吹风比较小时单入双出孔冷却效果较佳,大吹风比下姊妹孔优势明显.     

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.     

超微涡轮动叶栅叶顶间隙对流场影响的数值模拟

通过数值求解基于雷诺时均的三维定常粘性N-S方程,结合RNGk-ε湍流模型和非平衡壁面函数,对一种超微型向心涡轮动叶栅内的流动情况进行了数值模拟。揭示了具有极低展弦比动叶栅叶顶间隙对流场参数分布和气动损失的影响,为超微涡轮的设计和改进提供了理论依据。模拟结果表明,叶顶间隙的大小对通道内马赫数分布有重要影响,其中顶部间隙射流所引发的泄漏涡与主流的掺混是主流马赫数降低的重要原因;叶顶间隙的存在使得总压损失系数均匀化,即近壁区和主流区的总压损失都较高;动叶栅在叶展方向上的载荷分布均匀,弦向载荷主要由接近尾缘的弧段承担;模拟中还解析出三维的尾迹涡,这主要是动叶栅尾缘过厚所导致,应进行叶型改进。