叶片前缘气膜冷却离散孔下游流动特性的试验研究

以燃气轮机叶片为研究对象,设置主流风速为10 m/s,采用热膜风速仪作为测量工具,对气膜冷却叶片压力面和吸力面下游指定位置的二维速度进行了测量.结果表明:当射流比增大时,压力面和吸力面主射流掺混中心上移,在叶片型面曲率梯度较大处会出现回流现象,混合流体贴壁性变差.吸力面速度u梯度明显增加,吸力面流体贴壁性好于压力面.随着χ/d的增加,压力面一侧速度u逐渐变得不规则,在叶片曲率较大处的近壁区出现了明显的二次流,吹风比对吸力面一侧速度v的影响比对压力面一侧的影响小.     

燃气透平叶片前缘气膜冷却效率的试验研究

为了研究燃气透平叶片前缘气膜冷却的传热特性,建立了叶片可视化测试试验台,对叶片前缘区域的冷却效率进行了试验研究,分析了不同吹风比、不同主流雷诺数对叶片前缘区域冷却效率的影响.结果表明：气膜孔附近的冷却效率随吹风比的增大而提高,气膜孔下游的冷却效率随吹风比的增大而降低;冷却效率最高的区域在吸力面上,最低的气膜冷却效率在压力面上产生;低吹风比时主流雷诺数对叶片冷却效率的影响较小;但在高吹风比时,主流雷诺数对叶片前缘气膜孔附近的冷却效率影响较大.     

气膜孔堵塞对叶片吸力面气膜冷却的影响

为阐明热障涂层工艺造成的气膜孔堵塞对气膜冷却的影响机理,采用数值模拟方法研究了叶片吸力面在气膜孔堵塞比为0.2、0.5和0.8,吹风比为0.5、1.0、1.5和2.0时的气膜冷却效率变化.结果表明:堵塞比越大,气膜冷却效率下降幅度越明显,孔下游气膜覆盖面积越小;相比无堵塞情况,堵塞比为0.8时展向平均气膜冷却效率退化为...     

带前缘对吹孔涡轮导向叶片气膜冷却特性实验

为获得涡轮导向叶片气膜冷却特性,在叶栅风洞中运用红外热成像技术进行了带前缘对吹孔涡轮导向叶片的气膜冷却特性实验。叶片前缘布置5排复合角气膜孔形成对吹孔结构,其特点是叶片高度方向的上下两部分气膜孔径向角都偏向中截面。吸力面和压力面分别布置5排和16排圆形孔。测试的叶栅入口雷诺数为1.2×105,2.4×105和3.6×105,吹风比为1.0,1.5和2.0。实验结果表明：从前缘对吹孔出流的冷气向吸力面和压力面中截面聚集,导致中截面区域气膜覆盖效果增强;吹风比为1.0时,前缘和压力面中截面换热系数低;随吹风比增加中截面换热增强,压力面和吸力面高换热区域沿流向变长;雷诺数为1.2×105时,压力面气膜覆盖呈发散状;雷诺数为2.4×105和3.6×105时,压力面气膜覆盖宽度沿流向先变窄后变宽。     

NASA C3X叶片前缘气膜冷却的数值模拟

对NASA C3X叶片前缘部分建立了合理简化模型,在此基础上数值研究了流动参数和气膜孔斜角角度对前缘气膜绝热冷却效率的影响。结果表明:①在吹风比为0. 5～2. 5,不同吹风比下,以小吹风比的冷却效率较高,吹风比为0. 75时效率最高;主流雷诺数为100 000和200 000时,大雷诺数比小雷诺数下的冷却效率高;主、射流温度比不同时,冷却效率随温度比增大而增大;主流湍流度对冷却效率影响较小。②取射流孔斜角分别为30°、45°和60°,随着射流角度增加冷却效率降低。     

AGTB叶型前缘气膜冷却效果的数值模拟研究

以AGTB叶型为对象,对文献中获取换热系数的两种计算方法进行了对比研究,结果表明维持主流和射流温度一致的等温法不能很好地反映气膜冷却流动中的传热现象,而主流和射流有温差的非等温法使得传热现象和流动现象都得到了很好的反映,且更接近实际物理问题.而后以实际发动机中的AGTB叶型为研究对象,将开槽气膜冷却孔结构应用于该叶片,...     

透平叶片表面单排孔气膜冷却效率试验研究

采用稳态红外法试验测量了透平叶片压力面和吸力面气膜孔后冷却效率的分布,分析了吹风比对叶片表面不同位置处单排孔后气膜冷却效率的影响规律,结果发现:吸力面孔排1下游气膜冷却效率随吹风比的增加而降低;孔排2出口附近气膜冷却效率随吹风比的增加先增加后减小,远离孔下游区域的气膜冷却效率随吹风比的增加而增加。压力面孔排1出口附近气膜冷却效率随吹风比的增加而减小,远离孔下游区域的气膜冷却效率随吹风比的增加而增加;孔排2下游气膜冷却效率随吹风比的增加而增加。研究成果可为燃气轮机透平叶片气膜冷却结构设计和冷却空气流量的选取提供参考。     

叶片不同孔排位置异形孔气膜冷却改进对比试验研究

为了探究多种异形孔在叶片上不同位置对气膜冷却改进效果的影响,通过红外测温技术对圆柱孔、水滴孔、圆锥孔和燕尾孔的气膜冷却效率进行了试验研究。结果表明：与圆柱孔相比较,位于压力面尾缘处的水滴孔增加了气膜覆盖长度,减小了气膜冷却效率沿着流向的衰减,3种吹风比(1.0,1.5和2.0)下气膜冷却效率增幅为45%～78%;位于压力面前缘处的圆锥孔增加了气膜在展向的覆盖宽度,对气膜覆盖长度的改善并不理想,吹风比越大气膜冷却效率提升越大,3种吹风比下气膜冷却效率增幅为37.9%～96.4%;位于吸力面鳃区的燕尾孔对气膜冷却效率的改进效果最明显,吹风比增大气膜的覆盖长度增加,3种吹风比下气膜冷却效率增幅为102.2%～302.2%。     

气膜孔几何结构对涡轮叶片气膜冷却影响的研究进展

综述了近年来涡轮叶片气膜孔几何结构对气膜冷却特性影响的研究成果,介绍了影响气膜冷却效果的因素.总结了气膜孔结构对叶片前缘、叶片端壁以及对平板气膜冷却影响的研究现状.阐述了气膜孔结构对气膜冷却传热特性的影响.最后指出进一步优化气膜孔结构,综合考虑气膜孔尺寸、长度、间隔、形状以及相对透平叶片取向对气膜冷却的影响和新型气膜孔的研究.将是今后工作的重点.     

利用新型孔改善气膜冷却效果的数值研究

在不同吹风比下,对新型缩放槽缝孔和新型月牙孔气膜冷却结构的流动过程和气膜冷却效率进行了数值研究,并与常规圆柱孔进行了对比,以揭示新型孔改善气膜冷却效果的机理.在所研究吹风比的范围内,两种新型孔的冷却效果都好于圆柱孔,且其冷却效率曲线上移的幅度与吹风比成正比关系.高吹风比时,缩放槽缝孔在气膜孔下游中心线x方向上的冷却效率...     

凹坑深度对透平叶片前缘换热的影响

涡轮叶片前缘由于受到燃气的冲击,热负荷较高,其冷却和换热情况极大的影响了燃机的性能,因此是涡轮叶片上最关键的传热区,在对涡轮进行传热设计和计算时必须对该区域予以考虑。设计冲击靶面,对凹坑结构进行冲击,建立模型,通过数值计算分析其冷却效果。通过对凹坑的温度场进行对比分析,给出凹坑深度的变化对冲击靶面换热的影响。对于带凹坑结构,通过凹坑深度分析叶片前缘换热效果,当凹坑深度不太大时,凹坑深度的增加会增强冲击靶面的换热;当凹坑深度增加得较大时,则会明显降低冲击靶面的换热。     

叶片前缘开缝对离心风机气动及噪声的影响研究

将前缘缝翼思想运用到离心风机中,研究了叶片前缘开缝设计参数对离心风机内部流场及其声辐射的影响规律。研究表明:叶片前缘开缝使气流通过狭缝得到加速,抑制后叶片吸力面边界层分离;同时,开缝设计使叶轮内部压力脉动明显减弱,降低离心风机气动噪声源强度,存在最佳开缝参数组合使离心风机流动与降噪效果达到最佳;设计工况下,当开缝位置L/C=0.30,前叶偏转角θ=4°,且前、后叶片最大相对厚度相等时,离心风机全压提高7%,效率提高2%,其远场噪声各测点总声压级平均下降3.5 dB。     

Influence of Trenched Shaped Holes on Turbine Blade Leading Edge Film Cooling

Computational results are presented for a row of coolant injection holes on each side of a high-pressure turbine blade near the leading edge. Seven hole configurations have been used to show the effect of various diffusion shaped holes and their trenching on film cooling effectiveness: (1) cylindrical film hole; (2) forward diffused film hole; (3) trenched forward diffused film hole; (4) conically flared film hole; (5) trenched conically flared film hole; (6) laterally diffused film hole; and (7) trenched laterally diffused film hole. Computational solutions of the steady, Reynolds-averaged Navier–Stokes equations are obtained using a finite-volume method. Results show that the main effect of trenching is the reduction of jet lifting off from the blade surface and so the prevention of sudden lowering of cooling effectiveness after the injection location. Moreover, hole trenching has more effect on film cooling flow on the suction side than on the pressure side. Also, the trenched laterally diffused shaped hole has the highest laterally averaged effectiveness on both the suction side and the pressure side of the blade.     

分流叶片前缘掠 对跨音速离心压气机气动性能的影响

对不同分流叶片前缘掠角(-20°~20°)的跨音速离心压气机流场进行了数值模拟研究,结果表明:分流叶片掠几乎不改变压气机的堵塞流量,前掠有扩展压气机工作范围、增加失速裕度的趋势,同时使性能提高,分流叶片前掠10°性能最佳,在最高效率点效率提高0.77%,压比提升0.91%;与原压气机相比,后掠性能有所下降。分流叶片掠对主叶片的影响集中在其叶片中部,对前端低能流体的径向迁移改善效果不明显;前掠使主叶片中部压差减小,减弱了通道中横向的压力梯度,减小间隙泄漏损失,后掠使泄漏损失增加;分流叶片掠对主叶片吸力面的斜激波影响甚微,对通道中部及其两侧的低能流体作用较明显,前掠抑制了压力面侧低能流团的发展,更好地改善了通道中部的分离流动,后掠使低能流团向分流叶片前积聚,流动损失增加。     

非设计工况下涡轮叶栅前缘壁角的作用

透平叶栅端区二次流具有复杂的涡系结构。Langston实验描述了两支马蹄涡和通道涡的演变和发展过程。基于Langston叶型构造出有效的前缘壁角,建立涡轮叶栅带有前缘壁角的端壁流动计算模型,分析前缘壁角对端壁流动与传热特性的影响,并评估其在非设计条件下的适应性。结果表明:在一定的非设计工况范围内,前缘壁角削弱了前缘马蹄涡和通道涡的强度,降低了流道内部的气动损失,增加了近端壁的流动损失。有效的前缘壁角使前缘附近端壁换热水平减弱,流道端壁换热整体减弱,端壁高换热区沿流向下移,尾缘附近换热有所增加。在一定的非设计工况范围内,前缘壁角都是有效的。     

不同安装角下透平静叶气膜冷却流动特性的试验研究

在直流式低速风洞试验室内,采用粒子图像测速技术（PIV）对带6排气膜冷却孔的透平静叶在不同吹风比M和不同叶片安装角口下的流场结构进行了测量,并对流场速度和湍动能进行了分析．结果表明：吸力面的速度梯度明显大于压力面,并且随着叶片安装角的减小和吹风比的增大,速度梯度逐渐变大;安装角对气膜的贴壁性有影响,当β=70°时,气膜的贴壁性最好,且吸力面的贴壁性强于压力面;湍动能的最大值位于冷气发生弯曲的上部,即主流与射流掺混的边界;随着安装角的减小,在压力面下游远场出现的湍动能集中区的脉动程度逐渐减弱,当β=70°时达到最小,随着安装角的再度减小,该湍动能集中区在吸力面下游出现并逐渐增大．