共查询到20条相似文献,搜索用时 78 毫秒
1.
涡轮叶片冷却数值模拟进展 总被引:3,自引:0,他引:3
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。 相似文献
2.
3.
气膜冷却是航空发动机叶片上采用的冷却方式之一,气膜孔结构对冷却效率影响非常显著。通过对不同形状孔射流气膜冷却回顾,指出了圆柱孔射流冷却的有害涡流动结构。论述了几何结构和气动参数对气膜冷却特性的影响,提出了一种高效气膜冷却孔结构——双出口气膜孔。利用商业软件对双出口射流的冷却效率进行了数值模拟。结果表明,双出口孔射流时,形成的涡结构有利于冷气贴附在壁面。最后给出了圆柱孔和双出口孔射流冷却效率对比结果,无论在平板上还是在叶片前缘,双出口孔射流冷却效率都明显高于圆柱孔射流冷却效率。 相似文献
4.
5.
6.
7.
8.
9.
10.
11.
采用流体网络法研究分析了某E3发动机高压涡轮动叶的冷却结构,通过合理简化,并选用合适的元件模型,构建了冷却流路的流体网络;对高压涡轮流场进行了三维数值计算,确定了叶片冷却流路流体网络计算所需的边界条件;根据实验关联式,确定损失、传热等相关系数,并根据冷却结构特点自定义了部分特性曲线。将流体网络计算结果与NASA文献中的数据进行了比较,表明本文方法能较好地预测各流路的流量、温度、压力等参数,能够用于叶片冷却结构的性能分析以及叶片冷却结构的初步设计。 相似文献
12.
针对涡轮叶片在以U型通道冷却时,会因回流区而产生局部高温的现象,分别在U型通道上增加渐斜隔板并倒角、通道头尾加渐斜隔板与倒角来改善其局部高温.以定表面温度的方式建立模型,采用计算流体力学方法模拟其传热效率的改善及冷却程度,计算结果表明以渐斜隔板并倒角的方式对局部高温改善的效果最好. 相似文献
13.
14.
15.
16.
17.
18.
为了给我国自主研发涡轮叶片提供理论基础,基于试验设计和响应面模型对某型叶片的冷却性能进行了数值研究。对某型涡轮叶片的设计参数进行了试验设计,数值研究了主流出口压力、主流进出口压比、冷气与主流温度比及流量比对叶片表面的无量纲温度分布的影响规律,并根据响应面模型拟合得到了叶片平均无量纲温度的经验公式。结果表明:根据试验设计和响应面模型拟合得到的叶片平均无量纲温度的经验公式有较高的精度;在设计参数范围内,涡轮叶片的平均无量纲温度随着主流出口压力(120~140 kPa)和冷气与主流温度比(0.6~0.7)的增大分别提高了0.57%和2.81%,随着主流进出口压比(1.3~1.5)和冷气与主流流量比(3~8)的增大分别降低了1.14%和3.68%。 相似文献
19.
采用存在源项的叶栅三维黏性流数值方法计算与分析了存在气膜射流的燃气侧的流动与换热特性,确定了吹气比、来流湍流度、气膜孔展向间距与展向射流角等因素对气膜有效度的影响,并分析了其机理. 相似文献
20.
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. 相似文献