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。     

尾迹对气膜冷却影响的三维非定常数值模拟

采用数值计算的方法，对带有前导静叶的涡轮动叶气膜冷却进行三维非定常数值计算，研究了静叶非定常尾迹对动叶气膜孔周围流场及绝热冷却效率的影响，同时比较了在吹风比M=0．8和M=1．5时动叶表面气膜冷却效果的变化。结果表明，静叶尾迹使动叶压力面和吸力面上冷却气流的流场发生改变，降低了叶片表面的气膜冷却效果。另外，吹风比从0．8增大到1．5时，静叶非定常尾迹对动叶气膜冷却效果的影响降低。     

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算法和有限元法对体积进行离散,研究了静止叶栅前缘射流孔在2种复合角度α=30°、β=45°和α=135°、β=45°,不同吹风比M=0.5、M=1.0、M=1.5,主流温度为T∞=293 K时的压力面和吸力面温度场,并分析了典型工况下的气膜冷却效率.结果表明:相同复合角度、不同吹风比的压力面和吸力面冷却效率曲线变化趋势一致;前缘复合角度射流对整个吸力面的冷却效率有较大影响,随着吹风比的增大,冷却效率提高;当前缘复合角度为α=30°、β=45°时,压力面冷却效率随着吹风比的增大而提高,而当前缘复合角度为α=135°、β=45°时,随着吹风比的增大,压力面的冷却效率降低.     

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。     

涡轮叶片前缘气膜冷却的数值研究

对前缘带有2排冷却孔的高压涡轮叶栅进行了气膜冷却数值计算,在吹风比分别为0、0.7、1.1、1.5的情况下得到了叶片型面的静压分布,并将计算结果与实验数据进行了对比研究.此外,还详细分析了冷却孔出口附近区域的流场特性.结果表明,吹风比对叶片型面的压力分布影响不大,只是在冷却孔附近有较为明显的变化.同时,由于冷气射流的注入,在冷却孔后出现了一对旋转方向相反的肾形涡,此时增大吹风比不会对旋涡产生明显的影响,但对旋涡下游流场的影响比较明显.     

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。     

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.     

尾迹对涡轮动叶气膜冷却影响的三维非定常数值模拟

采用数值计算的方法,对带有前导静叶的旋转涡轮动叶流场和气膜冷却效率进行了三维非定常数值模拟,研究了静叶非定常尾迹对涡轮动叶气膜孔周围流场及冷却效率的影响.结果表明,在不同的动、静叶相位,尾迹的存在改变了涡轮动叶入口来流的周向分布,对射流和主流的掺混流场产生了周期性的影响,使得压力面不同时刻的气膜冷却效率存在一定的波动,...     

气膜孔形状对涡轮叶片气膜冷却影响的研究进展

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。     

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。     

前加载和后加载叶片气动性能的数值研究

采用数值计算的方法对后加载和前加载叶片的气动性能进行了详细的分析,研究了无扭曲的叶片与弯曲叶片的压力系数分布以及负荷分布特性,分析了后加载和前加载叶栅内总压分布规律和总压损失沿叶高的变化情况.数值计算得到的后加载和前加载无扭曲的叶片中部压力系数分布与平面叶栅试验数据吻合良好,后加载弯曲叶片和前加载弯曲叶片的近叶顶、中部和近叶根处的压力系数分布与试验数据基本吻合.     

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.     

新型缩放槽缝孔气膜冷却效率的数值研究

基于控制容积法对三维定常不可压缩N-S方程进行离散,采用分区域非结构化网格及两层k-ε湍流模型,在吹风比M=0.6～1.5的情况下,对新型缩放槽缝形气膜孔进行了详细的平板气膜冷却数值汁算,得到了在喷孔射流下游处及叶高方向上的气膜冷却效率,并研究了其孔长与孔径比L/D对冷却效率的影响.计算结果表明:高吹风比对缩放槽缝孔沿中心线冷却效率的影响较为复杂;缩放槽缝形气膜孔下游的冷却效率并不随吹风比的变化而单调变化,而是在吹风比为1.0时存在最佳值;在孔口下游较远区域,两个相邻孔之间沿叶高方向的气膜覆盖性较好;缩放槽缝孔的冷却效率随着其孔长与孔径比L/D的增大而增大,当L/D>8时,增加的幅度趋缓.     

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.     

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.