气膜孔的位置对涡结构和气膜冷却效率的影响

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双叉排气膜孔交互作用对气膜冷却效率影响

双叉排气膜孔交互作用对气膜冷却效率影响
林泽钦;温涛;王宇清
【期刊名称】《热力发电》
【年(卷),期】2024(53)2
【摘要】采用高精度红外热像仪测量了平板气膜冷却效率,比较了双叉排孔和单排孔气膜冷却效率,分析了孔间的相互作用,以及吹风比(M=0.65、1.00、1.50)和密度比(DR=1.0,1.5)对气膜冷却效率的影响;同时还采用数值计算方法比较了气膜冷却下的流场。

结果表明:单排气膜孔冷却效率随着吹风比的增加而降低,但是双叉排气膜孔冷却效率大大提高,且随着吹风比的增加而增加,但是在展向气膜覆盖效果变差;增加密度比可以提高气膜冷却效率,但是双叉排孔和吹风比的影响相对密度比更大;双叉排孔相比于单排孔,冷却气流在孔下游形成了反肾形涡,较好抑制了气膜吹离。

【总页数】8页(P78-85)
【作者】林泽钦;温涛;王宇清
【作者单位】华中科技大学机械科学与工程学院;广东理工职业学院机器人学院;太原理工大学机械与运载工程学院
【正文语种】中文
【中图分类】TN2
【相关文献】
1.气膜孔布局对前缘气膜冷却效率影响的实验
2.双排叉排孔气膜冷却特性研究 (一) 传热系数
3.双排叉排孔气膜冷却特性研究 (二) 绝热有效温比
4.扇形气膜孔几何参
数对气膜冷却效率的影响5.双叉排孔脉动射流气膜冷却效率的实验与数值模拟研究
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浅析气膜冷却效率的影响因素

浅析气膜冷却效率的影响因素作者：吴冬来源：《科技经济市场》2014年第11期摘 ;要：为了提高航空燃气涡轮发动机的性能，现代航空发动机涡轮前入口燃气温度越来越高，给发动机带来一系列问题。

为了保证涡轮安全正常的工作，必须为涡轮叶片进行有效的冷却。

目前航空发动机涡轮叶片上主要采用的冷却方式是气膜冷却，它是一种十分有效的热防护措施。

本文通过分析比较国内外传热学者在改善气膜冷却效果方面大量的研究，提出了影响气膜冷却效果的因素：几何因素、流动状态。

关键词：涡轮叶片;气膜冷却;气膜冷却效率1 ;气膜冷却概述气膜冷却是由壁面上的喷口喷出一股冷气流（压气机出口气流）来阻隔高温燃气对壁面加热的一种十分有效的热防护措施[1]，目的是隔热和保护工作表面不被高温燃气腐蚀，它是航空发动机叶片上采用的冷却方式之一，如图1.1所示。

在工程上，气膜冷却效率是气膜冷却的一个重要指标，它用来衡量冷气流对壁面保护效果的好坏，其定义为：从冷却效率的定义可知，冷却效率越高，其被保护工作表面的温度就越接近冷气流温度，气膜冷却效果就越好。

2 ;分析气膜冷却效率研究现状国内外传热学者在提高气膜冷却效率这个重要指标方面做了大量的实验和理论研究。

综合来看，常常采用的方法有三个：一是在被保护工作表面增加一些特殊结构;二是研究新孔型;三是改变其流动因素。

（1）在被保护工作表面增加一些特殊结构在被保护工作表面增加一些特殊结构，如给气膜冷却孔出口的工作壁面上增加横向槽[2]和给气膜冷却孔上游表面安装突片等一些特殊结构。

分析表明：在气膜冷却孔出口增加横向槽，冷气流首先在横向槽内扩散、减速，使得冷气贴附在工作壁面，阻隔高温燃气对工作表面加热，气膜冷却效果也明显改善;在给气膜冷却孔上游表面安装突片，使得高温燃气核心区远离工作壁面，从而避免了与从气膜孔喷出的冷气流的剧烈掺混，提高了冷气有效利用率，使得冷却效果显著提高。

（2）研究新孔型研究新孔型，如发现了扇形孔、锥形孔、簸箕形孔、双扇形孔[3]、双出口孔等，如图2所示。

气膜孔堵塞对凹槽叶顶冷却传热性能的影响

气膜孔堵塞对凹槽叶顶冷却传热性能的影响徐柯文;何坤;晏鑫【期刊名称】《西安交通大学学报》【年(卷),期】2024(58)6【摘要】采用数值方法,研究了燃气透平叶片气膜孔堵塞条件下凹槽叶顶的冷却传热性能,获得了3种吹风比M=0.5, 1.0, 1.5和不同堵塞比B=0, 0.2, 0.4, 0.6, 0.8条件下的凹槽叶顶的气膜冷却效率和传热系数分布。

研究表明:气膜孔堵塞会导致凹槽叶顶气膜冷却性能下降、热负荷升高,堵塞比越大,凹槽叶顶的冷却传热性能越差。

气膜孔堵塞显著改变了叶顶区域的流场结构,加剧冷气的抬升效应,导致冷气过早离开凹槽。

吹风比是影响堵塞工况下凹槽叶顶冷却传热性能的重要因素,吹风比为1.0、堵塞比为0.8时,凹槽叶顶的面积平均气膜冷却效率相比于未堵塞时下降了64.88%、传热系数上升了13.01%。

减小吹风比可以改善小堵塞比工况下的叶顶气膜冷却性能,吹风比为0.5、堵塞比为0.4时,叶顶平均气膜冷却效率仅下降了6.82%,但小吹风比会导致大堵塞比工况下的气膜冷却性能恶化严重,吹风比为0.5、堵塞比为0.8时,平均气膜冷却效率下降了82.09%。

增大吹风比,可改善大堵塞比工况下的叶顶气膜冷却性能,吹风比为1.5、堵塞比为0.8条件下叶顶平均气膜冷却效率下降了51.34%、传热系数上升了11.52%。

【总页数】14页(P139-152)【作者】徐柯文;何坤;晏鑫【作者单位】西安交通大学能源与动力工程学院【正文语种】中文【中图分类】TK474.7【相关文献】1.气膜孔分布对凹槽叶顶传热和冷却性能的影响2.压力侧冷却流对凹槽叶顶气膜冷却与传热性能的影响3.透平级带压力侧小翼凹槽叶顶的传热与气膜冷却性能研究4.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5.平面叶栅多凹槽叶顶倾斜圆柱孔气膜冷却与气动特性研究因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。

孔型对平板气膜冷却效率影响的数值模拟

Ａｂｓｔｒａｃｔ：Ｉｎｏｒｄｅｒｔｏｓｔｕｄｙｔｈｅｅｆｆｅｃｔｓｏｆｈｏｌｅｐａｔｔｅｒｎｓｏｎａｂｓｏｌｕｔｅｃｏｏｌｉｎｇｅｆｆｉｃｉｅｎｃｙｏｆｆｌａｔｇａｓｆｉｌｍ，ｔｈｅｆｉ－ｎｉｔｅｖｏｌｕｍｅｍｅｔｈｏｄｗａｓａｄｏｐｔｅｄｔｏｄｉｓｃｒｅｔｉｚｅｔｈｅｃｏｎｔｒｏ１ｅｑｕａｔｉｏｎｓ，ｏｎｔｈｅｂａｓｉｓｏｆＳＳＴｋ－ｔｕｒｂｕｌｅｎｃｅ
（东北电力大学能源与动力工程学院，吉林吉林［摘１３２０１２）
要］为了研究孔型对平板气膜冷却绝热效率（冷却效率）的影响，基于ＳＳＴ肛∞紊流模型及Ｓｉｍｐｌｅ
算法，采用有限体积法对控制方程进行离散。对不开槽姊妹孔（１个主孔和２个次孔）、开槽
ｃｏｏｌｉｎｇｅｆｆｉｃｉｅｎｃｙｏｆｔｈｅａｂｏｖｅｔｈｒｅｅｈｏｌｅｓｄｅｃｒｅａｓｅｓ．Ｔｈｅａｖｅｒａｇｅｃｏｏｌｉｎｇｅｆｆｉｃｉｅｎｃｙａｎｄｃｏｖｅｒａｇｅａｒｅａｏｆｔｈｅｇｒｏｏｖｅｓｉｓｔｅｒｈｏｌｅｉｓｔｈｅｏｐｔｉｍｕｍａｔｌｏｗｂｌｏｗｉｎｇｒａｔｉｏ（Ｍ一０．５），ｗｈｉｌｅｔｈａｔｏｆｔｈｅｇｒｏｏｖｅｃｙｌｉｎｄｒｉｃａｌｈｏｌｅｉＳｔｈｅｂｅｓｔａｔｈｉｇｈｂｌｏｗｉｎｇｒａｔｉｏ（Ｍ一２．０）．

利用新型孔改善气膜冷却效果的数值研究

面的冷却效果，并与圆柱孔进行了比较。从图8可以看岀, 在3种吹风比时,新型孔的冷却效率都比圆柱孔高,并且随着 M 的增加,冷却效率曲线上移越显著。与圆柱孔相比, 当 M低时，新型孔的冷却效率在孔口处提高大约29.6%,而在气膜孔下游冷却效率提高最大为10%左右。随着M的增
1.0 0.8
S*
0.6
槽缝孔在绝热壁面上形成了一对与反向涡对不同的耦合涡,这对耦合涡使气膜的贴壁效果更好，提高了气膜孔的
冷却效率。
关键词:气膜冷却;新型孔；吹风比;数值计算
分类号:TK474.77
文献标识码：A
文章编号：1001-5884 (2021 )03-018545
Numerical Investigation on Improving Film Cooling Effect with New Film Cooling Hole Geometry
2计算结果与分析
2.1网格无关性及计算方法验证由图4可见，当吹风比为M = 0.5的情况下，采用两种不
同网格数的计算结果最大相差8%左右，网格无关性较好。
图4网格无关性检验
如5所示，在M = 0.6和1.25时，圆柱孔的计算结果与实验数据［14］的偏差不大。充分证明了本文数值方法的准确
图 3 计算网格
却效率也相应增大,M = 1.8时在X/D = 25处缩放槽缝孔的
冷却效率比月牙孔增大了24. 5%。当M从0.6增大到1. 2时, 月牙形孔孔口处的冷却效率比较接近，当X/D >5时其冷却
效率有较大程度提高。当M从1.2增大到1.8时情况恰恰相
反，在孔下游X/D >10时冷却效率增加幅度趋缓，而在气膜
186
汽轮机技术
第 63 卷

气膜孔结构对涡轮导叶端壁冷却效率的影响研究

１引言
随着航空发动机性能的显著
提高，涡轮进口温度得以快速提高，使得涡轮导叶端壁流动和换热更加复杂，叶栅端壁壁温接
ｈｏｅ．ＴｅｏｔｅｅｒｉｅｈｍａｎｔｅｍａｄｍｐａｓｎｈｅｄｗａＳｔａｔｌｓｈｖｒｉｓｎｔａｎｔｅｃｉｓｒａｎｉｃｔｏｔｅｎｌＯｈｔｈｅ
２００年第３蘑第期Ｖ１ｏｐ２０１６２பைடு நூலகம்ｏ６．Ａｒ０．Ｎ２．１３
３口／］１
气膜孔结构对涡轮导叶端壁
冷却效率的影响研究
王子健
（北京航空航天大学能源与动力工程学院，北京１０１１）０９
摘要：对涡轮叶栅端壁上游４种气膜冷却结构模型进行了数值模拟，出在不得同吹风比情况下涡轮叶栅端壁的流动与换热特性。结果表明，无槽气膜孔冷气射流在
ｅｄｌｌｔｍｐｒｕｅｂｔｅｈｏｅｓｎａｏｔｅｍａｎｔｅｍｅｅａｕｅａｄｔｅｎｗａｅｅａｒｅｗｅｎｔｅｈｌｓｗａｔｅｒｔｈｉｓｒａｔｍｐｒｒｎｈｔ
ｉｏｌｇｅｃｃｅｌ．ｈｌｆｍｈｌｃｏｉｊｔｎｉｓｈｒｉｎｏｆｍｃｏｉｆｉｎｙｉｖｒｗＴｅｓｔｌｏｏｌｇｅｈｂｔｔｅｏｔｏｌｎｆｅｉｓｙｏｏｉｅｎｉｉｆｍａｆｃｕｌｇｖｒｃｓａｄｃｏｈｎｗｌｅｗｅｅｈｌＯｔａｃｏｉｅｔｅｓｉｏｐｉｏｉｅｎｏｌｔｅｅｄａｔｅｎｔｏｅＳｔｏｌｇｅｃｖｎｓｓｎｔｓｌｂｈｓｈｎｆｉｅｈｈｒＭｏｅｖｒｗｔｈｎｒｓｏｅｐａｄｔｅｎｒｓｈｏｌｇａｒｉｅ．ｒｏｅ，ｉｔｅｉｅｅｏｓｔｅｈｎｉｅｅｏｔｅｃｏｉｇｈｃａｆｌｄｎｃａｆｎｉｌｅａ（）ｉｅ，ｈｒａｏｔｅｃｏｉｉｒｓｅｌｇｄａｄｔＩｏｌｇｅｔｅｙｉａｒＹｗｄｔｔａｅｆｈｏｌｇａｎｅｎｅｍｃｏｎｃｎｔｉｈｅｎｉａｒｈｉｆｉｅｓ

涡轮叶片冷却技术

止区）和壁面射流区。
射流离开喷嘴后，与外部流体进行质量和动量交换，结果使得射流宽度不断增加，速度分布剖面也逐渐发展为钟形。
研究发现冲击冷却能带来局部的高换热系数，并且其冷却效果受到冲击孔几何参数的影响。总的来说 ,驻点处的换热系数都比离驻点较远的地方要高。
扰流柱强化换热技术
扰流柱冷却技术，主要通过加强冷气的扰动，达到增强端壁表面换热
采用更先进的冷却技术，以少量的冷却空气获得更高的降温效果。
涡轮材料近期的发展方向是定向共晶合金、超单晶合金以及机械合金化高温
合金。远期发展方向是人工纤维增强高温合金、定向再结晶氧化物弥散强化合金以及新的能承受高温的材料。
未来的发动机将大量采用非金属材料，以Si3N4 为代表的高温结构陶瓷是最
肋壁强化换热技术
先进涡轮叶片内部通道两侧均布有肋片，一方面增强扰动，另一方面
增大换热面积以强化换热，有效地降低了叶片内壁面温度。
内部通道中高性能的肋片结构
其他冷却方式
对流冷却
冷却空气从叶片内若干专门的通道流过，与壁面产生热交换，将热量带走。
叶身精铸处9个径向小圆孔
冷却空气由中间叶跟两侧小孔流入叶身
气膜孔出流的影响气膜孔的出流在很大程度上影响了内流冷却通道的流场特性，从而影
响了带肋壁面的换热系数 ,在气膜孔入口的下游 ,壁面换热系数值升高。由于出流 ,在有气膜孔的一侧 ,由肋所导致的二次流和涡旋受出流影响而变得不对称 ,具有强烈的三维特性。
肋的影响 •
西北工业大学传热实验室对同时带肋和气膜孔出流的内流通道进行了详细的测量 ,发现肋对气膜孔流量系数有着较大的影响 ,主要是由于肋的存在 ,在内流通道产生的二次流明显影响了气流进入气膜孔时的流动方向 ,改变了入口损失。

气膜孔对涡轮叶片振动特性的影响

Ｕｎｉｖｅｒｓｉｔｙ，Ｂｅｉｊｉｎｇ１００１９１，Ｃｈｉｎａ）
Ａｂｓｔｒａｃｔ：Ｓｉｎｃｅｔｈｅｉｎｃｒｅａｓｅｏｆｔｈｅｔｕｒｂｉｎｅｉｎｌｅｔｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅａｎｄｔｈｅｃｏｍｐｌｅｘｓｔｒｕｃｔｕｒｅｏｆｔｈｅｔｕｒｂｉｎｅｃｏｏｌｉｎｇｂｌａｄｅ．ａｆｅＷｔｈｒｅｅ— ｄｉｍｅｎｓｉｏｎａｌｉｆｎｉｔｅｅｌｅｍｅｎｔｍｏｄｅｌｓｏｆｔｈｅｍｕｌｔｉｐｌｅ — ｃｏｏｌｉｎｇｔｕｒｂｉｎｅｂｌａｄｅｓｗｅｒｅｅｓｔａｂｌｉｓｈｅｄｔｏｉｍｐｒｏｖｅｉｔｓｒｅｓｉｓｔａｎｃｅｆｏｖｉｂｒａｔｉｏｎｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｕｎｄｅｒｔｈｅｐｏｏｒｃｏｎｄｉｔｉｏｎ．Ｔｈｅｅｆｆｅｃｔｏｆｔｈｅｉｆｌｍ— ｈｏｌｅｓｉｎｃｌｕｄｉｎｇｉｔｓｓｉｚｅ，ｎｕｍｂｅｒ，ｌｏｃａｔｉｏｎ，ａｒｒａｎｇｅｍｅｎｔａｎｄａｎｇｌｅｏｎｔｈｅｉｎｈｅｒｅｎｔｆｒｅｑｕｅｎｃｙｗｅｒｅｓｔｕｄｉｅｄｂｙｔｈｅａｎａｌｙｓｉｓｏｆｔｈｅｒｍａｌ — ｓｏｌｉｄｃｏｕｐｌｉｎｇａｎｄｖｉｂｒａｔｉｏｎｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓ．Ｔｈｅｒｅｓｕｌｔｓｓｈｏｗｔｈａｔｔｈｅｉｎｈｅｒｅｎｔｆｒｅｑｕｅｎｃｙｏｆｔｈｅｂｌａｄｅｉｓｄｅｃｅａｓｅｄｂｙｔｈｅｉｎｃｒｅａｓｅｏｆｔｈｅｉｆｌｍ－ｈｏｌｅｓ．ａｎｄｔｈｅｍａｘｉｍｕｍｏｆｄｅｃｒｅａｓｅｖａｌｕｅｉｓ８．０％．ｈｅＴｉｎｈｅｒｅｎｔｆｒｅｑｕｅｎｃｙｏｆｂｌａｄｅｉｓ

主流马赫数对不同气膜孔结构冷却效果及气动损失影响研究

主流马赫数对不同气膜孔结构冷却效果及气动损失影响研究高扬;刘建军;安柏涛【摘要】本文通过数值模拟的方法研究了主流马赫数对圆柱孔、扇形孔及双射流气膜孔三种不同气膜孔结构冷却效果及气动损失的影响规律。

结果表明，主流马赫数增加对圆柱孔和扇形孔的冷却效果影响不大；在较高吹风比条件下双射流气膜孔的冷却效果受主流马赫数的影响较大：在距离气膜孔较近位置气膜冷却效果随马赫数增大显著提高，更远位置气膜冷却效果显著下降。

不同气膜孔结构的气动损失在吹风比较小时十分接近，随着吹风比的增大气动损失随之增大，相同吹风比条件下，气动损失随主流马赫数的增加而减小。

%Influence of different film cooling configurations on cooling effectiveness and aerodynamic losses of cylindrical hole, fan-shaped hole and double-jet hole has been studied by numerical simulation method.The results indicate that mainstream mach number has little impact on film cooling effectiveness of cylindrical hole and fan-shaped hole.Mach number has a great effect on film cooling ef-fectiveness of double-jet hole with a high blowing ratio:the film cooling effectiveness in the area near the film cooling hole improves sig-nificantly with the increase of mainstream mach number.On the contrary, the film cooling effectiveness in the area further downstream the film cooling hole drops with the increase of mainstream mach number.The aerodynamic losses of different film cooling configura-tions are approximate when blowing ratio is low, and losses would increase with the blowing ratio rising.When the blowing ratio re-mains the same, the aerodynamic losses would drop with the increase of mainstream mach number.【期刊名称】《燃气轮机技术》【年(卷),期】2015(000)002【总页数】7页(P15-20,72)【关键词】主流马赫数;气膜冷却;气动损失;数值模拟【作者】高扬;刘建军;安柏涛【作者单位】中国科学院工程热物理研究所，北京 100190; 中国科学院大学，北京 100049;中国科学院工程热物理研究所，北京 100190;中国科学院工程热物理研究所，北京 100190【正文语种】中文【中图分类】TK472气膜冷却技术广泛应用于燃气轮机涡轮叶片冷却[1]。

涡轮导向叶片气膜冷却流动换热特性研究

涡轮导向叶片流动换热特性研究摘要随着航空发动机的不断发展，涡轮前缘温度不断提升，研究表明先进航空发动机的涡轮前温度已经达到2200K。

气膜冷却技术，作为目前应用范围最广的的冷却方法，能够对涡轮导向叶片进行极好的保护。

如今对于普通圆形气膜孔的气膜冷却效果研究已经较为成熟，但仍难以满足航空发动机涡轮前温度日益增长的的需求。

为解决这一问题，众多研究人员提出了一种新兴的气膜冷却孔结构——凹槽孔。

针对这一问题，本文利用ANSYS成熟商业软件，建立4种不同前缘结构的三维模型，分别探究了次流雷诺数，气膜孔位置，气膜孔形状对气膜孔流量系数的影响。

分别探究了吹风比，气膜孔位置，燃气入口压力，湍流度对涡轮导向叶片流动传热的影响。

本文的研究表明：凹槽孔的气膜冷却效率高于传统圆柱形孔，在吹风比较低的时候尤为明显；气膜孔排的位置越靠近涡轮导向叶片前缘驻点，气膜的贴壁效果越差，但形成的气膜厚度越大；孔排位于吸力面时，随着吹风比的不断增大，气膜冷却的效果先减弱后增强，覆盖面积先减小后增大；孔排位于压力面时，随着吹风比的不断增大，气膜冷却的效果不断增强，覆盖面积先增大后减小，再增大；随着燃气入口压力的增大，气膜冷却的效果增强，但会在涡轮导向叶片壁面附近不可避免的带来超声速的问题；湍流度对凹槽气膜孔的气膜冷却的效果影响并不显著。

关键词：气膜冷却，叶片前缘，次流雷诺数，吹风比，流量系数，绝热冷却效率哈尔滨工程大学硕士学位论文AbstractWith the continuous development of aero-engines,the temperature of the turbine leading edge continues to increase,and studies have shown that the temperature of the turbine front of advanced aero-engines has reached2200K.The film cooling technology,as the most widely used cooling method,can provide excellent protection for the turbine guide blades. Nowadays,the research on the film cooling effect of ordinary circular film holes has been relatively mature,but it is still difficult to meet the increasing demand for the temperature of the aero engine turbine.In order to solve this problem,many researchers have proposed a new film cooling hole structure-the trench hole.In response to this problem,this article uses the mature commercial software of ANSYS to build3D models of4different blade leading edge structure.In this paper,the effects of Reynolds number of the secondary flow,the position of the film holes,and the shape of film hole on the discharge coefficient are explored.This paper also explores the effects of the blowing ratio,the position of the film holes,the gas inlet pressure,and the degree of turbulence on the heat transfer of the turbine guide vanes.The research in this article shows:The film cooling efficiency of the trench hole is higher than that of the traditional cylindrical hole,especially when the blowing ratio is relatively low;The closer the position of the film hole is to the stagnation point of the leading edge of the turbine guide blade,the worse the effect of attaching the gas film,but the greater the thickness of the formed gas film;When the hole is located on the suction surface,as the blowing ratio continues to increase,the effect of film cooling is first weakened and then enhanced.The coverage area decreases first and then increases;when the hole is located on the pressure surface,as the blowing ratio continues to increase,the effect of film cooling continues to increase.The coverage area increases first,then decreases,and then increases.With the increase of the gas inlet pressure,the effect of gas film cooling is enhanced,but it will inevitably bring about the problem of supersonic speed near the turbine guide blade wall surface;The effect of turbulence on the film cooling of trench hole is not significant.Keywords:film cooling，blade leading edge，secondary flow Reynolds number，blowing ratio，discharge coefficient，adiabatic cooling efficiency涡轮导向叶片流动换热特性研究目录摘要 (I)Abstract (II)目录 (III)第1章绪论 (1)1.1研究背景及意义 (1)1.2气膜冷却技术 (2)1.3国内外研究现状 (4)1.4本文主要研究内容 (11)第2章数值模拟的理论基础 (13)2.1数值分析理论基础 (13)2.1.1控制方程 (13)2.1.2湍流模型 (14)2.1.3近壁面处理方法 (15)2.2凹槽孔气膜冷却 (16)2.3参数定义 (16)2.4本章小结 (18)第3章凹槽形气膜孔的数值研究方法 (19)3.1几何模型的建立 (19)3.2网格划分 (22)3.3边界条件与求解方法设置 (23)3.4网格无关性验证 (24)3.5对比验证 (25)3.6本章小结 (27)第4章涡轮导向叶片气膜孔流量系数的数值研究 (28)4.1次流雷诺数对凹槽孔流量系数的影响 (28)4.2凹槽孔排的位置对流量系数的影响 (29)4.3气膜孔形状对气膜孔流量系数的影响 (31)4.4本章小结 (32)第5章涡轮导向叶片流动换热的数值研究 (33)哈尔滨工程大学硕士学位论文5.1吹风比对涡轮导向叶片表面温度分布的影响 (33)5.2吹风比对涡轮导向叶片表面绝热冷却效率的影响 (40)5.3吹风比对涡轮导向叶片前缘流场的影响 (45)5.4气膜孔位置对涡轮导向叶片前缘流动传热的影响 (50)5.5燃气入口总压对涡轮导向叶片流动换热的影响 (56)5.6湍流度对涡轮导向叶片流动换热的影响 (68)5.7本章小结 (79)第6章结论与展望 (81)参考文献 (83)攻读硕士学位期间发表论文及科研成果 (90)致谢 (91)第1章绪论第1章绪论1.1研究背景及意义航空发动机是新时代背景下，现代工业高端技术的集合，由于生产要求极其严格、制造标准要求非常高，且专业工序十分复杂，因此航空发动机技术能够用于评价综合国力，该技术也是国家技术研发和科技运用的顶峰表现。

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㊀收稿日期:２０１８￣０５￣０７㊀㊀㊀㊀㊀㊀基金项目:中央高校基本科研业务费专项资金资助(Ｎｏ.１７ｌｇｊｃ４１)ꎮ㊀作者简介:陈志涯(１９９０￣)ꎬ男ꎬ博士研究生ꎮ主要从事流动结构研究ꎮ气膜孔的位置对涡结构和气膜冷却效率的影响陈志涯ꎬ詹杰民ꎬ龚也君ꎬ胡文清(中山大学工学院应用力学与工程系ꎬ广州５１０２７５)摘要:在燃气轮机中ꎬ气膜冷却技术能有效地从高温燃气中保护涡轮叶片ꎬ如何提高气膜冷却效率是气膜冷却研究的热点问题ꎮ使用大涡模拟(ＬＥＳ)模型分析了平板气膜孔在吹风比为０.５工况时气膜孔下游的速度分布ꎬ并与实验进行对比验证ꎮ在相同吹风比下ꎬ通过模拟叶片上不同气膜孔的位置相应的入口速度分布ꎬ研究其对气膜冷却效率的影响ꎬ以及对气膜冷却过程中占主导地位涡结构的形成和发展的重要影响ꎮ随着气膜孔的位置靠后ꎬ湍流边界层随之增厚ꎬ滚子涡和肾型涡对生成加快ꎬ涡强增大ꎬ涡核脱离壁面ꎬ从而影响气膜冷却效率ꎮ湍流边界层的变化对流向和展向的气膜冷却效率和冷却覆盖范围有明显的影响ꎮ关键词:燃气轮机ꎻ气膜冷却ꎻ大涡模拟ꎻ湍流边界层分类号:ＴＫ４７㊀㊀㊀文献标识码:Ａ㊀㊀㊀文章编号:１００１￣５８８４(２０１９)０１￣００２９￣０４ＴｈｅＥｆｆｅｃｔｓｏｆＦｉｌｍ￣ｃｏｏｌｉｎｇＨｏｌｅＰｏｓｉｔｉｏｎｏｎＶｏｒｔｅｘＳｔｒｕｃｔｕｒｅａｎｄＦｉｌｍＣｏｏｌｉｎｇＥｆｆｉｃｉｅｎｃｙＣＨＥＮＺｈｉ￣ｙａꎬＺＨＡＮＪｉｅ￣ｍｉｎꎬＧＯＮＧＹｅ￣ｊｕｎꎬＨＵＷｅｎ￣ｑｉｎｇ(１ＤｅｐａｒｔｍｅｎｔｏｆＡｐｐｌｉｅｄＭｅｃｈａｎｉｃｓａｎｄＥｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇꎬＣｏｌｌｅｇｅｏｆＥｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇꎬＳｕｎＹａｔ￣ｓｅｎＵｎｉｖｅｒｓｉｔｙꎬＧｕａｎｇｚｈｏｕ５１０２７５ꎬＣｈｉｎａ)Ａｂｓｔｒａｃｔ:Ｉｎｇａｓｔｕｒｂｉｎｅꎬｆｉｌｍｃｏｏｌｉｎｇｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙｃａｎｅｆｆｅｃｔｉｖｅｌｙｐｒｏｔｅｃｔｔｕｒｂｉｎｅｂｌａｄｅｓｆｒｏｍｈｉｇｈｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅｇａｓ.Ｈｏｗｔｏｉｍｐｒｏｖｅｔｈｅｆｉｌｍｃｏｏｌｉｎｇｅｆｆｉｃｉｅｎｃｙｉｓａｈｏｔｉｓｓｕｅｉｎｔｈｅｒｅｓｅａｒｃｈｏｆｆｉｌｍｃｏｏｌｉｎｇ.Ｔｈｅｄｏｗｎｓｔｒｅａｍｖｅｌｏｃｉｔｙｄｉｓｔｒｉｂｕｔｉｏｎｏｆａｆｌａｔｆｉｌｍ￣ｃｏｏｌｉｎｇｐｌａｎｅｗｈｅｎｂｌｏｗｉｎｇｒａｔｉｏｅｑｕａｌｓ０.５ｗａｓａｎａｌｙｚｅｄｂｙｕｓｉｎｇＬａｒｇｅｅｄｄｙｓｉｍｕｌａｔｉｏｎ(ＬＥＳ)ｍｏｄｅｌꎬａｎｄｃｏｍｐａｒｅｄｗｉｔｈｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔ.Ｆｕｒｔｈｅｒｍｏｒｅꎬｕｎｄｅｒｔｈｅｓａｍｅｂｌｏｗｉｎｇｒａｔｉｏꎬｂｙｓｉｍｕｌａｔｉｎｇｔｈｅｃｏｒｒｅｓｐｏｎｄｉｎｇｉｎｌｅｔｖｅｌｏｃｉｔｙｄｉｓｔｒｉｂｕｔｉｏｎꎬｔｈｅｅｆｆｅｃｔｓｏｆｆｉｌｍ￣ｃｏｏｌｉｎｇｈｏｌｅｐｏｓｉｔｉｏｎｏｎｔｈｅｂｌａｄｅｏｎｆｉｌｍｃｏｏｌｉｎｇｅｆｆｉｃｉｅｎｃｙａｒｅｃｏｍｐａｒｅｄ.Ｉｔ'ｓｆｏｕｎｄｔｈａｔｔｈｅｔｕｒｂｕｌｅｎｔｂｏｕｎｄａｒｙｌａｙｅｒａｔｔｈｅｉｎｌｅｔｈａｖｅａｓｉｇｎｉｆｉｃａｎｔｉｍｐａｃｔｏｎｔｈｅｇｅｎｅｒａｔｉｏｎａｎｄｄｅｖｅｌｏｐｍｅｎｔｏｆｔｈｅｄｏｍｉｎａｔｅｄｖｏｒｔｅｘｓｔｒｕｃｔｕｒｅｓ.Ｗｉｔｈｔｈｅｔｈｉｃｋｅｎｉｎｇｏｆｔｈｅｔｕｒｂｕｌｅｎｔｂｏｕｎｄａｒｙｌａｙｅｒꎬｔｈｅｆｏｒｍａｔｉｏｎｏｆｒｏｌｌｅｒｖｏｒｔｅｘａｎｄｋｉｄｎｅｙ￣ｔｙｐｅｖｏｒｔｅｘｐａｉｒｉｓａｃｃｅｌｅｒａｔｅｄꎬｔｈｅｖｏｒｔｉｃｉｔｙｉｎｔｅｎｓｉｔｙｉｓｉｎｃｒｅａｓｅｄꎬａｎｄｔｈｅｖｏｒｔｅｘｃｏｒｅｉｓｓｅｐａｒａｔｅｄｆｒｏｍｔｈｅｗａｌｌｓｕｒｆａｃｅꎬｔｈｅｒｅｂｙａｆｆｅｃｔｉｎｇｔｈｅｆｉｌｍｃｏｏｌｉｎｇｅｆｆｉｃｉｅｎｃｙ.Ｔｈｅｃｈａｎｇｅｏｆｔｈｅｔｕｒｂｕｌｅｎｔｂｏｕｎｄａｒｙｌａｙｅｒｈａｓｏｂｖｉｏｕｓｅｆｆｅｃｔｓｏｎｆｉｌｍｃｏｏｌｉｎｇｅｆｆｉｃｉｅｎｃｙａｎｄｃｏｏｌｉｎｇｃｏｖｅｒａｇｅａｌｏｎｇｂｏｔｈｏｆｆｌｏｗｄｉｒｅｃｔｉｏｎａｎｄｓｐａｎｄｉｒｅｃｔｉｏｎ.Ｋｅｙｗｏｒｄｓ:ｇａｓｔｕｒｂｉｎｅꎻｆｉｌｍｃｏｏｌｉｎｇꎻｌａｒｇｅｅｄｄｙｓｉｍｕｌａｔｉｏｎꎻｔｕｒｂｕｌｅｎｔｂｏｕｎｄａｒｙｌａｙｅｒ０㊀前㊀言在燃气轮机中ꎬ气膜冷却技术能有效地防止叶片被高温的燃气过分加热而产生热疲劳ꎮ在气膜冷却的整个过程中ꎬ大量的涡结构由于冷却射流和主流边界层的强烈混合而产生ꎬ会极大地影响局部的传热系数和气膜冷却的效率ꎮ现阶段ꎬ国内外已经有众多实验研究提高气膜冷却效率ꎮ这些研究一部分集中于最优化气膜孔的形状ꎮＧｏｌｄｓｔｅｉｎ等人[１]通过实验研究了不同形状的气膜孔和不同的空气密度的影响ꎬ发现通过扩大气膜孔的出口宽度可以很有效地提高气膜冷却效率ꎮＧｒｉｔｓｃｈ等人[２]和Ｆｏｒｇｈａｎ等人[３]研究了扩张气膜孔对冷却效率的影响ꎮ刘晓红等人[４]通过设计不同的辅助性的小气膜孔ꎬ研究其对主要射流的气膜冷却效率的影响ꎮＹｕｅｎ等人[５]和Ｌｅｅ等人[６]对不同射流夹角的气膜孔模拟并研究了在气膜冷却过程中的特征结构ꎮ另一些研究通过改变射流喷射的方式来提高冷却效率ꎮＥｋｋａｄ等人[７]研究周期性喷射的小孔对气膜冷却效率的影响ꎮＣｏｕｌｔｈａｒｄ等人[８ꎬ９]和Ｂｉｄａｎ等人[１０ꎬ１１]发现在气膜孔周期性地开启射流时会产生强烈的扰动从而产生很强的涡结构ꎬ导致气膜冷却效率的降低ꎮ李硕等[１２]应用ＬＥＳ研究了不同吹风比对具体涡结构和冷却效率的影响ꎮ气膜冷却效率不仅与气膜孔的形状和射流方式有关ꎬ还与其在叶片表面的位置有关ꎮ在涡轮叶片的不同位置具有不同的速度分布ꎬ距离叶片前缘越远ꎬ其湍流边界层越厚ꎮ本文关注在叶片不同位置的入口速度分布对气膜孔冷却效率的影响ꎮ应用大涡模拟方法模拟分析瞬态的气膜冷却过程中冷却射流与主流热气之间的强烈掺混过程ꎬ并研究气膜孔的位置对流向和展向的平均冷却效率的影响ꎮ第６１卷第１期汽㊀轮㊀机㊀技㊀术Ｖｏｌ.６１Ｎｏ.１２０１９年２月ＴＵＲＢＩＮＥＴＥＣＨＮＯＬＯＧＹＦｅｂ.２０１９１㊀数学模型与计算设置本文气膜冷却的模型依据Ａｊｅｒｓｃｈ[１３]的实验建立ꎬ并采用ＡＮＳＹＳＦｌｕｅｎｔ软件来模拟ꎮ１.１㊀几何模型本文的计算物理模型气膜孔几何结构如图１所示ꎬ冷却气体通道与主流气体之间夹角为９０ʎꎬ气膜孔孔径Ｄ为１２.７ｍｍꎬ主流气体计算域为５Ｄˑ１０Ｄˑ４６Ｄꎮ入口边界设为速度入口ꎬ并且与气膜孔的距离为５Ｄꎻ左右两边设为周期性边界条件ꎬ与气膜孔中心的距离均为１.５Ｄꎻ出口设为压力出口ꎬ与气膜孔的距离为４０Ｄꎮ图１㊀模型示意图１.２㊀网格划分和网格独立性验证考虑到冷却气流和主流热气的混合区主要在壁面上ꎬ需在壁面上做相应的适应性网格调整ꎬ即在壁面上的网格根据初步计算后进行相应的加密ꎮ本文计算中ꎬ根据模型的正交特性采用结构化网格ꎬ并对近壁面处进行加密ꎬ保证在整个计算过程中壁面ｙｐｌｕｓ的范围控制在１以内ꎮ经过网格无关性验证ꎬ整个计算域网格总量约为５００万后ꎬ流向的速度剖面的计算结果不再随网格数量的增加而发生明显变化ꎬ局部加密后的网格如图２所示ꎮ图２㊀网格示意图１.３㊀数值计算方法和边界条件计算模型的主流和冷却气流均采用空气为工作介质ꎮ主流气体的温度设为３７３Ｋꎻ冷却气体由下方管进入ꎬ设为均匀流速和有均匀的温度３００Ｋꎬ两股气流在气膜孔出口位置汇合ꎮ数值模拟的气膜冷却流动与换热采用Ｆｌｕｅｎｔ瞬态求解器进行数值计算ꎮ求解选用大涡模拟中的Ｓｍａｇｏｒｉｎｓｋｙ￣Ｌｉｌｙ模型ꎻ压力－速度耦合采用ＳＩＭＰＬＥ算法ꎬ各方程离散采用二阶迎风差分格式ꎬ数值解的收敛判据为各物理量相对残差小于１０－５ꎮ计算过程中ꎬ为了保证流场的相对稳定和统计平均的准确性ꎬ计算经过１ｓ的计算时间后才开始数据的统计平均监测ꎮ为保证数值模拟的库朗数(ＣＦＬ)小于单位值ꎬ无量纲化的时间步长选为０.０００５ｓꎮ为了对气膜冷却效率进行分析ꎬ气膜冷却效率定义为:η＝Ｔａｄꎬｗ－ＴɕＴｃ－Ｔɕ(１)式中ꎬＴａｄꎬｗ为壁面温度ꎻＴｃ为射流温度ꎻＴɕ为主流气体温度ꎮ而无量纲的温度则定义为:Ｔ∗＝Ｔ－ＴɕＴｃ－Ｔɕ(２)㊀㊀吹风比为:ＢＲ＝ρｃｕｃρɕｕɕ(３)㊀㊀图３为在吹风比为０.５的情况下ꎬ不同横截面速度剖面图的对比ꎮ可以看出计算结果与实验数据之间吻合较好ꎬ最大计算误差在５％之内ꎬ验证了计算方法的有效性和准确性ꎮ图３㊀不同横截面速度剖面图在保持吹风比ＢＲ为０.５的情况下设置６种计算工况ꎬ通过改变主流入口速度剖面的湍流边界层厚度来模拟不同位置的气膜孔ꎮ不同工况的具体湍流边界层厚度见表１ꎮ整个计算中保持主流和冷却气流的入口温度不变ꎬ湍流强度根据实验均设为２％ꎮ㊀㊀表１㊀各个工况主流入口速度分布的边界层厚度工况(ｃａｓｅ)边界层厚度δ/Ｄ湍流强度Ｔｕꎬ％１０.５２２１.０２３１.５２４２.０２５２.５２６３.０２２㊀计算结果与分析图４为工况１的冷却气体的瞬时三维流线图ꎮ从图４可以看出ꎬ冷却气流在气膜孔处受到主流热气的作用弯曲变形并且向展向方向扩散ꎬ其流态也从气膜孔前的层流状态经过强烈的剪切作用和冷热气体的掺混之后ꎬ变成了湍流状０３汽㊀轮㊀机㊀技㊀术㊀㊀第６１卷图４㊀工况１的冷却气体的瞬时三维流线图态ꎮ可以明显地看到冷却气流在气膜孔处被主流热气压在壁面上ꎬ从而保护了气膜孔附近的壁面ꎮ在下游ꎬ由于Ｋ－Ｈ(Ｋｅｌｖｉｎ￣Ｈｅｌｍｈｏｌｔｚ)不稳定性影响ꎬ冷却气流和主流热气掺混ꎬ导致气体温度升高ꎬ从而降低了对壁面的冷却效果ꎮ在展向ꎬ虽然展向扩散的冷却气体能提高冷却面积ꎬ但由于展向扩散的冷却气体较少ꎬ且展向速度不大ꎬ导致气体升温明显较快ꎬ扩散范围也比较有限ꎮ在气膜孔前端ꎬ由于冷却气体被主流热气压迫ꎬ在那里形成一个低压区ꎬ可以看到有小量的冷却气流在那里与入侵的主流热气掺混ꎬ并且向外溢出ꎬ从而在气膜孔前端形成一个温度相对较低的区域ꎬ使得气膜孔前端附近的壁面温度较低ꎮ㊀㊀图５为在中轴面上的叠加了流线的温度场ꎮ可以明显地看到ꎬ在所有工况中ꎬ在气膜孔前端ꎬ有主流热气入侵到射流管内ꎬ在与冷却气流混合后外溢到气膜孔周围ꎬ在气膜孔前面明显地形成了一个相对低温的涡ꎬ在这个涡前面ꎬ主流热气由于冷却射流的阻挡而形成了一个小涡ꎬ其温度与主流热气基本一致ꎮ从工况１到工况６ꎬ主流热气的边界层逐渐变厚ꎬ冷却射流的局部相对动能变大ꎬ从而更容易上扬并且脱离壁面ꎮ从图中可以明显看出ꎬ冷却气流随着边界层的变厚ꎬ与主流热气掺混更剧烈ꎬ温度升高也越来越快ꎬ对下游的冷却效果急速下降ꎮ在工况３之后ꎬ低温的冷却气流基本不再与壁面接触ꎬ取而代之的是与主流热气混合后的气体ꎬ这使得壁面的温度升高ꎬ冷却效果明显下降ꎮ在气膜孔下游ꎬ冷却气流和主流热气在强烈的剪切作用下形成一个明显的大涡ꎬ也称为滚子涡 ꎬ滚子涡导致冷却气流和主流热气混合更快更充分ꎬ还会吸收动能并且脱离冷却气流上扬ꎬ从而导致冷却气流的温度上升ꎬ并且会卷夹上层的热气使其侵入下部的冷却气流中ꎬ降低冷却效果ꎮ随着边界层的变厚ꎬ滚子涡的形成越来越快ꎬ这表明了边界层的变厚使得滚子涡动能增长变快ꎬ两股气流的混合变快ꎬ温度上升变快ꎬ对壁面的冷却效果下降得更快ꎮ图５㊀中轴面上的温度场和流线图㊀㊀图６为涡量的分布云图ꎮ在图中可以明显地看到一对方向相反的涡对ꎬ也称为肾型涡对 ꎬ这个涡对占了主要的涡量分布ꎬ是整个流动结构的主要组成部分ꎬ它的存在直接影响冷却效果和范围:它对主流有卷夹作用ꎬ这使得高温气体入侵到冷却气流的底部ꎬ并强化冷却气流和主流热气的掺混ꎬ削弱冷却气体对壁面的保护ꎮ从图中可以看出ꎬ在工况１ꎬ在主流热气的压制之下ꎬ肾型涡对高度较小ꎬ离壁面较近ꎬ强度也相对较小ꎮ而在工况６中ꎬ由于主流热气的边界层变厚ꎬ冷却射流的局部相对动能变大ꎬ使得肾型涡对摆脱了主流热气的阻碍ꎬ脱离了壁面ꎬ强度也相对变大ꎮ从工况１到工况６ꎬ随着边界层的增厚ꎬ肾型涡对的涡量变大ꎬ涡核逐渐远离壁面ꎮ图７为不同工况在壁面上沿流向的展向平均气膜冷却效率分布ꎮ可以发现ꎬ随着边界层的增厚ꎬ冷却效率曲线普遍下移ꎮ边界层厚度小于１.５Ｄ时的冷却效率整体比边界层厚度大于１.５Ｄ时的情况高ꎮ可以看到工况２在Ｘ/Ｄ＝８到图６㊀在Ｘ/Ｄ＝１的横截面上的涡量云图Ｘ/Ｄ＝１４时冷却效率有所上升ꎬ并且超过了工况１ꎬ而且工况２在整个流向的分布更为均匀ꎮ选取气膜孔下游从Ｘ/Ｄ＝０.５到Ｘ/Ｄ＝２０的范围ꎬ积分计算其空间平均气膜冷却１３第１期陈志涯等:气膜孔的位置对涡结构和气膜冷却效率的影响㊀㊀图７㊀沿流向的展向平均气膜冷却效率分布效率ꎬ得到图８所示的下游壁面区域的空间平均气膜冷却效率ꎮ从图中可以发现ꎬ在整个下游壁面区域ꎬ所有工况的空间平均气膜冷却效率都呈现下降趋势ꎮ边界层小于２Ｄ时ꎬ平均冷却效率下降迅速ꎻ在边界层增厚到２Ｄ后ꎬ下降趋势减缓ꎮ图９为在Ｘ/Ｄ＝１截面上的冷却效率沿着展向的分布规律ꎮ从图中可以看到ꎬ无论边界层的厚度如何ꎬ冷却效率沿着展向急速下降ꎬ但是不同的边界层还是会导致不同的冷却气流展向扩散能力的差异:随着入射边界层的增厚ꎬ其展向图８㊀下游壁面区域的空间平均气膜冷却效率图９㊀Ｘ/Ｄ＝１截面上的时均冷却效率分布和空间平均冷却效率覆盖能力逐渐减弱ꎬ且平均冷却效率也是总体降低ꎮ这些说明了气膜孔的位置对于平均冷却效率有着明显的影响ꎮ随着气膜孔的位置远离涡轮叶片前缘ꎬ湍流边界层增厚ꎬ冷却气膜沿流向和展向的覆盖范围减少ꎬ并且沿流向和展向的冷却效率降低ꎮ３㊀结㊀论本文通过模拟不同的气膜孔位置入射速度分布的方法研究其对平板气膜冷却效率的影响ꎮ通过分析流向和展向的冷却效率分布ꎬ寻找其分布和发展规律和不同位置的气膜孔所对应的不同入射速度分布对冷却效率的影响ꎮ得出了以下主要结论:(１)随着入口湍流边界层的变厚ꎬ滚子涡的形成越来越快ꎬ消散的速度也相应地加快ꎬ涡动能增长变快ꎬ涡量变大ꎬ更快脱离壁面上扬ꎬ说明了冷却气流和主流热气的混合变快ꎬ使得气流温度上升变快ꎬ对壁面的冷却效果下降得更快ꎮ(２)肾型涡对是整个流动结构的主要组成部分ꎬ由于主流热气的边界层变厚ꎬ冷却射流的局部相对动能变大ꎬ使得肾型涡对摆脱了主流热气的阻碍ꎬ脱离壁面ꎬ强度也相对变大ꎬ其卷夹的入侵到冷却气流底部的高温热气越多ꎬ造成冷却效果下降和冷却范围缩小ꎮ(３)随着湍流边界层的增厚ꎬ沿流向和展向的冷却效率曲线普遍下移ꎮ不管湍流边界层如何ꎬ冷却效率都是沿着展向急速下降ꎻ随着湍流边界层的增厚ꎬ其展向覆盖能力逐渐减弱ꎬ且平均冷却效率也是总体降低的ꎮ(４)总体来说ꎬ气膜孔的位置对平均冷却效率有着明显的影响ꎮ为了提高气膜冷却效率ꎬ应该把气膜孔尽量布置在靠近叶片前缘的位置ꎬ即湍流边界层较薄的区域ꎮ参考文献[１]㊀ＧｏｌｄｓｔｅｉｎＲＪꎬＥｃｋｅｒｔＥＲＧꎬＢｕｒｇｇｒａｆＦ.Ｅｆｆｅｃｔｓｏｆｈｏｌｅｇｅｏｍｅｔｒｙａｎｄｄｅｎｓｉｔｙｏｎｔｈｒｅｅ－ｄｉｍｅｎｓｉｏｎａｌｆｉｌｍｃｏｏｌｉｎｇ[Ｊ].ＩｎｔｅｒｎａｔｉｏｎａｌＪｏｕｒｎａｌｏｆＨｅａｔ＆ＭａｓｓＴｒａｎｓｆｅｒꎬ１９７４ꎬ１７(５):５９５－６０７.[２]㊀ＧｒｉｔｓｃｈＭꎬＳｃｈｕｌｚＡꎬＷｉｔｔｉｇＳ.ＤｉｓｃｈａｒｇｅＣｏｅｆｆｉｃｉｅｎｔＭｅａｓｕｒｅｍｅｎｔｓｏｆＦｉｌｍ－ＣｏｏｌｉｎｇＨｏｌｅｓＷｉｔｈＥｘｐａｎｄｅｄＥｘｉｔｓ[Ｊ].ＪｏｕｒｎａｌｏｆＴｕｒ￣ｂｏｍａｃｈｉｎｅｒｙꎬ２０１３ꎬ１２０(３):５５７－５６３.[３]㊀ＦｏｒｇｈａｎＦꎬＮａｒｕｓａｗａＵꎬＭｅｔｇｈａｌｃｈｉＨ.ＤｉｓｃｈａｒｇｅＣｏｅｆｆｉｃｉｅｎｔｏｆＥｘｐａｎｄｅｄＥｘｉｔＨｏｌｅｓｆｏｒＦｉｌｍＣｏｏｌｉｎｇｏｆＴｕｒｂｉｎｅＢｌａｄｅｓ[Ｊ].ＪｏｕｒｎａｌｏｆＰｒｏｐｕｌｓｉｏｎ＆Ｐｏｗｅｒꎬ２０１５ꎬ２６(６):１３２２－１３２５.[４]㊀刘晓红ꎬ罗㊀翔ꎬ陶㊀智.小孔辅助射流提高气膜冷却效率的机理分析[Ｊ].航空动力学报ꎬ２０１０ꎬ２５(１０):２２６７－２２７２.[５]㊀ＹｕｅｎＣＨＮꎬＭａｒｔｉｎｅｚ－ＢｏｔａｓＲＦ.Ｆｉｌｍｃｏｏｌｉｎｇｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓｏｆａｓｉｎｇｌｅｒｏｕｎｄｈｏｌｅａｔｖａｒｉｏｕｓｓｔｒｅａｍｗｉｓｅａｎｇｌｅｓｉｎａｃｒｏｓｓｆｌｏｗ:ＰａｒｔＩｅｆｆｅｃｔｉｖｅｎｅｓｓ[Ｊ].ＩｎｔｅｒｎａｔｉｏｎａｌＪｏｕｒｎａｌｏｆＨｅａｔ＆ＭａｓｓＴｒａｎｓｆｅｒꎬ２００３ꎬ４８(２):２２１－２３５[６]㊀ＬｅｅＳＷꎬＬｅｅＪＳꎬＲｏＳＴ.ＥｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｌＳｔｕｄｙｏｎｔｈｅＦｌｏｗＣｈａｒａｃ￣ｔｅｒｉｓｔｉｃｓｏｆＳｔｒｅａｍｗｉｓｅＩｎｃｌｉｎｅｄＪｅｔｓｉｎＣｒｏｓｓｆｌｏｗｏｎＦｌａｔＰｌａｔｅ[Ｊ].ＪｏｕｒｎａｌｏｆＴｕｒｂｏｍａｃｈｉｎｅｒｙꎬ１９９４ꎬ１１６:９７－１０５.[７]㊀ＥｋｋａｄＳＶꎬＯｕＳꎬＲｉｖｉｒＲＢ.Ｅｆｆｅｃｔｏｆｊｅｔｐｕｌｓａｔｉｏｎａｎｄｄｕｔｙｃｙｃｌｅｏｎｆｉｌｍｃｏｏｌｉｎｇｆｒｏｍａｓｉｎｇｌｅｊｅｔｏｎａｌｅａｄｉｎｇｅｄｇｅｍｏｄｅｌ[Ｊ].ＪｏｕｒｎａｌｏｆＴｕｒｂｏｍａｃｈｉｎｅｒｙꎬ２００６ꎬ１２８(３):５６４－５７１.(下转第８页)图１０㊀不同循环压比下循环效率及分流量的变化的增加ꎬ循环效率先增加后减小ꎬ存在一个最佳压比使得循环效率最佳ꎬ另外随着压比的增加ꎬ流过再压缩机的工质流量增加ꎬ这是因为随着压比的增加ꎬ透平出口压力降低ꎬ高低温回热器高温侧ＣＯ２比热容降低ꎬ为了保证换热器端差维持在合理水平ꎬ需要减小流过主压缩机的ＣＯ２流量ꎮ５㊀结㊀论经过本文的研究可以得到如下结论:(１)再压缩循环及其它复合循环由于采用了分流再压缩环节ꎬ其效率较简单回热循环提升明显ꎻ(２)循环各主要参数对不同循环的效率影响相似ꎬ循环最高温度及最高压力越大则各循环效率越高ꎬ循环最低温度越高ꎬ循环效率越低ꎻ(３)Ｓ￣ＣＯ２循环中增加再热环节及预压缩环节都可以提高系统循环效率ꎬ加入再热结构可增加透平出力ꎬ提高循环工质的平均吸热温度ꎬ增加预压缩结构可以有效地降低压缩机耗功ꎬ提高循环效率ꎬ增加再热环节后循环效率提升更明显ꎻ(４)对再压缩循环中包含再热及预压缩环节的循环ꎬ分别存在一个最佳的循环压比㊁再热压力㊁预压缩压力使得循环效率最高ꎮ参考文献[１]㊀高㊀峰ꎬ孙㊀嵘ꎬ刘水根.二氧化碳发电前沿技术发展简述[Ｊ].海军工程大学学报ꎬ２０１５ꎬ１２(４):９２－９６. [２]㊀ＡｔａＤ.ＡｋｂａｒｉꎬＳｅｙｅｄＭ.Ｓ.Ｍａｈｍｏｕｄｉ.ＴｈｅｒｍｏｅｃｏｎｏｍｉｃＡｎａｌｙｓｉｓ㊀㊀＆ＯｐｔｉｍｉｚａｔｉｏｎｏｆｔｈｅＣｏｍｂｉｎｅｄＳｕｐｅｒｃｒｉｔｉｃａｌＣＯ２(ｃａｒｂｏｎｄｉｏｘｉｄｅ)ＲｅｃｏｍｐｒｅｓｓｉｏｎＢｒａｙｔｏｎ/ｏｒｇａｎｉｃＲａｎｋｉｎｅｃｙｃｌｅ[Ｊ].Ｅｎｅｒｇｙꎬ２０１４ꎬ(７８):５０１－５１２.[３]㊀Ｔ.ＮｅｉｓｅｓꎬＣ.Ｔｕｒｃｈｉ.ＡＣｏｍｐａｒｉｓｏｎｏｆＳｕｐｅｒｃｒｉｔｉｃａｌＣａｒｂｏｎＤｉｏｘｉｄｅＰｏｗｅｒＣｙｃｌｅＣｏｎｆｉｇｕｒａｔｉｏｎｓｗｉｔｈａｎＥｍｐｈａｓｉｓｏｎＣＳＰＡｐｐｌｉｃａｔｉｏｎｓ[Ｊ].ＥｎｅｒｇｙＰｒｏｃｅｄｉａꎬ２０１４ꎬ(４９):１１８７–１１９６. [４]㊀ＢｒｉａｎＤ.ＩｖｅｒｓｏｎꎬＴｈｏｍａｓＭ.ＣｏｎｂｏｙꎬＪａｍｅｓＪ.ＰａｓｃｈꎬＡｌａｎＭ.Ｋｒｕｉｚｅｎｇａ.ＳｕｐｅｒｃｒｉｔｉｃａｌＣＯ２ＢｒａｙｔｏｎＣｙｃｌｅｓｆｏｒＳｏｌａｒ－ｔｈｅｒｍａｌＥｎｅｒｇｙ[Ｊ].ＡｐｐｌｉｅｄＥｎｅｒｇｙꎬ２０１３ꎬ(１１１):９５７–９７０. [５]㊀段承杰ꎬ杨小勇ꎬ王㊀捷.超临界二氧化碳布雷顿循环的参数优化[Ｊ].原子能科学技术ꎬ２０１１ꎬ４５(１２):１４８９－１４９４. 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[１３]㊀吴㊀毅ꎬ王佳莹ꎬ等.基于超临界ＣＯ２布雷顿循环的塔式太阳能集热发电系统[Ｊ].西安交通大学学报ꎬ２０１６ꎬ５０(５):１０８－１１３.[１４]㊀廖吉香ꎬ刘兴业ꎬ等.超临界ＣＯ２发电循环特性分析[Ｊ].热能动力工程ꎬ２０１６ꎬ３１(５):４０－４５.[１５]㊀ＤｏｓｔａｌＶ.ＡＳｕｐｅｒｃｒｉｔｉｃａｌＣａｒｂｏｎＤｉｏｘｉｄｅＣｙｃｌｅｆｏｒＮｅｘｔＧｅｎｅｒａ￣ｔｉｏｎＮｕｃｌｅａｒＲｅａｃｔｏｒｓ[Ｄ].ＤｅｐａｒｔｍｅｎｔｏｆＮｕｃｌｅａｒＥｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇꎬＭａｓｓａｃｈｕｓｅｔｔｓＩｎｓｔｉｔｕｔｅｏｆＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙꎬ２００４.４０－４５.(上接第３２页)[８]㊀ＣｏｕｌｔｈａｒｄＳＭꎬＶｏｌｉｎｏＲＪꎬＦｌａｃｋＫＡ.ＥｆｆｅｃｔｏｆＪｅｔＰｕｌｓｉｎｇｏｎＦｉｌｍＣｏｏｌｉｎｇＰａｒｔＩ:ＥｆｆｅｃｔｉｖｅｎｅｓｓａｎｄＦｌｏｗ－ＦｉｅｌｄＴｅｍｐｅｒａｔｕｒｅＲｅｓｕｌｔｓ[Ｊ].ＪｏｕｒｎａｌｏｆＴｕｒｂｏｍａｃｈｉｎｅｒｙꎬ２００７ꎬ１２９(２):２３２－２４６.[９]㊀ＣｏｕｌｔｈａｒｄＳＭꎬＶｏｌｉｎｏＲＪꎬＦｌａｃｋＫＡ.ＥｆｆｅｃｔｏｆｊｅｔｐｕｌｓｉｎｇｏｎｆｉｌｍｃｏｏｌｉｎｇｐａｒｔＩＩ:ｈｅａｔｔｒａｎｓｆｅｒｒｅｓｕｌｔｓ[Ｊ].ＪｏｕｒｎａｌｏｆＴｕｒｂｏｍａｃｈ￣ｉｎｅｒｙꎬ２００７ꎬ１２９(２):２４７－２５７.[１０]㊀ＢｉｄａｎＧꎬＶéｚｉｅｒＣꎬＮｉｋｉｔｏｐｏｕｌｏｓＤＥ.ＳｔｕｄｙｏｆＵｎｆｏｒｃｅｄａｎｄＭｏｄｕｌａｔｅｄＦｉｌｍ－ＣｏｏｌｉｎｇＪｅｔｓＵｓｉｎｇＰｒｏｐｅｒＯｒｔｈｏｇｏｎａｌＤｅｃｏｍｐｏ￣ｓｉｔｉｏｎＰａｒｔＩ:ＵｎｆｏｒｃｅｄＪｅｔｓ[Ｊ].ＪｏｕｒｎａｌｏｆＴｕｒｂｏｍａｃｈｉｎｅｒｙꎬ２０１３ꎬ１３５(２):０２１０３７.[１１]㊀ＢｉｄａｎＧꎬＶéｚｉｅｒＣꎬＮｉｋｉｔｏｐｏｕｌｏｓＤＥ.ＳｔｕｄｙｏｆＵｎｆｏｒｃｅｄａｎｄＭｏｄｕｌａｔｅｄＦｉｌｍ－ＣｏｏｌｉｎｇＪｅｔｓＵｓｉｎｇＰｒｏｐｅｒＯｒｔｈｏｇｏｎａｌＤｅｃｏｍｐｏ￣ｓｉｔｉｏｎＰａｒｔＩＩ:ＦｏｒｃｅｄＪｅｔｓ[Ｊ].ＪｏｕｒｎａｌｏｆＴｕｒｂｏｍａｃｈｉｎｅｒｙꎬ２０１３ꎬ１３５(２):０２１０３８.[１２]㊀李㊀硕ꎬ詹杰民ꎬ龚也君.不同吹风比下气膜冷却涡结构对冷却效率的影响[Ｊ].汽轮机技术ꎬ２０１６ꎬ５８(１):２９－３２. [１３]㊀ＡｊｅｒｓｃｈＰꎬＺｈｏｕＪＭꎬＫｅｔｌｅｒＳꎬｅｔａｌ.ＭｕｌｔｉｐｌｅＪｅｔｓｉｎａＣｒｏｓｓｆｌｏｗ:ＤｅｔａｉｌｅｄＭｅａｓｕｒｅｍｅｎｔｓａｎｄＮｕｍｅｒｉｃａｌＳｉｍｕｌａｔｉｏｎｓ[Ｊ].ＪｏｕｒｎａｌｏｆＴｕｒｂｏｍａｃｈｉｎｅｒｙꎬ１９９７ꎬ１１９(２):３３０－３４２.。