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前缘气膜孔对涡轮静叶冷却效果影响的数值模拟
杨凡;郑洪涛;李智明
【期刊名称】《热能动力工程》
【年(卷),期】2006(21)4
【摘要】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。
【总页数】5页(P345-349)
【关键词】燃气轮机;前缘气膜冷却;数值模拟;涡轮;第一级静叶
【作者】杨凡;郑洪涛;李智明
【作者单位】哈尔滨工程大学动力与核能工程学院
【正文语种】中文
【中图分类】TK474.7
【相关文献】
1.涡轮静叶复合角度气膜冷却孔排布置优化的数值研究 [J], 张玲;汪山入;董海瑞;张宏洋
2.叶栅前缘单排冷却孔气膜冷却效果的数值研究 [J], 袁野;万剑峰
3.涡轮静叶前缘气膜冷却数值模拟 [J], 杨凡;曹辉;郑洪涛;李智明
4.涡轮叶栅前缘气膜冷却数值模拟 [J], 颜培刚;王松涛;韩万金;王仲奇
5.涡轮叶栅前缘槽缝气膜冷却的数值模拟 [J], 王晓东;康顺
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31f发动机涡轮叶片冷却结构 一、啥是涡轮叶片冷却结构。 航空发动机在工作的时候，那温度可是相当高的，特别是涡轮叶片这个部位，要承受非常高的温度考验。就好比你在大夏天站在太阳底下，会觉得很热一样，涡轮叶片如果不采取点降温措施，那很容易就被烧坏。所以，就有了涡轮叶片冷却结构，它就像是给涡轮叶片装了个“小空调”，让它能在高温环境下正常工作。
二、气膜冷却结构是咋回事。 气膜冷却结构是涡轮叶片冷却结构里很重要的一种。简单来说，就是通过一些小小的孔或者缝，把比较凉的空气喷到涡轮叶片的表面，形成一层像保护膜一样的冷空气膜。这个冷空气膜就像是给涡轮叶片穿上了一层“防护服”，把高温燃气和涡轮叶片隔离开来，让叶片不会直接接触到那么高的温度。
比如说，你可以想象一下，在炎热的夏天，你往手上喷点花露水，是不是会感觉到凉凉的？这和气膜冷却有点类似，喷出来的花露水就像是那层冷空气膜，让你的手感觉舒服一些。
三、31f发动机涡轮叶片气膜冷却结构的特点。 （一）孔的设计很讲究。 31f发动机涡轮叶片上的那些用来喷气的小孔，可不是随便打的。它们的大小、形状和分布都是经过精心设计的。这些小孔就像是一个个小窗口，要让冷空气能均匀地喷出来，形成一层连续的、稳定的气膜。如果孔打得太大或者太小，或者分布不均匀，那气膜就可能会出现漏洞，就起不到很好的保护作用。
举个例子，就好比你在浇花的时候，如果喷头的孔不均匀，有的地方水喷得多，有的地方水喷得少，那花就可能有的地方浇得太湿，有的地方又浇不到水，对？
（二）气膜的角度有讲究。 喷出来的冷空气形成的气膜，它的角度也是很重要的。这个角度要设计得刚刚好，这样才能让气膜更好地贴在涡轮叶片的表面，起到最好的冷却和保护作用。如果角度不对，气膜可能就会很容易被高温燃气吹跑，那就白费力气。
比如说，你拿着扇子扇风的时候，如果扇子的角度不对，风就可能吹不到你想要吹的地方，对？气膜的角度就有点像这个扇子的角度，得找准了才行。
收稿日期：2023-02-09基金项目：航空动力基础研究项目资助作者简介：饶乐威（1998），男，在读硕士研究生。
引用格式：饶乐威，王天壹，连文磊.热辐射对气膜冷却叶片表面热负荷的影响[J].航空发动机，2023，49（4）：38-47.RAO Lewei ，WANG Tianyi ，LI⁃AN Wenlei.Effect of thermal radiation on the thermal load of a film-cooled vane[J].Aeroengine ，2023，49（4）：38-47.第49卷第4期2023年8月Vol.49No.4Aug.2023航空发动机Aeroengine热辐射对气膜冷却叶片表面热负荷的影响饶乐威，王天壹，连文磊（南京航空航天大学能源与动力学院，南京210016）摘要：为了明确不同因素对叶片表面热负荷的影响规律，利用改进的WSGG 模型，通过CFD 数值仿真进行对流辐射耦合计算，探明高温燃气辐射传热对叶片表面热负荷的影响。
结果表明：进口压力、温度、黑体辐射温度和壁面发射率对叶片表面热负荷均有一定影响，在进口总温从1750K 升高到2150K 的过程中，叶片表面温度整体升高幅度为250～300K ，而黑体辐射温度对叶片表面温度的提升最高为40K 。
在壁面发射率从0.3提高到0.8的过程中，叶片表面辐射热流密度随之增大，在吸力面和压力面局部区域辐射热流密度增大了1倍。
壁面发射率和高温燃气进口温度对叶片表面的温度和热流作用相当均匀，进口压力和黑体辐射温度对叶片尾缘、前缘和压力面的热负荷影响远大于其他区域。
在此基础上，提出了以进口总温、黑体辐射温度、余气系数和壁面发射率为自变量，以辐射换热热流密度为因变量的辐射换热的经验准则关系式，获得了该经验关系式的拟合结果，并对该拟合精度进行了计算，相对误差均小于5%。
关键词：热负荷；对流辐射；涡轮叶片；数值模拟；灰气体加权和模型；经验准则关系式；航空发动机中图分类号：V232.4文献标识码：Adoi ：10.13477/ki.aeroengine.2023.04.006Effect of Thermal Radiation on the Thermal Load of a Film-Cooled VaneRAO Le-wei ，WANG Tian-yi ，LIAN Wen-lei（School of Energy and Power Engineering ，Nanjing University of Aeronautics and Astronautics ，Nanjing 21006，China ）Abstract ：Thermal radiation has a great influence on vane surface thermal load.To clarify the influence law of different factors on vane surface thermal load,an improved WSGG model was used to conduct convective radiation coupling calculation through CFD numeri⁃cal simulation,and the influence of high-temperature gas radiation heat transfer on blade surface heat load was investigated.The results show that inlet pressure,temperature,blackbody radiation temperature,and wall emissivity all have a certain influence on vane surface ther⁃mal load.When the total inlet temperature rises from 1750K to 2150K,the vane temperature rises by 250K-300K,while the blackbody ra⁃diation temperature increases the vane temperature by 40K at the highest.When the wall emissivity increases from 0.3to 0.8,the radiantheat flux on the vane increases,and the radiant heat flux in some areas of the suction surface and pressure surface increases by one time.The effects of wall emissivity and inlet temperature on the vane temperature load and heat flow load are quite uniform.The influence of inlet pres⁃sure and blackbody radiation temperature on the thermal load of the trailing edge,leading edge,and pressure surface of the vane is muchgreater than in other areas.An empirical criterion relation of radiant heat transfer was proposed,which takes total inlet temperature,black⁃body radiant temperature,excess air coefficient,and wall emissivity as independent variables and radiant heat flux as a dependent variable.The fitting results of the empirical relation are obtained,and the relative errors are all less than 5%by calculating the fitting accuracy.Key words ：thermal load;convection-radiation;turbine vane;numerical simulation;WSGG model;empirical criterion relation;aero⁃engine0引言当前高性能航空发动机涡轮前进口温度已然达到了1900K 的超高温水平，并且仍有继续上升的趋势，给热端部件承载热负荷的能力带来了巨大挑战，特别是在冷却系统设计和材料开发方面[1]。
先进涡轮发动机的冷却技术研究在现代航空航天领域，涡轮发动机的性能提升一直是研究的重点方向。
而其中，冷却技术的不断发展和创新对于提高涡轮发动机的工作效率、可靠性和寿命起着至关重要的作用。
涡轮发动机在工作时，内部温度极高。
高温不仅会影响发动机的性能和寿命，甚至可能导致部件的损坏和故障。
因此，有效的冷却技术是确保涡轮发动机正常运行的关键。
目前，常见的涡轮发动机冷却技术主要包括气膜冷却、内部对流冷却和冲击冷却等。
气膜冷却是一种在部件表面形成一层低温气体膜，以隔离高温燃气的冷却方式。
这层气膜能够有效地减少高温燃气与部件表面的热交换，从而降低部件的温度。
为了实现良好的气膜冷却效果，需要对气膜孔的形状、分布和喷射角度等进行精心设计。
不同形状和分布的气膜孔会产生不同的冷却效果。
例如，圆形气膜孔相对简单，但冷却效果可能有限；而异形气膜孔，如扇形或矩形气膜孔，能够在特定条件下提供更均匀和有效的冷却。
内部对流冷却则是通过在部件内部设计复杂的冷却通道，让冷却液在通道内流动，从而带走部件内部的热量。
这些冷却通道的形状和布局对冷却效果有着重要影响。
例如，采用螺旋形或蜿蜒形的冷却通道可以增加冷却液与部件的接触面积，提高冷却效率。
此外，冷却液的流量、温度和压力等参数也需要精确控制，以确保冷却效果的同时，不会对发动机的整体性能产生负面影响。
冲击冷却则是利用高速喷射的冷却液直接冲击部件表面，实现快速降温。
这种冷却方式通常用于局部高温区域，如叶片前缘等。
冲击冷却的效果取决于冷却液的喷射速度、喷射距离和冲击角度等因素。
通过优化这些参数，可以在局部区域实现高效的冷却。
随着材料科学的不断进步，新型耐高温材料的应用也为涡轮发动机的冷却技术带来了新的机遇。
例如，陶瓷基复合材料具有优异的耐高温性能，可以在更高的温度下工作，从而减少对冷却的需求。
同时，这些新型材料的热传导性能也有所不同，这就需要对冷却技术进行相应的调整和优化。
在冷却技术的研究中，数值模拟和实验研究是两种重要的手段。
基于源项法的气膜冷却涡轮叶片多目标优化
尹钊;方祥军
【期刊名称】《推进技术》
【年(卷),期】2013(34)10
【摘要】以GE-E3高压涡轮第一级气冷导叶为研究对象,通过多目标遗传算法优化气膜孔布局以降低叶片表面温度。
其中采用源项法模拟全场气膜冷却效果,该方法节省计算量的同时无需对气膜孔划分网格,通过对比实验结果后认为,源项法可以较好地模拟出冷气覆盖效果如表面动量损失等。
在此基础上采用多目标遗传算法NSGA-II(Nondominated Sorting Genetic Algorithm II),以气膜孔的出气角及流向位置为设计变量,以叶片表面最高温度及平均温度为优化目标。
结果表明叶片表面温度分布有所改善,其中压力面优化效果要好于吸力面。
【总页数】6页(P1339-1344)
【作者】尹钊;方祥军
【作者单位】北京航空航天大学能源与动力工程学院
【正文语种】中文
【中图分类】V231.1
【相关文献】
1.模拟和没有模拟涡轮导向叶片激波和尾流的燃气涡轮转子叶片的气膜冷却
2.涡轮叶片吸力面扇形孔气膜冷却效率优化
3.涡轮叶片气膜冷却孔电解加工气液两相流
场特性分析4.气膜孔几何结构对涡轮叶片气膜冷却影响的研究进展5.气膜孔形状对涡轮叶片气膜冷却效果的影响
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收稿日期:1999-08-12;修订日期:1999-10-30基金项目:教育部博士点基金资助项目(97021305)作者简介:王松涛(1971-),男,哈尔滨工业大学241教研室讲师,博士第15卷 第3期2000年7月航空动力学报Journal of Aerospace PowerVol.15No.3July 2000文章编号:1000-8055(2000)03-0274-04叶栅内冷气射流场结构的数值模拟王松涛 冯国泰 王仲奇(哈尔滨工业大学241教研室,黑龙江哈尔滨 150001)摘要:采用具有T V D 性质的三阶精度Go dunov 格式对涡轮叶栅背弧表面进行了冷气喷射的数值模拟。
射流由冷气孔喷出后在空间的发展过程中逐渐形成典型的卵形涡对,在压力场的作用下射流被压弯并逐渐向背弧表面靠拢。
射流在出口附近具有刚体的特性,并在射流前方形成了鞍点及马蹄涡。
同时本文还验证了大冷气喷射速率条件下,卵形涡消失于主流而非边界层内的结论。
关 键 词:叶栅;流场;数值模拟自 由 词:冷气喷射;卵形涡中图分类号:V 231.3 文献识别码:A1 前 言 随着涡轮入口温度的提高,涡轮冷却技术研究的重要性越来越为人们所重视。
如何合理地选择冷却方案以获得最佳的冷却效果是冷却技术研究的目的所在。
冷气射流场的结构、射流场与主流场以及射流场之间的相互作用是影响冷却效果及气动效率的主要因素。
国内外在这一领域里相继开展了一些实验研究[1～4],给出了冷气掺混的基本过程及流场的基本结构。
在90年代初期,国外的学者就开始了通过求解N-S 方程进行冷气喷射流场数值模拟的研究工作,希望通过数值模拟这一手段对冷气掺混的机理进行深入的研究。
Gar g 和Gaugler 采用B-L 模型对实际涡轮考虑冷气掺混的情况进行了计算,但该方法没有计及冷气腔的计算[5,6]。
Do ney 和Davis 分别对二维及三维涡轮的冷却进行了计算[7],但由于所采用网格技术上的缺陷,使该计算未能很好的模拟出冷气孔周围的流场。
燃气轮机涡轮叶片前缘气膜冷却性能仿真为探讨椭圆形叶片前缘气膜冷却特性，采用数值仿真研究了半椭圆柱形前缘单排圆柱孔在吹风比为1.0和2.0时气膜冷却效率。
结果表明：气膜冷却效率随吹风比增大而降低，沿着流向先降低再升高。
低吹风比时，气膜孔排距离滞止线越远，冷气在展向扩散性越好，气膜冷却效率越高。
高吹风比时，孔排距离滞止线越远，冷气展向扩散性沿流向由差变好。
标签：椭圆形前缘；吹风比；孔排布局；冷却效率1 引言燃气轮机是热力发电的重要设备，燃气轮机热效率和输出功率随着涡轮进口燃气温度的升高而提升，现代燃气轮机进口温度已经远远超过叶片材料耐热极限，必须采用更加高效和可靠的冷却方式。
叶片前缘区域直接面对高温燃气来流冲击，是热负荷最严重区域，由于叶片前缘区域多排气膜孔出流相互干扰，传热和流动状况非常复杂，如何有效设计前缘区域气膜冷却结构来提高冷却效率，成为研究者们关注的重点和难点[1]。
国内外研究者采用实验和数值仿真方法对叶片前缘气膜冷却进行了大量研究。
Mick等[2]分析了吹风比对气膜冷却效率的影响。
Mehendale等[3]对叶片前缘有两排气膜孔的冷却效率进行了测量，发现前排孔的气膜可以增加后面的边界层厚度，从而促进后排孔冷气与主流的掺混。
Yuen等[4]对比研究了顺排和错排布置的多排孔气膜冷却效率。
国内李广超等[5]采用半圆柱模型对叶片前缘多排圆柱形孔的气膜冷却换热和冷却效率进行了实验和数值仿真。
李少华等人[6]对涡轮叶片前缘多孔气膜冷却进行数值仿真，探讨流线分布与冷区死区变化范围的关系。
戴萍等人[7]对叶片前缘双排孔进行了气膜冷却数值仿真、，指出孔排与前缘滞止线的距离对于冷气贴壁效果有较大影响。
雷云涛[8]等对圆柱形前缘双排交错孔气膜冷却进行了数值仿真，得到了吹风比增大冷气偏移明显的结论。
上述有关文献都是对圆柱形叶片前缘气膜冷却进行研究，而对椭圆形叶片前缘的研究非常少。
本文建立了椭圆形叶片前缘多排孔几何模型，分析了椭圆形叶片前缘孔排布局对于气膜冷却效率的影响。
化工燃气轮机动叶全表面气膜冷却影响的数值模拟张玲;修栋波;汪山入【摘要】对非定常环境下燃气轮机动叶全表面气膜冷却流场进行数值模拟,应用标准k-ε两方程紊流模型和SIMPLE算法,用直径6mm的圆柱模拟静叶.使圆柱产生尾迹,研究不同吹风比时尾迹对下游动叶全表面冷却效率和传热特性的影响.结果表明:圆柱尾迹产生漩涡,漩涡会导致熵增,使动叶全表面能量有损失.吹风比M=0.5时,射流孔处冷却效果较好,动叶整个表面冷却效率较低,表面传热也较差;吹风比M=1.5时,射流孔处冷却效率降低,而整个表面冷却效率增加,传热增强.【期刊名称】《化工机械》【年(卷),期】2016(043)002【总页数】8页(P186-193)【关键词】燃气轮机;动叶全表面;气膜冷却;非定常尾迹;传热【作者】张玲;修栋波;汪山入【作者单位】东北电力大学能源与动力工程学院;东北电力大学能源与动力工程学院;沈阳热力工程设计研究院【正文语种】中文【中图分类】TQ051.5燃气轮机在航空、陆用发电和各种工业领域应用广泛，不仅在自备电站(或动力站)与原有发电设备组成联合循环系统，提高供电效率，而且在大型化纤厂、磷肥厂及电石厂等石油化工企业中也有应用。
燃气轮机可作为直接拖动压缩机的驱动机，也可以作为各种泵的驱动机[1]。
我国轻型燃气轮机工业主要集中在航空系统，20世纪70年代开始，在航空发动机的基础上改型生产了WJ-5G、WJ-6G、WP-6G及WZ-6G等工业燃气轮机，用于油田、石化及邮电等部门[2]。
另外一方面，燃气轮机热效率与功率都与涡轮进口温度有关，随着涡轮前燃气温度的不断提高,涡轮叶片表面的冷却问题越来越重要[3]。
Nirmalan N V和Hylton L D在发动机实际工作状态下研究了马赫数、雷诺数及湍流度等主要因素对带有多排射流孔的涡轮导叶表面换热系数的影响[4]。
袁锋等对带有气膜冷却的涡轮叶片进行三维数值模拟，研究旋转、吹风比和冷气喷射角度对叶片表面绝热冷却效率的影响[5]。
1998年5月收稿;1998年7月收到修改稿。 3本文系国家自然科学基金资助项目,编号:5930605533男 27岁 博士 讲师 哈尔滨工业大学能源科学与工程学院241教研室 150001
第14卷 第2期航空动力学报Vol114No12
1999年4月JournalofAerospacePowerApr. 1999
吸力面上气膜冷却对涡轮叶栅流场影响的实验研究3
哈尔滨工业大学 陈 浮33 宋彦萍 王仲奇【摘要】 利用气动探针测量和墨迹显示方法,对不同实验方案下,带吸力面气膜冷却的某型涡轮导向器叶栅流场结构进行了实验研究。结果表明,冷气射流与燃气主流的掺混以及卵型涡的形成,
使得吸力面根部出现了与通道涡旋向相反的涡系;卵型涡始终以一定形式存在于叶片表面,直到叶栅出口与尾迹相互作用后才达到均匀状态;冷气射流很难进入到通道涡分离线与端壁所形成的三角形区域中,通道涡分离线明显向端壁方向下移。
主题词: 涡轮 叶栅 流场 实验 自由词: 气膜冷却 分类号: V231.3
1 引 言 尽管目前关于气冷涡轮叶栅流场结构的系统研究成果仍较少,但国内外一些研究者的工作已经表明,对该问题的深入研究有助于全面理解冷气射流与燃气主流的掺混机理,为将高效冷却技术应用于航空发动机中奠定良好基础[1～4]。本文对带吸力面气膜冷却的某型涡轮导向器叶栅流场进行了实验研究,探讨了从吸力面不同位置喷射冷气时射流与主流掺混所产生
图2 测量截面分布的“卵型涡”和叶栅流道中二次流涡系相互作用的关系。
2 实验装置 实验在哈尔滨工业大学发动机气体动力研究中心低速风洞实验台上进行。图1和图2为实验用叶片型线、冷气
图1 叶型参数、冷气喷射孔位置© 1995-2004 Tsinghua Tongfang Optical Disc Co., Ltd. All rights reserved.
________________________________________________________________www.paper.edu.cn喷射孔位置及测量截面分布。喷射冷气与主流的质量流量比Β为0,016◊和112◊,实验进口弦长雷诺数约为410×105。有关实验装置的具体阐述参见文献[5,6]。实验中采用墨迹显示法进行流场显示研究。
3 气动测量结果分析 为了能够清晰表明冷气喷射对栅内外二次流速度场分布的影响,将有无冷气喷射时每一测量点处的速度矢量相减做图。由于射流与主流掺混形成的卵型涡尺度较小,距叶片表面较近,因而测量结果主要说明射流对主流流场的影响而非射流本身的结构,但这也足以说明气冷涡轮叶栅流场结构的特点。从图3可以看出,栅内喷射孔所处位置的叶片表面附近有一列二次流矢量差值指向吸力面,这表明射流对主流的滞止作用使得少部分主流绕射流发生回流,大部分主流则由于卵型涡的产生而被挤向流道中间;喷射孔下游,卵型涡在主流作用下逐渐靠近叶片表面,主流回流现象已很难测到,矢量差值均指向流道中间。随着射流向下游发展,吸力面根部出现了与通道涡旋向相反的涡系,它对通道涡有“排挤”作用,使其位置向压力面移动。
图3 孔1喷气时截面5,6,7,9二次流矢量场变化(Β112◊-Β0◊;左侧为吸力面;
右侧为压力面)
图3和图4给出的孔1～4分别喷射冷气时,叶栅出口测量截面7,9处的二次流速度差值分布(Β=112◊)表明,截面7处二次流矢量场沿叶高和节距方向的变化极为剧烈;截面9处的变化则相对平缓且主要体现在端壁区域。许多研究者认为冷却空气逆或顺主流方向喷出时,射流与主流的掺混均将在较短距离内完成,并以处于均匀状态的混合气体的形式向下游发展。但本文的实验结果表明上述观点是有一定局限性的。在文中实验条件下,叶栅出口测量截面7处二次流矢量差值沿叶高变化极为混乱,端壁附近的变化也相当明显,这就证明了如下结论:即冷气射流与主流间的掺混所形成的卵型涡系始终存在于叶栅流道内,在主流作用下射流沿主流方向弯曲,卵型涡系较为贴近叶片表面向下游运动,到达叶栅出口时它与紊乱的尾迹相互作用,又一次发生掺混,然后才达到均匀状态。
261航空动力学报第 14 卷© 1995-2004 Tsinghua Tongfang Optical Disc Co., Ltd. All rights reserved.中国科技论文在线________________________________________________________________www.paper.edu.cn图4 孔2～孔4喷气时截面7,9二次流矢量场变化(Β112◊-Β
0◊)
4 流场显示结果分析 流场显示提供的流谱能为建立涡轮叶栅内涡系模型提供依据。本文通过墨迹法研究了气冷涡轮叶栅端壁和叶片表面的气流流动状况。由于实验叶片为直叶片,仅对二分之一叶高内的叶片表面和下端壁进行了流场显示实验。此外,显示结果表明吸力面上冷气喷射对端壁和压力面表面的流线影响很小,因此仅给出有冷气喷射时吸力面表面的显示结果。图5为有无冷气喷射时流场显示结果。由图可见,孔1逆主流喷射冷气时,叶片表面极限流线变化较小。由于气动测量表明吸力面附近二次流速度差值相当大,因此该现象不能说明卵型涡强度小或射流与主流的掺混瞬间完成。而是由于吸力面上主流加速增加了其与射流间的剪切力,使得卵型涡强度较大且距叶片表面有一定距离,因而体现在叶片表面的卵型涡分离线不是很明显。距叶片表面较远且强度较大的卵型涡的存在,导致射流与主流的掺混较剧烈且主要发生在主流区。孔2～孔4顺主流喷气时,没有逆向射流与主流的初始"碰撞"现象,射流作为整体保持的能量、动量较大,掺混导致的卵型涡强度也较大;顺向射流易于被主流压弯,卵型涡距叶片表面较近。因此叶片表面流线展向变化大,卵型涡分离线很明显。叶片表面不同位置的流态、压力梯度和型面压力等都不同,因此从不同位置以不同角度
361第 2 期吸力面上气膜冷却对涡轮叶栅流场影响的实验研究3© 1995-2004 Tsinghua Tongfang Optical Disc Co., Ltd. All rights reserved.中国科技论文在线________________________________________________________________www.paper.edu.cn喷射冷气时形成的卵型涡尺度应该有所区别,但孔2～孔4喷气时的显示结果却表明卵型涡分离线型式大致相同。实际上这恰好说明上述三种方案下射流形成卵型涡尺度及其距叶片表面距离的不同。孔2喷射角度虽然较大,但处于顺压力梯度区,主流加速即使得卵型涡尺度较大,也抑制了它离开叶片表面的趋势。孔3和孔4喷射角度较小,但处于逆压力梯度区,情形相反,卵型涡尺度较小,距表面较远。因此,考虑到喷射角度、卵型涡尺度及其距叶片表面距离的相互关系,做为空间涡系的卵型涡,其在叶片表面上分离线型式很可能是大致相同的。此外,从冷气喷射处一直到叶栅出口的卵型涡分离线的存在,证明了从气动测量结果中得到的结论,卵型涡并没有在短距离内消失,而是始终存在于流道中,贴近叶片表面向下游运动,在叶栅出口与尾迹再次掺混破裂后才达到均匀状态。
图5 孔1～孔4喷气时叶片表面流场显示结果(Β112◊-Β0◊)
461航空动力学报第 14 卷© 1995-2004 Tsinghua Tongfang Optical Disc Co., Ltd. All rights reserved.中国科技论文在线________________________________________________________________www.paper.edu.cn图5还表明,喷射冷气明显改变了通道涡的发展趋势,与无冷气喷射时相比,不同方案下通道涡分离线向端壁方向下移约15◊,20◊,40◊和50◊(Β=112
◊时)。通道涡的存在
使得喷射冷气无法进入通道涡分离线和端壁所形成的三角形区域中,破坏了冷却效果。根据显示结果可以认为,如果从马蹄涡压力面分支与相邻叶片的吸力面分支交点A附近开设距端壁足够近的喷射孔,在冷气喷射量较大的情况下可以避免上述情况的发生,但该设计方案可能造成较大的掺混损失。此外,所谓的喷射冷气改变通道涡的发展趋势是指卵型涡(或喷射冷气)占据了叶片表面附近原本由通道涡所占据的空间,使通道涡略微远离叶片表面。
5 结 论 利用气动探针测量和墨迹显示方法,对不同实验方案下,带吸力面气膜冷却的某型涡轮导向器叶栅流场结构进行了实验研究。结果表明:
(1)冷气射流与主流的掺混以及卵型涡的形成,使得吸力面根部出现与通道涡旋向相反
,
并对它有“排挤”作用的涡系。(2)卵型涡系始终存在于叶栅流道内,在主流作用下贴近叶片表面向下游运动,到达叶
栅出口时与尾迹相互作用,再次发生掺混后达到均匀状态。(3)冷气射流很难进入到通道涡分离线与端壁所形成的三角形区域中,通道涡分离线明
显向端壁方向下移。(4)喷射角度、压力梯度、主流速度等参数决定了卵型涡的强度、尺度和距叶片表面的
距离。
参 考 文 献1 WilfertG,FottnerL.TheAerodynamicMixingEffectofDiscreteCoolingJetsWithMainstreamFlowonaHighlyLoad2
edTurbineBlade.ASME,1994:94-GT-2352 GoldsteinRJ,ChenHP.FilmCoolingonaGasTurbineBladeNeartheEndWall.ASMEJournalofEngineeringfor
GasTurbinesandPower,1985,107:117-1223 DringRP,BlairMF,JoslynHD.AnExperimentalInvestigationofFilmCoolingonaturbineRotorBlade.ASMEof
JournalofEngineeringforPower,1978,107:81-874 陈浮.气冷涡轮叶栅内三维流场的实验研究与数值模拟:[博士学位论文].哈尔滨工业大学,19975 陈浮,杨弘,龚存忠等.冷气喷射对直叶栅型面压力及气动损失分布影响的实验研究.工程热物理学报,1998,19(1):49-52
6 陈浮,杨弘,龚存忠等.冷气喷射对直叶栅型面压力分布影响的实验研究.航空动力学报,1998,13(1):57-60
(责任编辑 杨再荣)
561第 2 期吸力面上气膜冷却对涡轮叶栅流场影响的实验研究3
© 1995-2004 Tsinghua Tongfang Optical Disc Co., Ltd. All rights reserved.中国科技论文在线________________________________________________________________www.paper.edu.cn
