涡轮工作叶片表面气膜冷却效率的实验研究

在大尺寸低速线性叶栅风洞上进行实验,采用放大的叶片模型,测量了涡轮工作叶片表面不同位置单排气膜孔的气膜冷却效率,研究了孔排位置、吹风比及来流雷诺数的影响。试验叶片表面上开有8排气膜孔,其中吸力面2排,前缘区3排,压力面3排。实验的参数变化范围是:基于叶片弦长的来流雷诺数250000～450000,吹风比0 5～2 5。结果表明,由于气膜孔排位置的不同,其下游冷却效率受来流雷诺数及吹风比影响的变化趋势也有所不同,孔排位置一定时,冷却效率主要由吹风比决定。该实验结果对涡轮叶片型面气膜冷却的实际工程设计研究有重要意义。     

涡轮叶片表面气膜冷却效率的实验研究

采用放大的叶片模型，利用大尺寸低速线性叶栅风洞进行实验，测量了涡轮导向叶片表面不同位置单排气膜孔的气膜冷却效率，研究了孔排位置、吹风比及来流雷诺数的影响。风洞实验段由3个叶片组成，其中中间的叶片为试验叶片，由优质木材制成。试验叶片表面上开有15排气膜孔，其中吸力面3排，前缘区6排，压力面6排。实验的参数变化范围是：基于叶片弦长的来流雷诺数250000-450000，吹风比0．5-2．5。结果表明，由于气膜孔排位置的不同，其下游冷却效率受来流雷诺数及吹风比影响的变化趋势也有所不同。     

基于压力敏感漆技术的尾迹对涡轮动叶前缘气膜冷却影响研究

为探究上游尾迹影响下的涡轮动叶前缘气膜冷却特性,采用压力敏感漆技术,研究了尾迹对涡轮动叶前缘带有三排径向复合角圆柱形气膜孔的气膜冷却效率的影响,获得了不同吹风比(1.0～3.0)和尾迹斯特劳哈尔数(0,0.12,0.36)条件下前缘区域全表面气膜冷却效率分布的实验数据。结果表明:有尾迹时,随着吹风比的增加,叶片前缘大部分区域气膜冷却效率逐渐增加,仅有压力面侧气膜孔附近冷却效率逐渐降低。随着尾迹斯特劳哈尔数增加,前缘靠近压力面侧孔排下游的径向平均气膜冷却效率最大增加幅度达0.07,前缘正中间孔排附近径向平均气膜冷却效率最大降低幅度达0.13,前缘靠近吸力面侧孔排下游的径向平均气膜冷却效率最大降低幅度达0.18。整体看来,尾迹使前缘大部分区域气膜冷却效率降低。     

涡轮叶片前缘对冲孔排气膜冷却特性的数值研究

对涡轮叶片前缘对冲孔排和错位对冲孔排的气膜冷却特性进行了数值研究,分别在吹风比为05、10、15、20的工况下,分析了模型表面气膜冷却效率和表面传热系数的分布规律,对比了不同气膜孔排结构和孔间距对下游气膜冷却效率和传热系数的影响。结果表明:相比于传统同向倾斜孔排结构,对冲孔排结构并没有减弱气膜的冷却特性,反而在靠近端壁处比传统同向倾斜孔排更易于加工;两种孔排下的气膜冷却效率均随着吹风比的增大而减小,而传热系数值均随着吹风比的增大而增大;在孔排近下游范围内,随着孔间距的增大,气膜冷却效率逐渐减小且在小吹风比下更加明显,传热系数值随着孔间距的增大逐渐减小且在大吹风比下更加明显。      

冷却孔非均匀排布波纹板隔热屏冷却特性仿真

为了更加合理地分配冷却气体流量，提高纵向波纹板隔热屏结构的气膜冷却效率，提出了非均匀孔排布局波纹板隔热 屏结构，即保持开孔率不变，构建了上游波纹结构气膜孔排布密集、下游波纹结构气膜孔排布稀疏的非均匀结构。在发动机真实 工况下，采用数值仿真的方法研究了非均匀孔排方式对沿程冷却气体流量分配特性和气膜冷却特性的影响规律，揭示了振幅比变 化对波纹板隔热屏冷却效果的影响规律。结果表明：前密后疏型非均匀孔排布局可以改变冷却气体在隔热屏不同位置处的出流 量，从而显著提高隔热屏的气膜冷却效率。在气膜孔孔参数以及开孔率不变时，增大隔热屏上游孔排密度既可以提高隔热屏上游 的冷却效果，又不会明显降低隔热屏下游的冷却效果，使隔热屏整体面平均气膜冷却效率有所提高，相比于均匀孔排结构，前密后 疏孔排布局最高可使隔热屏面平均气膜冷却效率提高12.66%；在相同工况下，当振幅比从0.035增大至0.075时，隔热屏的面平均 气膜冷却效率显著提高，最高可使其面平均气膜冷却效率提高16.32%。     

双排簸箕形孔气膜冷却效率及其叠加算法

对双排错排簸箕形孔气膜冷却效率进行了实验研究,测出了孔排下游的局部冷却效率的分布.对比研究了单排孔与双排孔气膜冷却效率分布的特点及双排孔气膜冷却效率的叠加算法.结果表明,在单排孔条件下所确定的最佳吹风比,在多排孔喷射时是不适用的.在较高吹风比下,如采用传统的气膜冷却效率的叠加算法,根据单排孔冷却效率计算双排孔冷却效率会产生很大的偏差,其计算结果远低于试验值.给出了双排错排的簸箕形孔的喷射时,冷却效率的叠加计算关系式.     

气冷涡轮前缘冷气射流角度优化研究

为了研究复合角度的圆形气膜孔对涡轮叶片冷却效果和气动性能的影响,利用SST的k-ω模型对涡轮叶栅进行数值模拟,对前缘区域冷却孔进行复合角度优化设计,给出前缘滞止线附近和吸力面改型前后的冷却特性分析。结果表明圆形气膜孔的复合角度对冷却和气动的影响明显,在前缘压力面,侧向角分别为85°,60°和45°,冷气在前缘处改变滞止点的位置,切向速度增大,冷却效果显著增强。在前缘吸力面上,冷却孔的入射角从45°变为30°,侧向角由-15°改为0°和30°,冷气与主流掺混减弱,壁面冷却效率增大,同时影响近壁面的主流从而改变流场结构。     

旋转状态下气膜冷却特性的数值研究

 通过对带有气膜孔倾斜角度为30°,60°和90°圆柱形交错孔排的涡轮叶片模型进行数值模拟,得到了不同平均吹风比、雷诺数和旋转数情况下前缘面侧与后缘面侧的气膜冷却流动与换热特性及各气膜孔流量系数的分配规律。结果表明,冷气受到离心力与哥氏力的共同作用在前缘面侧向高半径处发生偏转,导致壁面冷却效率降低;雷诺数的增大会降低壁面上的气膜冷却效率,高吹风比则不利于紧贴气膜孔下游区域的冷却;各气膜孔的流量系数随着平均吹风比的增大而增大,随旋转数的提高而减小;受哥氏力作用的影响,相同工况下后缘面侧各气膜孔的流量系数明显高于前缘面侧对应气膜孔的值。     

倾角孔对叶片前缘冷却效率影响的数值研究

为进一步改善燃气轮机叶片前缘区域气膜冷却效果,在全尺寸燃气轮机透平级上对"直角孔"和"倾角孔"两种孔结构的流动和传热进行了数值模拟研究。结果显示"倾角孔"结构能够有效地提高前缘区域的冷却效率,在特定的结构参数下,其冷却效率最高可达直角孔的2.42倍。通过流场的分析对其提高冷却效率的机理进行了说明:倾角孔形成的气膜可以有效覆盖孔间和孔排间的冷却盲区,从而提高了冷却效率。此外还研究了吹风比、孔径和孔距对"倾角孔"冷却效率的影响。结果表明:倾角孔的冷却效率同时受到交错流有效度和和二次流与主流掺混度的影响,在这两个因素共同作用下,冷却效率存在着一个峰值;孔径的增大和孔距的减小可以提高冷却效率,但是由于孔排间二次流的干涉作用,孔距过小会导致冷却效率分布不均匀。     

气膜孔布局对前缘气膜冷却效率影响的实验

针对叶片前缘结构的特点,建立了前缘气膜冷却实验台,实验模型由半圆柱面和两个平板组成,在距离滞止线2倍气膜孔直径距离位置布置了1排气膜孔。主流在前缘的湍流度为8%,二次流和主流密度比为1.5,动量比变化范围为0.5~4,分析了在不同动量比下气膜孔间距和径向角变化对径向平均气膜冷却效率的影响。径向角分别为0,°45,°65,°孔间距与孔径的比分别为2,3,4。研究结果表明,随着孔间距的增加,径向平均冷却效率逐渐降低。径向角对径向平均冷却效率的影响非常复杂。     

叶片前缘气膜冷却效率的实验研究

采用放大的半圆柱状表面模拟涡轮叶片前缘的形状,对叶片前缘多排圆柱形孔的气膜冷却效率进行了实验研究。测出了孔排区及其下游的局部冷却效率。研究了主流雷诺数及平均吹风比对冷却效率及二次流(冷气)出流轨迹的影响。实验参数范围是:主流雷诺数Re=42000～127000,平均吹风比M=0.8～2.0,测量分8个工况进行。      

密度比对涡轮叶片表面气膜冷却换热系数的影响

 采用放大的叶片模型，利用大尺寸低速线性叶栅风洞进行试验，测量了涡轮工作叶片表面不同位置处气膜孔下游叶片表面的换热系数，研究了不同吹风比、密度比和雷诺数的影响。风洞试验段由3个叶片组成，其中中间的叶片为试验叶片。试验叶片表面上开有6排气膜孔，其中吸力面1排，前缘区3排，压力面2排。试验结果表明：密度比对叶片表面气膜孔下游换热系数有影响，以往采用空气作为主流及二次流，在低温差下进行试验，所获得的叶片表面气膜孔下游的换热系数在用于涡轮叶片气膜冷却的实际设计时，必须进行修正。     

Experimental investigation of the full coverage film cooling effectiveness of a turbine blade with shaped holes

The film cooling effectiveness of two turbine blades at different turbulence intensities(0.62% and 16.00%) and mass flux ratios(2.91%, 5.82%, 8.73% and 11.63%) is studied by using the Pressure-Sensitive Paint(PSP) measurement technique. There are a baseline and an improved turbine blade in current work, and their film cooling hole position distribution is the same. But the hole shape on suction surface and pressure surface is changed from cylindrical hole(baseline)to laid-back fan-shaped hole(im...     

密度比对涡轮叶片气膜孔流量系数的影响

试验测量了某涡轮工作叶片表面不同位置气膜孔在不同密度比、吹风比和雷诺数下的流量系数,分析了各种因素对流量系数的影响程度,重点研究了二次流-主流密度比对流量系数的影响.试验结果表明:(1)密度比对不同位置气膜孔流量系数的影响也有差别:在吸力面、前缘等位置密度比对气膜孔流量系数影响较大;在压力面密度比对气膜孔流量系数影响较小.(2)以往采用空气作为主流及二次流,在低温差下进行试验所获的流量系数在用于涡轮叶片气膜冷却的实际情况时,必须进行修正.     

气动参数对前缘气膜冷却效率影响的实验

针对叶片前缘结构特点,建立了前缘气膜冷却实验台,实验模型由带气膜孔的半圆柱面和平板组成.密度比为1和1.5,动量比变化范围为0.5～4,湍流度为0.4%和8%.结果表明,随着动量比的增加,冷却效率减小.在低动量比下,湍流度的提高使径向平均冷却效率降低.随着动量比的增加,湍流度对径向平均冷却效率的影响减弱.低动量比下,密度比的增加使径向平均冷却效率减小;高动量比下,密度比的增加使径向平均冷却效率增大.      

涡轮导叶前缘多排孔冷气掺混数值模拟

针对某三维扭转冷却涡轮导叶在前缘开设3排冷却孔,冷却孔流向夹角均为90°,径向射流角分别为30°,60°和90°,分别采用点源项与真实孔射流两种方法对前缘冷却孔气动性能和冷却特性进行了对比研究,分析了点源项与真实孔冷气掺混机制以及不同径向射流角对叶栅通道流场和冷却特性的影响.结果表明:真实冷却孔射流对前缘附近约10%轴向弦长范围内的流动影响较大,冷却效果涵盖了整个导叶;点源项方法所得压力与非冷却涡轮很接近;冷气径向喷射角减小,真实孔模型导叶表面温度下降了8%~16%,而点源项模型导叶表面温度降低了21%~23%.在工程实际中不能将点源项法计算结果用作定量评估依据.      

双向扩张型孔射流角度对气膜冷却特性影响的实验

设计了气膜冷却实验台,测量了单排7个气膜孔的平均换热系数和冷却效率.气膜孔倾角为20°,45°和90°,孔间距P/d=3.动量比变化范围为1～4.重点研究主流零压力梯度下动量比和孔倾角对换热系数比和冷却效率影响.结果表明,动量比的增加使换热系数比和冷却效率都增加,随着倾角增加,动量比对冷却效率的影响减弱;倾角对换热系数比的影响非常复杂,倾角的增加使冷却效率减小.倾角20°的冷却效率明显高于倾角45°和90°的冷却效率.