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。     

尾迹对涡轮动叶全表面气膜冷却效率的影响

采用压敏漆（PSP）测量技术研究了尾迹对涡轮动叶气膜冷却效率的影响，测试叶片带有11排圆柱形气膜孔。获得了不同质量流量比和尾迹斯特劳哈尔数（Sr=0，0.12，0.36）条件下全表面气膜冷却效率分布的试验数据，结果表明：随着尾迹Sr数的增加，叶片前缘区域径向平均气膜冷却效率最大降低幅度达36.5%，吸力面径向平均气膜冷却效率最大降低幅度达53.5%，压力面径向平均气膜冷却效率最大降低幅度达24.2%；尾迹对前缘和吸力面气膜冷却效率的影响大于压力面；随着质量流量比增加，尾迹的影响减小；在进行涡轮动叶表面气膜冷却结构设计时，不考虑尾迹效应会增加设计风险。     

旋转状态下气膜冷却效果的数值研究

为探讨旋转状态下气膜冷却的效果,在不同吹风比和旋转数下,对带有气膜冷却的涡轮叶片进行三维数值模拟,研究了旋转效应对叶片表面冷却效率的影响。结果表明,当叶片旋转时,压力面上的冷却效率增大,吸力面上的冷却效率降低。叶片表面气膜冷却效果随着旋转数的增加而下降。旋转效应对叶片表面冷却效果的影响程度依赖于吹风比。当吹风比增大时,气膜冷却效果随着旋转数的增加而下降的趋势增大。     

涡轮导叶压力面簸箕形气膜孔冷却特性实验研究

为了获得涡轮导叶压力面不同位置处单排簸箕形气膜孔的气膜冷却特性,在短周期跨声速换热风洞中分别测量了涡轮导叶压力面4排簸箕形气膜孔的冷却效率,分别位于10.7%,21.1%,36.1%,64.3%相对弧长位置处,获得了不同主流雷诺数、马赫数、吹风比和孔位下簸箕形气膜孔冷却效率的分布。结果表明:在靠近前缘的孔1和孔2处,气膜冷却效率随着雷诺数的增大而减小,而在靠近尾缘的孔3和孔4处,小雷诺数(Re=2.0×105)下冷却效率最小,中高雷诺数(Re=4.0×105,6.0×105)的变化对冷却效率影响较小;各个孔位孔后弧长与孔径比x/d=0~40区域的平均冷却效率随着吹风比的增大而先升高后降低,在吹风比为1.0时平均冷却效率达到最高;靠近尾缘的孔位处气膜冷却效率更高,但随着距离的增大下降得也更快。     

涡轮叶片表面气膜冷却的传热实验研究

对压力面和吸力面各有双排气膜孔冷却的涡轮导向叶片表面进行了详细的传热实验研究,在不同吹风比下获得了当地气膜冷却效率和换热系数,结合流场测量结果分析了叶片表面冷却和换热规律。结果表明不同孔排位置叶片表面气膜冷却效率和换热规律有很大不同,孔排位置一定时,冷却效果主要由吹风比决定。结果还表明尽管冷气喷射使型面换热系数随吹风比的增大而显著增大,气膜冷却还是能有效的降低型面的热负荷,其中以中吹风比喷射时冷却效果最为显著。     

涡轮导叶吸力面簸箕型孔气膜冷却特性实验研究

为了研究涡轮导叶吸力面的气膜冷却特性,在跨声速涡轮叶栅传热风洞中,采用瞬态方法实验测量了两个位置处的单排簸箕型气膜孔的冷却效率,分析了多个气动参数对其分布规律的影响。两排簸箕型孔分别位于相对弧长6.8%和21.7%处,叶栅通道基于叶片弦长的进口雷诺数为1.7×105~5.7×105,出口等熵马赫数为0.81~1.01,吹风比为0.6~2.1,涵盖了涡轮导叶典型工作状态。结果表明:对于簸箕型气膜孔,设计雷诺数条件下最佳吹风比在0.9~1.2附近,靠近前缘的孔排2的贴附性要好于孔排1;主流马赫数对孔后冷却效率的影响可以忽略,而低雷诺数下的冷却效率低于中高雷诺数工况;簸箕型气膜孔的冷却效率高于圆柱型孔,在BR1.5的中高吹风比时表现更明显;低吹风比时,凸面的冷却效率高于平板,尤其是s/d20距离内,而在高吹风比时,射流动量增加促进了气膜脱离凸面,从而降低了冷却效率。     

涡轮动叶压/吸力面气膜孔冷却特性实验研究

为了研究涡轮动叶的气膜冷却特性,在短周期跨声速换热风洞中测量了静止条件下压力面和吸力面气膜孔的冷却效率,分析了主流雷诺数、马赫数和吹风比对气膜孔冷却效率分布的影响规律。实验结果表明:无论压力面孔和吸力面孔,整体冷却效率均随着吹风比的增大而降低;压力面孔在高雷诺数工况下的冷却效率要更高,而吸力面孔在2.0的大吹风比工况时,低雷诺数下的冷却效率在近孔区域(30倍孔径距离内)高于高雷诺数工况。改变马赫数对压力面冷却效率几乎无影响,而在Ma=0.913工况下,在吸力面孔后28倍孔径位置处冷却效率突然降低至0.05以下。     

亚声速涡轮导叶前缘气膜冷却特性实验研究

为了获得亚声速涡轮导叶的前缘气膜冷却特性,在短周期高速风洞中对涡轮导叶前缘后倾扩张型孔气膜冷却试验件进行了实验,获得了涡轮叶片表面在不同主流雷诺数(Re=3.0×10~5～9.0×10~5)、二次流吹风比(M=0.5～2.4)和主流湍流度(Tu=1.3%,14.7%)下的气膜冷却效率和换热系数分布。实验叶片前缘有8排后倾扩张型气膜孔形成前缘喷淋冷却结构。结果表明:叶片前缘和压力面冷却效率随着吹风比的增大而升高,吸力面冷却效率随着吹风比的增大先升高后降低,最佳吹风比为0.8;在主流雷诺数(Re=3.0×10~5～9.0×105),改变雷诺数对叶片表面冷却效率的分布规律影响较小;叶片表面冷却效率随着湍流度的升高而降低,在小吹风比M=0.5下,高主流湍流度下的平均冷却效率降低50%左右,在M=2.4工况下,高湍流度下的平均冷却效率降低10%左右;叶片前缘冷气出流区域和压力面相对弧长为-0.4S/Smax-0.3的冷气重新贴附壁面区域换热系数比较高;高主流湍流度下,换热系数比较小,且吹风比变化对换热系数比的影响较小。     

涡轮动叶表面换热特性的试验研究

航空发动机性能的提高对涡轮叶片耐热极限提出了更高的要求,为了更准确地分析涡轮叶片的传热特性,选取某型气冷涡轮动叶10%、50%和90%叶高的特征型面通过低导热光敏树脂材料经过3D打印而成,通过叶片表面粘贴厚度为0.02mm康铜加热膜接通恒定电流加热,使用红外热像系统精确测量叶片壁面温度,在平面叶栅中研究了吹风比(M)和雷诺数(Re)对气膜绝热冷却效率和努塞尔数(Nu)的影响(试验中基于弦长的进口雷诺数Re为8.0×10⁴-16.7×10⁴,吹风比M为1-3)。试验结果表明：M=1时气膜能够较好附着在叶片表面,叶片表面得到较好冷却;随着主流雷诺数的增加,绝热壁面温度逐渐升高,绝热效率逐渐降低;吹风比对涡轮叶片的传热特性的影响与气膜孔出流角度有关,随着吹风比的增大,压力面绝热冷却效率逐渐增大,由于吸力面的气膜孔出流角较大,吹风比增大使得吸力面的绝热冷却效率逐渐减小;随着吹风比的增加,对流换热系数增大。     

旋转状态涡轮叶片吸力面单孔气膜冷却实验

采用稳态液晶测温方法,系统研究了1.5级涡轮叶片吸力面在旋转状态下的气膜冷却特性.实验中,主流经加热压缩后冲击涡轮转动,基于动叶弦长的涡轮进口主流雷诺数为8×104.射流分别采用空气和二氧化碳,其对应射流-主流密度比分别为1.03和1.57.实验转速为630,700 r/min和737 r/min,对应旋转数分别为2.092,2.324和2.448.吹风比从0.3到3.0变化.结果表明,吸力面上,气膜冷却效率随吹风比的增大先上升后下降,存在一个最佳吹风比,使冷却效果最好;增大密度比有利于增加气膜覆盖面积;旋转降低了气膜冷却效率;气膜向低半径方向偏转,但并不十分明显.      

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。     

吹风比对气膜冷却效率影响的实验研究

以叶片作为研究对象,在主流风速为40m/s,弦长雷诺数为74400条件下,应用红外成像技术作为测温手段,研究了不同吹风比对叶片吸力侧和压力侧的气膜冷却效率分布的影响。吸力侧实验在3个吹风比分别为0.5,1.0和1.5条件下进行。压力侧实验在4个吹风比下进行,分别为0.5,0.75,1.0和1.7。从实验结果来看,在压力侧吹风比1.0条件下的冷却效果最好;对于吸力侧吹风比0.5条件下的冷却效率为最佳。     

旋转状态下孔排构型气膜冷却特性实验研究

 通过对旋转状态下带有孔排构型平板叶片模型表面的气膜冷却换热特性进行实验研究,得到了不同吹风比、旋转数、主流雷诺数和密度比情况下气膜孔下游流向位置上绝热效率的变化规律,同时提出了一个新的用于评价气膜冷却效果优劣的无量纲参数——有效覆盖率(EAR)。实验采用空气和二氧化碳作为冷却工质,利用热色液晶测温（TLC）技术对测试表面的二维温度场进行测量,并通过旋转拍照系统对液晶图片进行即时采集。研究结果表明,吹风比对旋转状态下二次流的流动形态起着决定性作用。随着吹风比的增大,二次流经历了附壁流动、分离流动和分离再附壁流动3种形态。当旋转数增大时,吸力面和压力面上的绝热效率呈现先上升后下降趋势,且压力面上整体绝热效率要高于吸力面对应值。主流雷诺数的增大导致壁面绝热效率出现降低趋势,但整体冷却效果变化不大;冷气对主流密度比的增大则有助于壁面冷却效果的改善。此外,EAR可以对不同工况下的壁面气膜冷却效果进行量化比较和评判,因而极具工程推广价值。     

非定常尾迹输运对动叶气膜冷却流场影响

对不同尾迹宽度下涡轮动叶的气膜冷却流场进行非定常数值研究,研究了尾迹输运对动叶气膜冷却流场的影响机理.计算结果表明:非定常尾迹的总压损失和速度损失而形成低速区,当非定常尾迹输运到冷却孔附近时,尾迹对气膜层的干扰占主导地位,靠近气膜孔的叶片区域冷却效率降低明显.非定常尾迹的影响使得冷却气流被带到压力面叶片下游更广阔的区域,导致气膜冷却沿叶展方向的覆盖范围更广,从而使得压力面气膜冷却效率在尾迹通过时更高一些.当尾迹宽度增大时,对气膜冷却效率的影响程度增大.尾迹对压力面的影响比吸力面更大一些.      

高速条件下吸力面复合角孔气膜冷却特性

为探究高速条件下涡轮叶片吸力面上复合角孔的气膜冷却特性,在高速风洞中实验测量了吸力面复合角孔的气膜冷却效率与传热系数比,并通过净热通量减少(NHFR)衡量了复合角孔对吸力面的气膜冷却净收益。分析了雷诺数、吹风比以及湍流度对气膜冷却效率、传热系数比及净热通量减少的影响规律,结果表明：低雷诺数下气膜冷却效率受雷诺数影响较大,但当雷诺数增大至6.4×10⁵以上时,气膜冷却效率几乎不再变化;随湍流度的增大,气膜冷却效率整体降低,低吹风比下气膜冷效对雷诺数、湍流度较为敏感。传热系数比随气膜吹风比增加而增大,但在湍流度较大时,气膜冷却对传热系数的影响降低。湍流度的增大使NHFR有所升高。研究表明对高的湍流度工况,吹风比为0.8时复合角孔呈现最佳的气膜冷却性能。     

旋转对弯扭涡轮叶片前缘气膜冷却的影响

基于热色液晶(TLC)测温技术,开展了转速(攻角)和吹风比对弯扭涡轮叶片前缘区域气膜冷却效率分布影响的实验研究。实验中涡轮转速分别为400 r/min(正攻角)、550 r/min(零攻角)和700 r/min(负攻角),平均吹风比为0.5~1.25。冷却工质采用氮气,对应的射流-主流密度比为1.04。基于涡轮动叶弦长的涡轮出口主流雷诺数为60 800。实验结果表明:转速是决定涡轮叶片前缘气膜冷却效率分布最重要的参数之一。随着转速的增大,滞止线的位置会从压力侧(PS)移动到吸力侧(SS)。当吹风比相同时,面平均气膜冷却效率随转速的增大而逐渐增大；当转速相同时,面平均气膜冷却效率随吹风比的增大而增大。      

叶片吸力面不同位置处气膜冷却特性对比

在跨声速叶栅通道内，试验研究了叶片吸力面不同位置处的气膜冷却特性，详细地分析吸力面两个位置处的簸箕孔型在主流进口雷诺数为3.7×105、出口马赫数为0.81，0.91，1.01及气膜吹风比为0.6～2.1条件下的气膜冷却效率.结果表明:气膜孔2位于大的叶片曲率位置处，该位置处主流能使得射流更好地贴附在壁面上，但是该影响有利有弊.在小吹风比下，气膜孔射流本身就能很好地贴附壁面，因而主流使得气膜贴壁较好的作用不强，而主流使得气膜展向扩展不易的负面影响却比较明显.在大吹风比下，气膜射流法向分量较大，气膜容易脱离壁面，此时，气膜孔2由于主流作用使得气膜更好地贴附在壁面上，气膜冷却效率有较大提升.