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火焰筒壁气膜冷却效果试验研究 总被引:2,自引:0,他引:2
本研究中,对五种气膜冷却结构形式的试验件进行了冷却效果试验。仔细地考察了冷、热气流密流比、气膜无因次长度、气膜通道结构如气膜通道收敛度、气膜孔相对孔间距以及气膜孔轴线与槽缝唇边壁面所成角度等对冷却效果的影响,并在试验数据基础上,给出了有效温比的数学拟合表达式。 相似文献
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为了获得气膜孔上游放置斜坡对气膜冷却效率的影响规律,采用数值模拟方法研究了斜坡的台阶高度分别为0.3D,0.5D,0.75D,1.0D和1.5D时不同吹风比下的流动过程和冷却效率分布情况,并与常规气膜孔冷却结构形式进行对比,以揭示斜坡对气膜冷却效率改善作用的影响机理。研究表明,在气膜孔上游设置斜坡,延缓了主流通过反向涡对对冷却气流的掺混作用,反向涡对强度减弱,冷却气流出流后的贴壁效果更好,提高了气膜冷却效率,随着吹风比的增加,斜坡高度较高时无论是在气膜孔中心线处还是在两气膜孔之间区域的冷却效率值都得到大幅度的提高。 相似文献
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气膜冷却涡轮导向叶片流场数值模拟 总被引:3,自引:1,他引:3
本文采用三维定常数值方法计算了某气膜冷却涡轮导向叶片流场。叶片的气膜冷却流动运用了源项模拟方法。将每排气膜孔用槽缝代替。计算的导叶能量损失系数和出口气流角与试验数据吻合良好。 相似文献
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比较研究多种气膜冷却模型的冷却效果 总被引:2,自引:4,他引:2
计算并比较了高性能航空燃气发动机尾喷管扩张调节片采用以下几种气膜冷却结构的冷却效果 :缝槽气膜冷却、离散小孔气膜冷却、缝槽 /小孔复合气膜冷却 ,发展了用单排孔和缝槽气膜的有效温比计算多排孔和缝槽 /小孔复合气膜有效温比的公式 ,计算了考虑喷管内高温燃气辐射和气膜冷却作用下喷管壁面的温度分布 ,为高性能航空燃气发动机高温部件冷却结构的选型提供了有益的参考。 相似文献
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针对在宽飞行马赫数范围内工作的某串联TBCC可调喷管较高的进口总温易引起壁面材料烧蚀的问题,提出一种适用于飞行包线内不同飞行马赫数且对喷管热防护有明显作用的气膜冷却方案,并基于CFD的方法模拟了不同飞行马赫数的冷却效果.研究表明开设二元缝槽将比开设环形缝槽对附近流场状况产生更明显的影响.采用气膜冷却方案后,喷管壁面平均温度较未经气膜冷却时有超过1000K的明显下降.壁面二元缝槽下游中心线上的气膜冷却绝热效率在多数飞行马赫数下可达0.9以上.缝槽下游温度在展向上多呈对称分布,向下游发展时温度均匀性逐渐降低. 相似文献
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利用横向槽改善气膜冷却效率的实验 总被引:1,自引:0,他引:1
为了获得横向槽对气膜冷却效率的影响规律,分别对气膜孔出口全开槽、上游开槽和不开槽三种气膜冷却结构形式的平板实验模型进行了实验研究,获得了带横向槽气膜冷却结构的冷却效率随吹风比的变化规律和开槽形式对冷却效率的影响规律,以揭示横向槽改善气膜冷却效率的机理.研究表明:在横向槽的作用下,冷却射流向主流的垂直扩散受到抑制,二次流在流出横向槽后能更好的贴覆绝热壁面,提高了气膜冷却效率,并且在气膜孔出口处开槽,对提高气膜孔下游的平均冷却效率有较大的作用,上游开槽结构的下游平均冷却效率高于全开槽和不开槽结构的平均冷却效率. 相似文献
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为进一步改善燃气轮机叶片气膜冷却效果,采用大涡模拟(LES)方法对不同等离子体激励强度情况下的平板气膜冷却流场进行了数值模拟研究。结果表明:与无等离子体激励时相比,等离子体激励强度逐渐增至10时射流出口最大流向与法向速度分别增大了16%和7%左右,并移向气膜孔的尾缘,而气膜孔前缘附近的法向速度约减小了4%,从而减少了射流迎风面上冷、热气流的掺混;等离子体对气膜孔下游回流区的动量注入效应使得回流区内的流向速度增大,抑制了横流绕流分离旋涡的发展;等离子体气动激励削弱了肾形涡对的强度及其抬升冷却射流的能力,从而提高了气膜冷却效率,中心线气膜冷却效率随激励强度的增大而升高,当激励强度为10时中心线气膜冷却效率最大提高了55%。 相似文献
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气动参数对后台阶三维缝隙气膜冷却效率的影响 总被引:1,自引:0,他引:1
针对涡轮叶片尾缘冷却结构特点,建立了后台阶三维缝隙结构气膜冷却特性试验台,测量了缝隙中心和肋中心下游气膜冷却效率的局部分布,研究了气动参数变化对冷却效率的影响,其中基于缝高的二次流雷诺数变化范围是5 000~15 000,吹风比变化范围是0.5~2.0。试验结果表明:(1)二次流雷诺数对下游冷却效率的影响较小,对三维掺混区域的范围影响也不大;(2)吹风比对冷却效率有较大影响,总体上冷却效率随吹风比增大而降低;(3)吹风比对三维掺混区的范围及三维掺混的特征均有较大影响,吹风比较低时,二次流向两侧肋后区域的流动扩散性较好,有利于提高整个被保护面的冷却效率,吹风比较高时,二次流向两侧肋后区域的流动扩散性较差,造成肋后区域冷却效率较低。 相似文献
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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,得出在不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孔下游与主流相互作用形成1对转动方向相反的耦合涡,主流被卷入耦合涡并冲击到了端壁,使得孔间壁温接近主流温度,气膜冷却效率很低;带槽气膜孔抑制了耦合涡的形成,冷却了孔间端壁,气膜冷却效率较高,而且,随着槽深度的增加,冷气的展向(Y向)宽度逐渐增加,扩大了冷气覆盖区域,提高了端壁气膜冷却效率。 相似文献
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不同横槽结构对气膜冷却效率影响的数值研究 总被引:8,自引:1,他引:7
在不同吹风比下,对几种带有横槽的离散孔气膜冷却结构的流动过程和气膜冷却效率进行了数值模拟,分析了在相同槽深的情况下,宽槽、窄槽和斜槽对冷却效率的影响;并将斜槽的模拟结果与异型孔的结果进行了对比.结果表明:在横槽的作用下,由于面积的突扩,使得气膜孔射流向主流的穿透能力有所降低;在横槽下游,二次流能够更好地贴附壁面,气膜冷却效率有一定的提高;在低吹风比下,斜槽冷却效果明显,而在高吹风比下,窄槽冷却效果较明显;斜槽的气膜孔冷却效果优于异型孔;宽槽内出现了横向涡,窄槽内出现了涡锥,斜槽内出现了反向涡对,槽下缘处的固壁对冷却气流的横向扩散有重要作用. 相似文献
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利用高速风洞及压敏漆(PSP)技术,研究了端壁表面不同分腔流量比对端壁表面的气膜冷却效率的影响。对比各个分腔在不同流量比下端壁表面的气膜冷却效率的详细分布发现:端壁表面的气膜冷却效率随着槽缝流(分腔1)流量比的增加而增大,随着槽缝喷射冷气流量的增加,冷气在端壁表面的覆盖范围变广,同时冷却效果也有所提升;随着端壁前部分腔(分腔2)冷气流量比的增加,叶栅通道喉部上游区域的冷却流体会出现明显的吹离壁面的情况,端壁表面的气膜冷却效率也会随之减小;端壁后部分腔(分腔3)冷气流量比对端壁表面的冷却效率的影响与分腔2类似。 相似文献
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Numerical investigation of transcritical liquid film cooling in a methane / oxygen rocket engine 总被引:1,自引:1,他引:0
Transcritical film cooling was investigated by numerical study in a methane cooled methane/oxygen rocket engine.The respective time-averaged Navier-Stokes equations have been solved for the compressible steady three-dimensional(3-D) flow.The flow field computations were performed using the semi-implicit method for pressure linked equation(SIMPLE) algorithm on several blocks of nonuniform collocated grid.The calculation was conducted over a pressure range of 202 650.0 Pa to 1.2×107 Pa and a temperature range of 120.0 K to 3 568.0 K.Twenty-nine different cases were simulated to calculate the impact of different factors.The results show that mass flow rate,length,diameter,number and diffused or convergence of film jet channel,injection angle and jet array arrangements have great impact on transcritical film cooling effectiveness.Furthermore,shape of the jet holes and jet and crossflow turbulence also affect the wall temperature distribution.Two rows of film arranged in different axial angles and staggered arrangement were proposed as new liquid film arrangement.Different radial angles have impact on the film cooling effectiveness in two row-jets cooled cases.The case of in-line and staggered arrangement are almost the same in the region before the second row of jets,but a staggered arrangement has a higher film cooling effectiveness from the second row of jets. 相似文献
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本文采用数值计算手段,模拟普通的圆柱形单孔结构和小孔辅助射流结构在不同吹风比下的流动和换热,侧重通过直观演示气膜孔下游反向对旋涡对(肾形涡)的生成、发展以及相互作用过程,揭示小孔辅助射流改善气膜冷却效果的机理。结果表明:与单孔结构相比,小孔辅助射流结构,由于小孔射流的干涉作用,主孔射流形成的肾形涡的尺度和强度均有较大程度的减小,冷气射流与主流的掺混减弱,对冷气的向上抬升作用减小,避免了冷气穿透主流脱离壁面,大大提高冷效。随着吹风比的增加,与圆柱形单孔相比,气膜冷却效果改善更加明显。 相似文献
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This paper presents the results of a numerical study of the effects of swirling flow in coolant jets on film cooling performance. Some combined-hole designs with swirling coolant flow entering the delivery hole are proposed and analyzed. Adiabatic film cooling effectiveness values for cases with various blowing ratios are compared. Detailed flow structures and underlying mechanisms are discussed. The results show that film cooling effectiveness is improved with jet swirl at high blowing ratios, ... 相似文献