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单、双层壁火焰筒壁面冷却效果比较试验研究 总被引:5,自引:0,他引:5
在纯气膜壁面冷却设计的单层壁短环形燃烧室试验件基础上 ,设计了局部双层壁结构 ,构成冲击 逆向对流 气膜复合冷却 ,并进行了单层壁火焰筒与双层壁火焰筒壁面冷却效果对比试验。结果表明 :相对单层壁的纯气膜冷却 ,由双层壁形成的冲击 逆向对流 气膜复合冷却方式使气膜段最高壁温下降、沿气膜流动方向壁面温度梯度减小。 相似文献
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弯曲多孔壁不同倾斜角气膜孔整体气膜冷却效率研究 总被引:5,自引:4,他引:1
对弯曲多孔壁气膜冷却整体冷却效率进行了深入研究.弯曲多孔壁由等曲率凹壁面多孔壁实验板来模拟, 实验研究了相同排列方式下2种不同小孔倾角方案整体气膜冷却效率, 分析了弯曲通道曲率对冷却效率的影响, 得到了沿流程的展向平均冷却效率及x/d=21.8和x/d=65.3处展向冷却效率分布.研究结果表明, 吹风比是影响凹壁面小孔气膜冷却效率的关键因素;随着吹风比的增大, 2种孔倾角冷却效率的差异变小;主流通道中气体的流动规律对冷却效率有较大影响. 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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为了获得冲击距Hi与气膜孔方位角α对旋流气膜冷却性能的影响规律,以六边形供气腔圆形气膜孔平板气膜冷却结构为研究对象,对五种冲击距参数(0.74D,1.14D,1.54D,1.94D,2.34D)(D为气膜孔直径)和五种气膜孔方位角参数(0°,10°,15°,20°,25°)进行了三维数值计算研究,得到了绝热壁面气膜冷却效率、展向平均气膜冷却效率、流场空间无量纲浓度分布等随冲击距与气膜孔方位角的变化规律,分析了肾形涡对旋流气膜冷却性能的影响机理。结果表明:冲击距对绝热壁面气膜冷却效率展向分布规律影响不大,而方位角增加能够明显提高绝热壁面气膜冷却效率及展向气膜覆盖面积,方位角0°模型展向气膜冷却效率最大值为0.42,方位角25°模型的最大值为0.48,相比前者增加14.3%;绝热壁面同一流向位置的展向平均气膜冷却效率随冲击距的增加而增大,随方位角的增加而增大,Hi=2.34D时的展向平均气膜冷却效率最佳,α=20°时的展向平均气膜冷却效率曲线最佳。方位角的增加能够明显破坏流场中存在的肾形涡结构。 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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针对旋转爆震发动机(RDE)壁面的高热负荷问题,开展旋转爆震发动机燃烧室壁面气膜冷却的数值仿真,探究气膜出流与爆震波、斜激波和燃烧室流场之间的相互作用以及气膜对壁面的冷却特性。研究结果表明:爆震波对气膜的压缩和冷却孔的堵塞作用明显,气膜对爆震波整体的传播特性影响较小。受爆震波和燃烧室流场的影响,气膜出流存在周期性的摆动情况,这在一定程度上影响了壁面的冷却效果。在爆震波覆盖的壁面区域,峰值壁温下降程度有限,但时均壁温的降幅超过26.9%;在斜激波覆盖区域,随着冷气量的增加,峰值壁温和时均壁温的降幅超过32.5%和51.3%,气膜对该区域壁面的冷却效果更加明显。 相似文献
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Improvement on shaped-hole film cooling effectiveness by integrating upstream sand-dune-shaped ramps
《中国航空学报》2021,34(4):42-55
A numerical investigation and experimental validation is performed to address deeper insights into the combined effect of shaped holes and Sand-Dune-shaped upstream Ramp (SDR) on enhancing the film cooling effectiveness, under a wide blowing ratio range (M = 0.25–1.5). Three kinds of holes (Cylindrical Hole (CH), Fan-Shaped Hole (FSH), and Crater-Shaped Hole (CSH)) are taken into consideration. The SDR shows an inherent affecting mechanism on the mutual interaction of jet-in-crossflow. It aggravates the lateral spreading of cooling jet and thus improves the film cooling uniformity significantly, regardless of film-hole shape and blowing ratio. When the blowing ratio is beyond 1.0, the combined effect of shaped holes and SDR on improving film cooling effectiveness behaves more significantly. It is suggested that FSH-SDR is a most favorable film cooling scheme. For FSH-SDR case, the spatially-averaged film cooling effectiveness is increased monotonously with the increase of blowing ratio, among the present bowing ratio range. 相似文献
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《中国航空学报》2020,33(4):1119-1136
Film cooling is an indispensable scheme in the design of highly-efficient cooling configurations to satisfy the thermal protection requirement of turbine hot section components. During the last few decades, vast efforts have been paid on the discrete-hole film cooling enhancement. In this paper, some of the recent literatures related to the passive strategies (such as shaped film cooling holes, upstream ramps, shallow trenches, mesh-fed slots) and the active strategies (such as the use of pulsation modulating device or plasma actuator) for film cooling enhancement are surveyed, with the aim at presenting an updated overview about the state of the art in advanced film cooling. In addition, some challenging issues are also outlined to motivate further investigations in such a broad topic. 相似文献
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为有效评估轴向收敛造型对端壁气膜冷却性能的影响,数值研究了不同吹风比下,轴向收敛造型对跨声速燃气涡轮叶栅端壁上游双排离散孔绝热气膜冷却效率的影响。模拟某工业燃气涡轮真实运行工况(进口湍流度为16%、出口马赫数为0.85、出口雷诺数为1.5×106),采用基于“两类热边界条件”模型的壁面传热系数和绝热冷却效率数值预测方法,比较分析了3种吹风比(1.0、2.5、3.5)下,简化平板端壁结构和轴向收敛造型端壁结构的端壁热负荷分布、绝热气膜冷却效率分布和近端壁二次流场结构,以及端壁上游气膜孔射流对叶片表面的二次冷却作用(幻影冷却)。结果表明:轴向收敛造型可以削弱马蹄涡强度,降低端壁热负荷,尤其是叶片肩部区域;轴向收敛造型可以显著增加端壁气膜覆盖范围和绝热气膜冷却效率,尤其在叶片前缘和压力面等难以冷却区域;随吹风比增加,轴向收敛造型对端壁气膜冷却特性的影响效果先增加后减小,在设计吹风比为2.5时,轴向收敛造型对端壁绝热气膜冷却效率的增强效果最显著(增加约35%);轴向收敛造型显著增加叶片前缘和压力面幻影冷却面积,尤其是叶片前缘附近面积增加约100%(设计吹风比下,冷却区域达0.1倍叶高),可有效减小叶片冷却的冷气需求流量。轴对称收敛端壁造型是进一步提高燃气涡轮叶栅端壁绝热气膜冷却效率、减小冷气流量,实现端壁高效冷却布局的有效技术途径。 相似文献
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直径比对冲击气膜组合冷却流动与换热的影响 总被引:1,自引:0,他引:1
通过数值模拟,研究了涡轮叶片弦中区所采用的新型双层腔冷却结构的冷却特性,系统分析了冲击气膜组合冷却的流动与换热特性,讨论了冷气进口雷诺数Re、吹风比M以及气膜孔与冲击孔的直径比D/d对组合冷却效果的影响。计算参数范围是:冷气进口雷诺数Re=2 000~5 000,吹风比M=0.6~2.0。计算结果表明, 冷气进口Re,M以及D/d对双层腔结构冷却效果的影响非常明显,在计算范围内:(1)Re和M越高,冷却效果越好;(2)当冲击孔直径一定时,增加气膜孔的直径,冷却效果会随之增加;(3)当冲击孔直径一定时,增加气膜孔的直径,流阻系数会随之减小。 相似文献