具有相反横向射流角的全覆盖气膜孔冷却特性

通过数值计算的方法对全覆盖气膜冷却结构的流场特性、壁面表面传热系数、绝热壁面气膜冷却效率以及考虑固体导热影响下的综合冷却效率进行了对比研究.结果显示:相反横向射流角产生的反肾形涡对使冷气侧向扩散能力更强;虽然表面传热系数升高,但是由于较高的绝热壁面气膜冷却效率降低了传入固体壁面的热量,提升综合冷却效率.吹风比为1.0时,45°相反横向射流角斜孔有最高的综合冷却效率.当吹风比为1.5和2.0时,30°相反横向射流角斜孔有最高综合冷却效率.与相同横向射流角斜孔作对比,15°相反横向射流角斜孔综合冷却效率不及15°相同横向射流角斜孔,45°,60°相反横向射流角斜孔综合冷却效率在不同流向长度上与相同横向射流角斜孔综合冷却效率相差不大,30°相反横向射流角斜孔综合冷却效率高于相同横向射流角斜孔.      

射流角与吹风比影响涡发生器强化气膜冷却性能的实验研究

为了研究了射流角度和吹风比等关键参数对涡发生器强化气膜冷却性能的影响规律,采用热电偶测温和粒子成像测速(Particle Image Velocimetry,PIV)技术,在搭建的气膜冷却实验台上对三种不同射流角度(α=20°,30°,40°)的带涡发生器和不带涡发生器等六种结构在三种不同吹风比(M=0.5,1.0,1.5)下的壁面气膜有效度分布及中截面流场结构进行了研究。结果表明:涡发生器的引入能显著提高气膜冷却性能,面平均气膜有效度最高提升达249%;不带涡发生器结构的气膜冷却性能随吹风比及射流角增大均呈现降低趋势;20°和30°射流角情况,带涡发生器结构的气膜冷却性能随吹风比增大而逐渐增大,而对于40°射流角则反之;M=0.5情况下,带涡发生器结构的气膜冷却性能随射流角增大而略微增大,在M=1.5情况下,规律相反,而在M=1.0情况下,射流角度基本无影响。     

不同射流角下等离子体激励对平板气膜冷却影响的数值研究

采用大涡模拟（LES）方法对有/无等离子体激励条件下不同射流角时的平板气膜冷却流场进行了对比研究。结果表明:随着射流角的增大，冷却射流对主流的穿透率与气膜孔下游回流区的范围增大，发卡涡的强度及其抬升射流的能力增强并远离壁面，导致气膜冷却效率降低，但射流角为90°时部分低能冷却流体会进入回流区引起气膜冷却效率升高，故气膜冷却效率在射流角为35°时最大，在射流角为60°时最小；等离子体激励削弱了冷却射流对主流的穿透率，其下拉诱导作用也使得发卡涡头部受到的库塔 儒科夫斯基升力以及水平涡腿间的相互诱导力减小，抑制了发卡涡的发展并促使其破碎为近壁条带结构，从而提高了气膜冷却效率，且射流角越小，上述作用效果越明显，当射流角为35°时中心线气膜冷却效率提高了55%。      

低雷诺数下横流-射流中剪切涡的试验研究

为深入分析横流-射流(JICF)的流动特性及其中的复杂涡系结构,从流动机理上研究燃机叶片气膜冷却,揭示高温燃气流与冷却流的掺混机理,本文对横向流中单孔射流所形成的剪切涡开展了试验研究。主要研究了速度比、雷诺数及射流角对JICF所形成剪切涡的影响。结果表明:速度比、雷诺数以及射流角会改变主流与射流之间的掺混程度,从而改变射流轨迹的曲率、高度及垂向渗透能力,最终改变剪切涡的特性;迎风涡与背风涡分别是由射流边界层涡与主流边界层涡形成的,当主流边界层涡强度大于射流边界层涡时,背风涡是流场的主导结构,反之,迎风涡将成为流场的主要涡系结构。     

横向间距与密度比对双射流气膜冷却特性影响

使用压力敏感漆（PSP)测量技术对平板上的双射流气膜冷却结构进行了研究。双射流孔间横向距离分别为0、0.5、1.0;孔间流向距离保持为3.0。密度比分别为1.0、1.5、2.5,吹风比分别为0.5、1.0、1.5、2.0。研究了孔间横向距离与密度比对双射流气膜冷却效率的影响。结果表明:双射流孔间横向距离为0时,气膜横向覆盖受限;随横向距离增大,气膜覆盖范围增加;但在横向距离过大时,气膜覆盖变差。随密度比增加,射流吹离减弱,气膜冷却效率提高。在高密度比下,横向距离较大的双射流孔气膜冷却效率较高。      

主流压力梯度对气膜冷却效率影响的数值研究

分别对收缩通道、扩张通道和直通道中亚声速主流条件下的气膜冷却进行数值模拟，对比分析了不同主流压力梯度、次流吹风比条件下的主流和次流流场、温度场特征。研究结果表明:引起气膜冷却效率变化和不同发展趋势的因素可归结为主流边界层厚度、主次流自由剪切混合程度、肾形涡的强度和位置等因素。相对于零压力梯度的主流条件，在吹风比较小(M=0.25)的情况下，主流的逆压力梯度一方面增厚边界层、增强了气膜射流对主流的穿透，另一方面减小了肾形涡的强度，综合作用的结果是气膜平均冷却效率提高了4.91%。在吹风比较大(M=2)的情况下，主流的顺压力梯度扼制主流边界层的发展、抑制气膜射流的穿透能力，降低肾形涡涡核的位置，从而提高气膜冷却效率达17.40%。      

等离子体气动激励复合横向槽结构提高气膜冷却效率的数值研究

基于横向槽结构和等离子体气动激励的新型流场调节方法,采用RNG k-ε湍流模型,数值计算分析了常规圆形孔、带横向槽以及带等离子体气动激励等不同气膜冷却结构的流场特性、温度场特性和冷却效率,揭示了等离子体激励器复合横向槽新型气膜冷却结构的冷却机理及规律。结果表明:圆形孔气膜冷却结构,气膜孔出流与主流混合强烈,在流场中形成了肾形涡对,冷流被逐渐抬离壁面,热流被卷吸到冷流下方,壁面的冷却效果最差;冷流经过等离子体激励器的气动激励后,产生了反肾形涡对,使得肾形涡对的平均涡量减小了42.64%,同时诱导冷流贴壁流动;横向槽的存在使得气膜孔出流在展向分布更宽,更贴近壁面,肾形涡对的强度较弱;在横向槽和等离子体气动激励的共同作用下,反肾形涡对的强度最大,使冷流的展向分布区域更大并贴近壁面流动。与圆形孔气膜冷却结构相比,在吹风比M=1.0下,带等离子体激励器、带横向槽和"等离子体激励器+横向槽"等三种气膜冷却结构的全局平均气膜冷却效率分别提高了181.6%,73.5%和200.5%。     

浅槽孔气膜冷却的大涡模拟研究

为了探究浅槽孔气膜冷却的强化冷却机理,针对平板浅槽型气膜孔冷却射流与主流相干作用进行大涡模拟研究,并与圆孔射流进行对比分析。研究结果表明:浅槽孔内部会形成一对循环涡旋,将冷却气向展向卷吸;浅槽孔下游会同时出现肾形涡对和反肾形涡对,反肾形涡对抑制了气膜冷却射流的抬升,改善了冷气贴壁性;与圆孔相比,浅槽孔气膜冷却射流的流场拟序结构分布更为无序,浅槽前缘未出现马蹄涡旋,射流下游也未形成串列的发卡涡;当吹风比增长到1.5时,浅槽孔在低频区(400Hz处)出现主频,在高频区的振幅则远低于圆孔,表明高吹风比下浅槽孔气膜冷却射流流场中低频小尺度涡旋占主导作用。整体而言,浅槽孔提升了气膜的展向扩展能力,冷却性能远优于传统圆孔。     

冲击距与气膜孔方位角对旋流气膜冷却性能影响

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。     

船舶燃气轮机U型肋通道的颗粒沉积特性研究

为了探究船舶燃气轮机内部冷却通道的颗粒沉积特性,本研究从随压气机抽取的气体进入冷却涡轮内部冷却通道内的颗粒动力学特性及颗粒与壁面相互作用特性出发,基于高温壁面建立速度场影响的沉积模型,利用用户自定义函数实现沉积模型与CFD程序的嵌套。并简化船舶燃气轮机内部冷却通道,选取了在气膜孔与壁面之间夹角β=90°时,下游肋倾角α不同(α=30°,45°,60°,75°,90°),及在下游肋倾角α=60°时,气膜孔与壁面之间夹角β不同(β=30°,45°,60°,75°,90°)的八种不同内冷结构进行数值计算。研究表明,在气膜孔与壁面之间夹角β=90°不变时,随着下游肋倾角由α=90°减到α=30°时,弯头壁面换热性能和沉积率逐渐呈下降趋势,下游肋与肋之间壁面上颗粒的撞击率逐渐上升。下游肋倾角α=60°,气膜孔与壁面之间夹角β=45°的U型肋通道,在八个内冷结构中弯头壁面沉积率最少,换热性能最好,是能够有效改善船舶燃气轮机冷却涡轮的海洋环境工作适应性,减少内部冷却通道中颗粒沉积的内冷结构。     

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.      

次孔方位角对单入口-双出口孔射流气膜冷却效率影响

为了探讨次孔方位角对单入口-双出口孔射流气膜冷却效率的影响,利用商业软件提供的有限体积法求解Navier-Stokes方程,对次孔方位角分别为30°,45°,60°和90°的单入口-双出口孔射流冷却效率进行数值模拟.吹风比变化范围为0.5~2.0.研究了流场、气膜冷却效率和径向平均气膜冷却效率的变化规律.结果表明,相对于圆柱孔,单入口-双出口孔射流气膜冷却效率明显改进.基于气膜冷却效率的最佳次孔方位角度为45°,高于圆柱孔射流气膜冷却效率300%.吹风比越大,次孔方位角对气膜冷却效率的影响越明显.      

逆压力梯度下几何参数对气膜冷却效率的影响

采用放大模型在低速回流式风洞中进行了实验,研究了逆压力梯度下圆柱形孔、扇形孔和双向扩张形孔的气膜冷却效率,分析了孔间距、前倾角和径向角等几何参数对气膜冷却效率的影响.结果表明:扇形孔的气膜冷却效率最大,双向扩张形孔次之,圆柱形孔最小.孔间距越小,气膜冷却效率越大,且动量比越小,孔间距的影响越大.前倾角越小,气膜冷却效率越大,动量比越大,前倾角的影响越大.径向角的影响较复杂,小于30°且递增时,气膜冷却效率随动量比的增大而减小;大于30°时,气膜冷却效率随径向角的增大而减小.      

涡轮叶片前缘气膜冷却数值模拟

对具有双排气膜孔的涡轮叶片前缘进行了气膜冷却数值模拟,在吹风比M为0.5,1.0的情况下得到了相邻两排孔的流场和气膜冷却效率的分布规律,并将计算结果与实验进行了对比分析.结果表明:①在不同的吹风比下,两排孔的冷气射流运动非常复杂,冷却效率沿流向的分布都是非线性的;在M为1.0时,25°的小角度喷射气膜冷却效果较好.②利用两层k-ε湍流模型比传统的k-ε湍流模型数值预测的精确度高,可较好地模拟叶片前缘的气膜冷却特性.      

间隙位置和几何对端壁冷却性能的影响

采用数值求解三维雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程和k-ω湍流模型,研究了间隙位置和几何对燃气轮机叶片端壁冷却性能的影响。在验证数值方法正确性的基础上,研究了3种间隙位置对端壁气膜冷却性能的影响,并提出了3种渐缩梯形间隙结构,分析了渐缩间隙结构对端壁流动和冷却特性的影响。结果表明,间隙距叶片前缘距离的增大会降低叶片前缘附近马蹄涡影响区域的气膜有效度,但是,当质量流量比大于1.0%时,端壁气膜有效度分布均匀性提高。在质量流量比为0.5%时,间隙位于距叶片前缘0.1倍轴向弦长位置时,会发生主流入侵的现象。相比于原始间隙,3种渐缩梯形间隙均能够显著提高端壁气膜有效度。特别是质量流量比为1%时,3种渐缩梯形间隙使得端壁平均气膜有效度最大增大了105.36%。此外,渐缩梯形间隙还防止了在质量流量比为0.5%时,主流入侵的发生。     

Influence of shock wave impinging region on supersonic film cooling

Shock waves can significantly affect the film cooling for supersonic flow and shock waves may have different influence when impinging in different regions. The present study numerically compared the results of shock wave impinging in three different regions and analyzed the effect of impinging region. The shock wave generators were located at x/s = 5, 25, 45 with 4°, 7° and 10° shock wave incidence. The mainstream Mach number was 3.2 and the coolant Mach number was 1.2 or 1.5. The numerical results illustrated that the shock wave impinged in the further upstream region led to a larger high-pressure region and a larger vortex in the boundary layer. Moreover, placing the shock wave generator upstream resulted in the lower mass fraction of coolant in the downstream region. The velocity in the upstream part of the cooling layer was lower than the midstream and downstream part, which resulted in the less ability to resist the shock wave impingement. Therefore, the upstream impingement deteriorated the cooling performance to a greater extent. The study also manifested that the stronger shock wave had a larger effect on supersonic film cooling. Increasing the coolant inlet Mach number can increase the blowing ratio and reduce the mixing, which was of benefit to improve cooling effect.     

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.