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涡轮叶片前缘双排孔气膜冷却数值模拟 总被引:3,自引:2,他引:1
为了解冷气喷射对涡轮叶片前缘气膜冷却特性的影响,对圆柱形前缘双排孔气膜冷却进行全三维N-S方程数值模拟。计算域网格采用FNM形式的多块结构化网格。研究了射流与主流的流动机理,分析了不同吹风比下对壁面冷却效率的影响。计算结果表明,壁面平均绝热效率随吹风比的增大而升高。针对第二排孔结构参数进行优化设计,优化后的冷却效果要明显优于原始结构。 相似文献
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在大尺寸低速平面叶栅风洞中,对前缘上游有单排气膜孔的涡轮导向叶栅端壁气膜冷却进行了气动实验。在喷射角25°,35°和45°以及吹风比1,2,3下详细测量了叶栅通道中的三维流场,得到了全速度和二次流速度分布,并由此计算了二次流动能的大小。着重研究了喷射角对端壁气膜冷却的气动特性和对叶栅通道中特别是端壁附近的流场结构的影响。数据表明减小喷射角度可以减小通道涡的强度和尺寸,使冷气射流核心更贴近壁面,但同时也明显地增大了壁面附近的气流速度。在高吹风比下,35°喷射时射流将冷气输运到压力边的能力比25°喷射和45°喷射都要强。 相似文献
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采用三维气热耦合数值模拟方法,分析了凹槽间隙底面受到泄漏流冲击的流动特性,对气膜冷却参数对凹槽间隙气膜冷却换热效果的影响进行了研究,探讨了吹风比、冷却孔位置、冷却孔角度对壁面换热的影响,并结合三维流固耦合计算,研究了叶顶气膜冷却方式对叶顶表面传热的影响。结果表明,冷却孔位于间隙流动冲击凹槽底面上游位置能有效降低壁面Nu数,获得较低的叶片表面平均温度,此时大吹风比效果更好;所选取的冷却方式使得E3高压涡轮第一级动叶的最大无量纲温度降低了0.156。 相似文献
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为了研究超声速涡轮叶栅通道内的超声速气膜冷却,采用数值计算的方法,对主流压比2.33~4、冷气入射角度15°~45°条件下的涡轮叶栅超声速气膜流动和传热进行了研究。计算结果表明:超声速气膜射流与主流作用后产生的斜激波与尾缘激波交汇,形成两道反射激波,其中一道反射激波作用在气膜孔下游的叶片表面又形成了反射;在不同的主流压力下,超声速气膜射流在叶片法向和展向上展现出不同的发展特征,对转涡对(CVP)在展向上相互挤压,扼制了高温主流卷入叶片壁面;主流压比增加到4,气膜射流区在法向拉长,在展向相对较弱,导致主流在对转涡对(CVP)的作用下被卷入气膜射流的底层,壁面冷却效率降低;气膜入射角从15°增大到45°,冷却效率整体上呈先上升后下降趋势,在入射角30°时冷却效率相对最大,这与射流的穿透能力、冷却气流再覆壁面特征有关。 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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为了在涡轮叶片气动型线设计过程中同时提高气动效率并保证传热性能,提出了一种基于一维管道网络法和三维CFD的耦合计算方法,分别采用管网/三维耦合计算方法和全三维耦合计算方法对MARK-II冷却叶片多个工况进行计算,两种数值计算方法计算结果与实验数据交叉对比,以验证本文计算方法可行性。计算结果表明,两种数值计算得到的叶片型面压力、温度、换热系数和实验值都比较吻合,但管网/三维耦合计算得到的壁面温度相比全三维耦合计算结果整体略微偏低,最大偏差不超过3.89%。基于管网/三维耦合计算方法对某航空发动机涡轮第二级动叶叶片型线优化设计,气动效率提高0.34%,壁面平均温度几乎没有变化。 相似文献
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涡轮叶栅端壁气膜冷却数值模拟 总被引:4,自引:1,他引:4
对前缘上游有双排气膜孔的涡轮叶栅端壁气膜冷却进行了气动和传热数值模拟。计算模拟了两排26个气膜孔,每个孔截面的网格数达到近200个,计算域包括了供气腔。计算得到了端壁气膜冷却的冷却效率分布并进行了冷气射流粒子示踪。计算揭示了端壁气膜冷却的流动与传热传质机理,并据此提出了端壁抛射气膜冷却的概念。结果表明数值计算可模拟气膜冷却的主要流动与传热特征,但在数值的准确性上还需要进一步的完善。 相似文献
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外端壁收缩与单向倾斜组合涡轮导叶的三维气动力研究 总被引:1,自引:0,他引:1
低展弦比涡轮导叶的外端壁收缩与单向正倾斜组合设计是既可减小两端二次流损失又可以满足冲击冷却叶片叶身需平直要求的技术措施。本文简要阐述了组合设计可减小二次流损失的力学机制、流场特征及三维流场设计分析的评价准则。通过三维流场计算 ,详细分析了诸如单向倾斜角度、子午面外端壁轮廓收缩起点、内外曲率半径等主要特征参数对流场品质的影响。给出了组合设计的方法与步骤及评价流场的定性准则。该组合设计方法对低展弦比高温涡轮导向叶片的成功设计具有指导意义。 相似文献
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为了研究非轴对称端壁造型对典型燃气透平叶片端壁气动热力性能的影响,基于双控制型线非轴对称端壁造型方法,建立了间隙射流和主流掺混作用下非轴对称端壁气动热力性能的数值研究模型。在数值验证的基础上,研究了4种不同非轴对称端壁造型几何结构对叶栅端壁流动特性和气膜冷却性能的影响规律。结果表明,针对本文研究的大转折角透平叶片,在叶栅通道前部进行非轴对称端壁造型,会增强端壁的横向二次流,导致叶栅总压损失系数略有增大,会降低端壁的气膜有效度。而在叶栅通道后部进行非轴对称端壁造型,可以有效削弱端壁的横向二次流,减弱通道涡,从而降低叶栅的总压损失系数,同时,能够提升端壁横向平均气膜有效度高达22%,有利于提高端壁的气动热力性能。 相似文献
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SUN Da-wei 《航空动力学报》2010,25(5):1097-1102
This paper presented an experimental investigation the effects of the trailing edge cooling on the aerodynamic performance. The experiments were conducted on the low-speed linear cascade tunnel at Northwestern Polytechnical University. The external aerodynamic characteristics in the 40 percent chord downstream of exit plane were measured using five-hole probe with the different ejection rates. The results showed that the total pressure loss coefficient at the middle spanwise plane increased at first and then it has a decreasing tendency with the increase of ejection ratio. The trailing edge cooling would influence the structure of the turbine cascade outlet flow field. When the ejection rate was 3%,the loss area near the blade endwall would become stronger,but it would become weaker with the 6% ejection ratio. On the whole,the trailing edge cooling had more influence on the profile loss than on the secondary loss. 相似文献
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本文提出了一种具有前缘自锁涡的新型气冷涡轮叶型。对新叶型流场进行了跨音速情况下的详细数值研究。观察了由前缘冷气喷射所形成的冷气旋涡沿叶型表面的变化。将新叶型的冷却效率、能量损失、压力场等与传统气冷涡轮叶型进行了对比。结果表明,新气冷叶型能够把由前缘冷气喷射形成的冷气旋涡锁定在其凹陷部位。冷气与主流的掺混损失减小。因此,前缘冷气喷射孔的列数可以减少。相应地,冷气喷射量可以减少。 相似文献
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本文简要介绍了中国燃气涡轮研究院在先进涡扇发动机空气系统与零件传热设计技术验证方面的研究情况,内容涉及发动机空气系统设计技术、零件热分析设计技术、涡轮叶片冷却设计技术及新型铸冷双层壳型高效涡轮冷却叶片设计中的关键技术。探讨了空气系统与零件传热设计技术中的设计计算方法、设计软件校核与改进、试验研究与参数测试、以及设计体系建设等问题,通过系统的模型、部件和发动机整机三个层次的试验验证,初步形成了空气系统与零件传热设计体系。 相似文献
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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。 相似文献