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基于压力敏感漆(PSP)实验技术研究了具有双射流、圆孔和扇形孔的气膜冷却系统在主流湍流度为6%,吹风比分别为0.5,0.8,1.0,1.2和1.5时的冷却特性.圆孔平均气膜冷却效率在吹风比为0.8到1.5范围内逐渐降低;而双射流和扇形孔在整个实验范围内随吹风比的增大而升高,这表明双射流很好地抑制了射流与壁面的吹离.在同等条件下,双射流气膜冷却效率优于圆孔,而低于扇形孔.实验条件下的数值模拟结果清楚地表明了圆孔、双射流和扇形孔分别形成的肾形涡系、反肾形涡系和弱肾形涡系是形成各自气膜冷却特性的主要因素. 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:7,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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在平板上开设单排气膜孔,并通过红外测温法,实验研究了四个典型吹风比(0.5、1.0、1.5和2.0)下圆柱形气膜孔(CH)安置上游沙丘形斜坡(SDR)的绝热气膜冷却效率,并与平直楔形斜坡(SWR)进行了对比,同时结合数值模拟对不同形状的上游斜坡作用机制进行了剖析。研究结果表明:相比SWR,SDR可以诱导出特有的反肾形涡对,因而其在强化气膜冷却方面更具优势。在小吹风比下(吹风比为0.5),SWR和SDR可以分别提高特定区域(孔下游15倍孔径范围内)的面积平均气膜冷却效率达26%和75%左右,在高吹风比下(吹风比为1.5),两者的相对提高幅度分别高达100%和150%左右。 相似文献
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叶片吸力面不同位置处气膜冷却特性对比 总被引:2,自引:0,他引:2
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. 相似文献
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气膜孔内局部堵塞对气膜冷却特性的影响 总被引:2,自引:0,他引:2
在吹风比为0.3~1.5,堵塞比为0.1~0.5范围内,对平板上单排倾斜气膜孔内局部堵塞所引起的冷气射流流动和冷却特性变化进行了数值研究,分析了堵塞比、堵塞位置和吹风比对绝热气膜冷却效率的影响.在研究参数范围内的研究结果表明:气膜孔出口端前缘的局部堵塞有利于抑制肾形涡,对气膜孔下游的绝热气膜冷却效率有改善作用,并且随着堵塞比和吹风比的增加,对冷却效果的改善越为明显.而在气膜孔出口端尾缘或侧边的堵塞则在较大的堵塞比下削弱气膜冷却效果.相对于气膜孔出气端的局部堵塞,在气膜孔进气端和中部的堵塞对绝热气膜冷却效率的影响要微弱得多. 相似文献
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采用压敏漆(PSP)技术研究了上游尾迹对吸力面和压力面带有单排簸箕形气膜孔的涡轮动叶表面气膜冷却效率的影响,获得了不同吹风比(0.25~1.5)和尾迹斯特劳哈尔数(0、0.12、0.36)条件下涡轮叶片表面气膜冷却效率分布的实验数据,结果表明:尾迹使吸力面簸箕孔后径向平均气膜冷却效率最大下降幅度达0.07,使压力面簸箕孔后径向平均气膜冷却效率最大下降幅度达0.024;有尾迹时,随着吹风比的增加,吸力面气膜孔后冷却效率逐渐降低,压力面气膜孔后冷却效率先增加后降低。 相似文献
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主流偏角对单排圆柱型气膜孔冷却特性的影响 总被引:1,自引:1,他引:0
数值模拟研究了主流偏角对单排圆柱型气膜孔冷却特性的影响,在气膜孔中心间距相等的计算条件下,在吹风比为1.0时,计算结果与主流和气膜孔都无偏角、主流无偏角而气膜孔有45°偏角这两种流动情况做了对比.结果显示:相对于主流和气膜孔都无偏角时,主流有45°偏角而气膜孔无偏角时气膜平均冷却效率更大,分布更均匀;相比于主流无偏角而气膜孔有45°偏角时,在气膜孔附近处,主流有45°偏角而气膜孔无偏角时气膜平均冷却效率更小,在远离气膜孔的下游位置处,气膜平均冷却效率更大.另外在吹风比为0.5和1.5条件下进行了数值模拟,结果也显示3种流动情况气膜冷却效率分布存在明显差距,有必要对主流偏角对单排气膜孔冷却特性的影响做进一步的实验和数值研究. 相似文献
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为了进一步理解双出口气膜孔的冷却特性,建立了气膜冷却效率实验台,通过红外测温技术研究了圆孔和4个不同次孔方位角的双出口孔在吹风比为0.3~2.0时的冷却效率.结果表明:和圆孔相比,次孔方位角为30°,45°,60°双出口孔能提高面平均冷却效率18%~37%.次孔方位角为30°双出口孔在低吹风比下提高冷却效率最显著,次孔方位角为60°双出口孔在高吹风比下提高冷却效率最显著.在研究的吹风比范围内,次孔方位角为45°双出口孔都能较显著地提高冷却效率,次孔方位角为75°双出口孔冷却效率低于圆孔冷却效率. 相似文献
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涡轮叶片吸力面气膜冷却效率的数值研究 总被引:3,自引:2,他引:3
针对某型导向叶片,运用RNG(renormalization group)湍流模型对涡轮叶栅通道内部的三维流场和叶片吸力面的冷却效率进行了数值模拟.分析在叶栅通道主流入口雷诺数Re=4×105~6×105和冷气吹风比M=0.5~3范围内,沿吸力面不同弦向位置处开设气膜孔对气膜冷却效率的影响.结果表明:各位置气膜孔单独喷射时叶片吸力面的冷却效率均随着入口雷诺数的增加而增大;在气膜孔出口下游附近,冷却效率随着吹风比的增加先升高后降低,在下游远处则一直随着吹风比的增加而增大;三个位置处气膜孔单独喷射时,位置1气膜孔的冷却效率较位置2和位置3的高. 相似文献
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为了探讨由圆柱孔和锥形支孔组成的双出口孔射流气膜冷却特性,利用商业软件对气膜冷却下的流场和温度场进行三维数值模拟。主流雷诺数为10 000,吹风比变化范围为0.5~2.0。计算得到了冷却效率云图、冷却效率径向平均值以及近壁面处流场和温度场分布。研究结果表明,圆柱形孔射流的冷却效率数值模拟结果和实验数据吻合得非常好,双出口孔射流的冷却效率相对于圆柱形孔射流的冷却效率明显提高,径向分布非常均匀。双出口孔射流的流动结构和单圆柱孔射流的流动结构明显不同。随着吹风比的增加,冷却效率增大。基于冷却效率的最佳吹风比为1.5。 相似文献
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多孔纵向波纹表面气膜冷却效率实验研究 总被引:2,自引:4,他引:2
实验研究了开孔方式、主流雷诺数及平均吹风比等因素对某种多孔纵向波纹表面沿程气膜冷却效率的影响规律.实验参数变化范围:基于波长的主流雷诺数120 000~250 000,平均吹风比0.2~2.0.研究结果表明:平均吹风比是影响波纹结构沿程气膜冷却效率的主要因素,在较大的吹风比范围内各方案沿程气膜冷却效率呈波纹状变化趋势;从提高气膜冷却效率角度考虑,平均吹风比小于0.6时,波峰及波峰附近开孔方案较优,波谷及波谷下游附近开孔方案较差. 相似文献
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心形孔气膜冷却特性的数值模拟 总被引:1,自引:0,他引:1
为进一步提高航空发动机热端部件的冷却效率,提出了心形气膜冷却孔结构,利用数值模拟分析心形孔的流场特性和冷却特性,并通过与常规圆形孔计算结果的对比,揭示心形气膜孔强化冷却的物理机制.计算结果表明:与圆形孔相比,心形孔能有效抑制反向旋转涡对的生成,冷却气流的贴壁效果得到明显提高,同时心形孔的扩展出口结构使得冷却气流在展向上的分布更为均匀,展向平均气膜冷却效率得到显著提高;在吹风比为0.5~2.0内,心形孔的全局平均冷却效率相对于圆形孔分别提高了70.93%,246.94%,598.9%和879.07%;从热流比分布来看,心形孔在吹风比为1.5下的热流比值最低,表征在吹风比为1.5下心形孔对壁面的保护效果最好. 相似文献
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内通道交错横流对气膜冷却效率的影响 总被引:1,自引:2,他引:1
采用数值模拟研究了内通道横流对气膜流动和冷却特性的影响,参数变化范围:横流比Cr=0.39,0.78;吹风比Br=1,2;气膜孔长径比l/d=4,8.计算结果表明:①内通道冷气横流使得气膜孔内气流产生较强的涡旋,使得冷气射流的流动具有明显的非对称特征,引起表面气膜冷却效率分布不均;②横流比对表面气膜冷却效率分布影响较大,横流比越大,气膜孔内涡旋越强烈,气膜冷却效率分布越不均匀;③长径比较大时,气膜孔内气流较为规整,气膜覆盖区域较为狭小,气膜冷却效率分布更加不均;吹风比较大时,射流在主流通道上的附着较差,气膜冷却效率较低. 相似文献
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