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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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旋转条件下“冲击/出流”双层壁内部换热实验 总被引:1,自引:2,他引:1
以高效航空发动机涡轮叶片内部冷却为研究背景,在旋转条件下对带气膜出流的双层壁内部冲击换热特性进行了研究.实验在旋转与冲击方向相同和相反两种情况下进行,得到了冲击雷诺数Rej(5 000~10 000)、旋转数Ro(0~0.003 532)、无因次温比(Tw-Tf)/Tw(0.061~0.136)的变化对冲击靶面换热特性的影响规律;通过对"双层壁"的实验结果与常规"冲击/气膜"冷却结构的实验结果的比较发现,在不同的流动和旋转状态下,前者换热能力强于后者15%以上. 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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为了获取高性能的燃气涡轮动叶叶顶结构和气膜冷却布局,采用数值求解三维Reynolds-Averaged Navier-Stokes (RANS) 方程和标准 湍流模型的方法研究了涡轮动叶部分吸力侧肩壁的凹槽状叶顶气热和冷却性能。数值模拟得到的动叶平叶顶传热系数与实验数据吻合良好,验证了数值方法的准确性。对比0.95吹风比时动叶凹槽状叶顶沿中弧线和近压力侧布置的2种气膜冷却布局的叶顶泄漏流动形态、传热系数和气膜冷却有效度,指出近压力侧的气膜冷却布局B的总压损失大于沿中弧线的气膜冷却布局A;但近压力侧的气膜冷却布局B具有更好的冷却效果。基于近压力侧气膜冷却布局的凹槽状叶顶结构,通过切除尾缘处不同轴向长度的吸力侧肩壁,设计了5种不同的部分吸力侧肩壁的叶顶结构。结果表明:切除10%吸力侧肩壁的Case 7能有效降低总压损失,平均总压损失系数相比完整肩壁的Case 2降低了6.3%;叶顶净热流密度减少和传热系数分布与Case 2基本相同,尾缘处的冷却效率因冷气受到压制附着于叶顶而提高。 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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孔阵排列疏密度对致密多孔壁冷却效果的影响 总被引:2,自引:4,他引:2
为了获得气膜孔阵排列的疏密度对致密多孔壁冷却效果的影响规律,分别对四种疏密度排列下的平板热侧面上的冷却效果进行了数值模拟研究。各物理模型通过改变气膜孔径大小和孔间距得到不同的孔阵排列疏密度。为了便于相互比较,各计算模型的边界条件完全相同,而且平板气膜孔区单位面积上冷气流量均相等。计算结果显示:在一定的范围内,孔阵排列的疏密度越大,冷却效果越好。在热侧面上的气膜孔区及其下游区,致密多孔壁的冷却效果都非常好,比同等条件下常规气膜冷却的效果好得多。 相似文献
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带冲击的两相气膜冷却特性数值模拟 总被引:1,自引:0,他引:1
用数值模拟方法研究了带冲击的气膜冷却系统的流场结构,示出了气流和冲击腔内的螺旋流动、气膜孔下游的肺状低压区、横截而对称双漩涡以及由双漩涡形成的交叉双锥形水蒸气体积分数等值面。比较了体积分数为0.5的水蒸气膜与纯空气膜的冷却效率,得到水蒸气膜平均冷却效率高于空气膜。在x=3d处高出31.6%。在x=26d处高山19%。水蒸气膜与空气膜相比换热系数变化不大。 相似文献
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Flow resistance and heat transfer coefficients of typical double wall laminated film cooling configuration within a turbine vane were experimentally studied.The specimen was in large scale,and made of transparent organic glass.Laminated configuration consisted of double wall laminates,pin-fins,staggered arrays of impingement and film holes.The number ratio of impingement holes,pin-fins and film holes was2∶1∶1.Five experiment vanes were installed in static cascade,and experiments were carried out under constant heat flux.Re of internal cooling air in the experiment was from 104 to 2×105,and Re of external fluid was from 105 to 3×105.The experiment results show that flow resistances of front channel and back channel of the vane are in the same level,and both of them decrease as Re of cooling air increases.Nuof front channel is slightly higher than that of back channel.Both of them increase as Re of cooling air increases.And experiment results were obtained from experiment vanes were compared with that obtained from laminated flat plates,and the tendency of the results agrees well. 相似文献
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冲击加多斜孔双层壁冷却方式气膜绝热温比研究 总被引:10,自引:2,他引:8
采用传热传质类比方法,对冲击加多斜孔双层壁冷却方式气膜绝热温比进行了实验研究。主要考虑了双层壁夹缝高度、冲击壁、吹风比、孔排列方式、以及孔间距对局部绝热温比的影响。并且给出了根据 5种几何结构实验板的展向平均绝热温比沿流向的分布运用最小二乘法拟合公式。研究结果表明:对某一确定几何结构的多斜孔实验板,加冲击壁与否以及双层壁间夹缝高度的变化对相同吹风比下的绝热温比影响甚小,局部绝热温比的分布主要取决于吹风比和孔阵排列方式。从绝热温比考虑,叉排长菱形排布比较理想。 相似文献
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超声速气膜冷却数值模拟 总被引:9,自引:4,他引:5
应用SST k-ω湍流模型,对三维粘性掺混流场进行了数值模拟,得到了切向入射的超声速气膜在不同吹风比和冷却通道下的绝热温比分布.计算结果表明:吹风比是决定超声速气膜冷却效果的重要因素,吹风比增大,冷却效果随之提高;冷却通道不同,冷却效率的分布规律也不同,矩形孔在出口处存在冷却效果较低的区域;离散孔冷却通道在下游和冷却通道中间线上的冷却效果存在明显差异,侧向倾角的引入使这种差异消失;扩散孔和侧向倾角两种结构上游冷却效果好,但下游衰减更快;引入的评价参数可以为比较不同的气膜冷却方式提供参考. 相似文献
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带有微尘的空气进入航空发动机,极易在涡轮叶片内冷通道发生沉积。为探究微尘沉积形貌对涡轮叶片内冷通道换热特性的影响,选取冲击气膜冷却结构,基于微尘沉积实验结果,构造微尘沉积形貌,由锥状突起和环状突起组成,通过数值模拟获得不同射流雷诺数下冲击靶面努塞尔数Nu。研究结果表明,冲击靶面微尘沉积层的出现,将大幅降低浸润面积平均努塞尔数Nuwetted,而对映射面积平均努塞尔数Nuavg影响较小;冲击驻点周围的高换热区范围减少;相邻冲击孔中点附近的高换热区努塞尔数Nu增大;此外,射流雷诺数的增大整体上提高了冲击靶面的换热强度。由于锥状突起和环状突起的扰动作用, 壁面附近回流涡增多, 使得冲击靶面大部分区域温度边界层厚度增加,因此换热性能降低。 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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The present study proposes a segmented cooling-stream injection structure based on a certain coolant mass flow rate, and numerically investigates the effect of segmented cooling-stream injection on supersonic film cooling. The results indicate that without shock-wave impingement and with helium as the coolant, segmented cooling-stream injection can reduce the mixing between the mainstream and the cooling stream to produce better cooling performance than single injection, especially at larger coo... 相似文献