双层涡轮叶片异形冷却单元内换热特性实验研究

基于实际加工成型的双层涡轮导向器叶片内部特征,模化出操场形和椭圆形截面冷却结构。针对其内部应用的冲击/气膜复合冷却形式,实验研究了冲击靶面的换热特性,重点分析了通道截面形状不同时,进口Re数、气膜出流以及冲击孔和气膜孔的相对位置对冲击靶面换热特性的影响。研究中发现通道内部局部Nu数呈中心对称的波浪形分布,并且气膜孔壁面上游的换热效果整体低于下游,只有在靠近气膜孔中心局部区域的换热系数较高。随着进气Re数增加,换热效果逐步增强 。实验数据表明,截面形状不同的冷却通道的换热特性规律不同。对于操场跑道形冷却通道,冲击孔和气膜孔顺排时冷却效果较好;而椭圆形冷却通道中,冲击孔和气膜孔错排时冷却效果较好。     

叶尖间隙泄漏流动对涡轮外环换热影响的实验（英文）

使用瞬态液晶测温技术对叶栅模型进行了实验,研究了主流雷诺数、吹风比和叶尖间隙高度对涡轮外环表面对流换热系数的影响。结果表明:叶尖间隙泄漏流对涡轮外环表面对流换热系数的影响很大。当保持间隙高度和吹风比不变时,逐渐增大主流雷诺数,导致涡轮外环表面的对流换热系数升高;当保持间隙高度和主流雷诺数不变时,逐渐增大吹风比,涡轮外环表面对流换热系数几乎不变,外环表面换热系数受吹风比的影响很小。间隙高度对外环表面换热特性的影响很大,在典型工况下,当叶尖间隙高度比为1.6%时,涡轮外环表面的对流换热系数最高。     

气膜-发散冷却结构冷却效果的实验研究

为了研究气膜-发散组合冷却结构的冷却特征,设计了5种组合冷却结构形式,采用实验的方法对气动参数和几何参数对冷却效率的影响规律开展了研究,结果表明:(1)由于气膜的存在使得发散冷却的起始段冷却效率有很大的提高,极大提高了发散冷却结构的整体冷却效率;(2)随着发散孔纵向间距的增大,发散段整体冷却效率逐渐降低,但对发散冷却起始段的影响不大;(3)发散孔复合角对冷却效率对冷却效率的影响随吹风比的变化而变化,在小吹风比时,45°复合角的冷却效率最高;在吹风比较大时,在发散冷却段的中后部,0°复合角的冷却效率最高。     

超椭圆孔型对气膜绝热冷却效率的影响

在吹风比M为0.5,1.0和1.5的3种情况下数值研究了超椭圆孔型对气膜绝热冷却效率的影响,并基于流动特征深入分析了其冷却机制。结果表明:相比于基准的圆形孔模型,吹风比为0.5时超椭圆模型I(长宽比为2)在x/D5区域内气膜绝热冷却效率较高,吹风比为1.0时在x/D17.35区域内气膜绝热冷却效率较高,吹风比为1.5时,在整个流向上都具有较高的气膜绝热冷却效率。由于气膜在展向的覆盖范围较大,超椭圆模型II(长宽比为4)在3种不同的吹风比下相比于圆形孔模型和超椭圆模型I具有最佳的气膜绝热冷却效率,且吹风比越大,其优势越明显。     

渐扩后倾肩臂孔平板气膜冷却特性实验研究

提出一种新型气膜冷却孔型——渐扩后倾肩臂孔,运用压力敏感漆（PSP）实验技术,研究其与圆孔、肩臂孔的气膜冷却性能差异,并采用N₂和CO₂气体作为冷却气,对比分析了密度比1.0和1.5情况下吹风比（Br=0.5~2.0）对渐扩后倾肩臂孔平板气膜冷却性能的影响。结果表明:在相同密度比、吹风比条件下,渐扩后倾肩臂孔方案冷却效率优于圆孔和肩臂孔（肩臂孔略高于圆孔）。在密度比为1.0的情况下,当测量点离孔的距离与孔入口直径的比值x/D < 15时,渐扩后倾肩臂孔方案的展向平均气膜冷却效率随着吹风比的增大呈递减趋势;当x/D>15时,冷却效率在Br=1.0时最大。在密度比为1.5的情况下,渐扩后倾肩臂孔方案的展向平均气膜冷却效率随着吹风比的增大呈先增大后减小的趋势,在Br=1.0时冷却效率最大。分析认为:不同密度比情况下,吹风比对渐扩后倾肩臂孔冷却性能的影响差异,主要是由于密度比较小时,冷却气出口速度更大,使冷却气更易吹离冷却壁面。     

单排圆柱孔射流气膜加热与气膜冷却方式的对比

为了揭示气膜加热和气膜冷却两种方式在影响规律机制上的异同,通过数值计算研究了两种方式单排圆柱孔在典型吹风比下(0.5,1.0和1.5)的射流-主流相干特征,并分析了热气流-冷气流温度比变化对气膜绝热加热或冷却效率的影响。研究结果表明:在相同的吹风比下,在气膜加热方式下喷注射流向主流的穿透趋向更为显著,引起喷注射流抬离壁面并在气膜孔出口附近诱导出尺度更大的卵形涡对;当温度比接近于1时,气膜绝热加热效率与气膜绝热冷却效率差异较小,随着温度比偏离1的程度加剧,气膜绝热加热效率与气膜绝热冷却效率差异显著增大。     

涡轮叶片内"冲击-气膜出流"局部换热特性数值模拟

用RSM模型对有、无冲击气膜出流冷气侧气膜孔局部换热特性进行了数值研究。取气膜孔前后3倍气膜孔径范围为研究对象。在无冲击射流时,通过改变来流雷诺数、气膜出流与横流密流比,对气膜孔的“溢流效应”进行了研究。研究发现,气膜孔局部的换热均随两者的增加而增强。将实验结果和计算结果进行了比较,趋势吻合。在有冲击射流时,着重研究了流动和几何参数对气膜孔局部换热特性的影响,分析了“冲击-气膜出流”局部换热特性规律。     

突片形状对气膜冷却效率的影响

气膜冷却广泛应用于航空发动机热端部件的热防护,为了提高气膜冷却效果,设计了3种突片型式,采用实验的方法对其冷却效果进行了对比研究,结果表明：突片的存在强化了气膜冷却效率,使得气膜冷却效率远高于无突片的气膜冷却效率。吹风比对不同突片作用有所不同,存在一最佳吹风比,但该值随着突片的型式变化。突片的堵塞比对气膜冷却效率有很大的影响,3种突片作用下的气膜冷却效率均随堵塞比的增加而增大。梯形突片的冷却效率明显优于三角形突片和椭圆突片。但突片亦增大了气膜孔的流动阻力,降低了流量系数。     

回流燃烧室弯曲段冲击扰流柱+逆向对流+气膜冷却效率

为从理论上分析研究回流燃烧室弯曲段冲击扰流柱+逆向对流+气膜冷却结构的传热特性,设计了多种不同几何尺寸的计算模型,运用Fluent软件从流动与换热两个方面对其进行了系统的研究,得出了如下结论:(1)扰流柱的存在强化了冷却空气在冲击腔中的扰动,使得冷却空气与冷侧壁面的换热得到大大地加强,提高了复合冷却结构的冷却效率;(2)在本文研究的几何尺度下,附着于弯曲段热侧壁面的气膜层有效长度最大弧度不超过10°;(3)吹风比对复合冷却效率有很大的影响,在冷却壁面冷却效率随吹风比的增加而增加,但当吹风比M＞1.5时,吹风比对冷却效率的影响已不明显;(4)扰流柱的排列形式对冷却效果的影响不大.     

出口马赫数0.81~1.01下涡轮导向叶片全气膜冷却特性研究

通过瞬态热电偶测量方法研究了涡轮导叶叶片全气膜换热系数和气膜冷却效率。试验叶片共有13排气膜孔,气膜孔排由前后2个腔供气,前腔二次流与主流流量比为5.06%,后腔为1.14%。为匹配真实发动机工作条件,叶栅进口雷诺数试验范围为1.7×105~5.7×105,出口马赫数范围为0.81~1.01。试验获取了叶片表面压力系数和换热系数分布规律,并研究了叶栅进口雷诺数和出口马赫数对叶片全气膜冷效分布的影响。结果表明:气膜孔下游的换热系数和气膜冷效较高;主流雷诺数的增加对冷却效率的提升有积极作用,特别是在叶片吸力面,而马赫数对叶片表面气膜冷效影响甚微。     

内冷通道横流对气膜冷却效率的影响

在吹风比(Br)为0.5~2.0、横流比(Cr)为0~3.0范围内,采用数值模拟方法研究了内部冷却通道横流对单排圆柱形气膜孔气膜冷却特性的影响。相比于基准的无横流进气方式,横流进气诱导冷却气流在气膜孔内形成旋流流动,使得气膜射流与主流的相互作用更为复杂。横流比的影响在不同的吹风比下有较大差异:在较小的吹风比下,横流比小于1.0的气膜绝热冷却效率略高于无横向进气的基准情形,而横流比大于2.0的气膜绝热冷却效率相对基准情形有一定幅度的下降;在较高的吹风比下,横流进气带来气膜绝热冷却效率的增强,横流比为2.0的气膜绝热冷却效率相对较高。在大横流比下,随着吹风比的增加,气膜在展向的覆盖范围明显扩大。     

Experiment on Adiabatic Film Cooling Effectiveness in Front Zone of Effusion Cooling Configuration

Experimental investigation is performed to investigate the cooling characteristics in the front zone of effusion configuration. Effects of blowing ratio, multi-hole arrangement mode, hole-to-hole pitch and jet orientation angle on the adiabatic film cooling effectiveness are concentrated on. The results show that the film layer displays an obvious ＂developing＂ feature in the front zone of effusion cooling scheme, for either the staggered or inline multi-hole arrangement. The varying gradient of the laterally-averaged adiabatic cooling effectiveness along the streamwise direction is greater for the staggered arrangement than that for the inline arrangement. The holes array arranged in staggered mode with small hole-to-hole pitches is in favor of obtaining developed film coverage layer rapidly.     

航空发动机涡轮叶片冷却气膜孔加工去除重熔层技术

为提高叶片工作时的冷却效果,叶片的气膜孔设计的越来越复杂,涡轮叶片的冷却气膜孔加工作为一项重要的技术至为关键。现有的条件下对气膜孔的加工进一步研究,基于挤压磨粒流加工理论,采用挤压磨粒流加工工艺试验方法,对叶片冷却气膜孔做控制磨粒流孔径增加量从而去除重熔层的实验。当磨粒流孔径伽．3增加量为0．04时,孔径蜘．5增加量为0．02时,就可消除重熔层的结果,说明了通过磨粒流去除重熔层和微裂纹具有非常满意的去除效果。