旋转状态下曲率对叶片气膜冷却特性的影响

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燃气轮机气膜冷却

燃气轮机气膜冷却燃气轮机气膜冷却是一种常见的燃气轮机叶片冷却技术，其通过在叶片表面形成一层气膜来提高叶片的热传导性能，从而增强燃气轮机的工作效率和可靠性。

本文将对燃气轮机气膜冷却的原理、优点和应用进行详细阐述。

一、燃气轮机气膜冷却的原理燃气轮机气膜冷却是利用高温燃气通过叶片表面形成一层气膜，通过气膜的冷却效果来降低叶片的表面温度。

叶片的表面温度降低可以有效地减小热应力，延长叶片的使用寿命。

同时，气膜的存在还可以提高叶片的热传导性能，进一步提高燃气轮机的工作效率。

1. 提高叶片的使用寿命：燃气轮机叶片在高温高压的工作环境下容易受到高温热应力的影响，气膜冷却可以有效降低叶片的表面温度，减小热应力，从而延长叶片的使用寿命。

2. 提高燃气轮机的工作效率：气膜冷却可以提高叶片的热传导性能，使得燃气轮机在相同的工况下能够获得更高的工作效率，减少能源的消耗。

3. 减少燃气轮机的维护成本：气膜冷却可以降低叶片的温度，减少叶片的热疲劳损伤，从而减少对叶片的维护和更换成本。

三、燃气轮机气膜冷却的应用燃气轮机气膜冷却技术在航空航天、能源和工业领域都有广泛的应用。

在航空航天领域，燃气轮机气膜冷却可以提高航空发动机的工作效率和可靠性，提高航空器的性能。

在能源领域，燃气轮机气膜冷却可以提高燃气轮机的工作效率，减少能源的消耗。

在工业领域，燃气轮机气膜冷却可以应用于压缩机、涡轮机和发电机等设备，提高设备的工作效率和可靠性。

四、总结燃气轮机气膜冷却是一种有效的燃气轮机叶片冷却技术，通过在叶片表面形成一层气膜来降低叶片的表面温度，提高叶片的使用寿命和热传导性能。

燃气轮机气膜冷却具有提高燃气轮机工作效率、减少维护成本的优点，广泛应用于航空航天、能源和工业领域。

随着科学技术的不断进步，燃气轮机气膜冷却技术将进一步发展和完善，为燃气轮机的性能提升和能源节约做出更大的贡献。

涡轮叶片前缘旋流-气膜复合冷却内部流动传热特征实验和数值模拟

涡轮叶片前缘旋流-气膜复合冷却内部流动传热特征实验和数
值模拟
阎鸿捷;陈冠江;饶宇
【期刊名称】《推进技术》
【年(卷),期】2021(42)10
【摘要】为了提高涡轮叶片前缘的冷却效率,提出了一种偏置冲击孔的旋流-气膜冷却结构。

在雷诺数2×104~5×104时,对冲击孔居中和偏置分别开展实验研究和数值模拟,得到了两种结构的内部传热、流阻和流场特性。

实验通过瞬态液晶热像技术获得前缘内表面的详细努塞尔数分布,并结合数值模拟的结果分析了流场特征,对强化换热的机理做出解释。

实验结果表明:叶片前缘内部旋流使总体平均努塞尔数提高4.0%~9.4%,同时压力损失降低5.6%~6.4%。

数值模拟结果表明,偏置冲击孔利用叶片前缘曲率较大的结构特性产生了强烈的旋流,使高换热区的面积显著增加,改善了内部换热的均匀性。

【总页数】8页(P2287-2294)
【作者】阎鸿捷;陈冠江;饶宇
【作者单位】上海交通大学机械与动力工程学院
【正文语种】中文
【中图分类】TK124
【相关文献】
1.叶片前缘旋流蒸汽冷却流动和传热的数值研究
2.无气膜冷却的涡轮叶片流动实验和数值模拟
3.无气膜冷却的涡轮叶片流动实验和数值模拟
4.涡轮叶片前缘双排孔气膜冷却数值模拟
5.涡轮叶片内部微小V肋-凹陷涡复合冷却流动与传热数值模拟
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旋转对气膜冷却的影响

旋转对气膜冷却的影响在气膜冷却被应用到发动机转子叶片后,旋转也成为了影响气膜冷却效果的重要因素,由于旋转的出现,流体微团在受到惯性系下常规力项的作用外,还有受到非惯性系附加力项的作用,离心力、哥氏力和离心衍生浮升力等都将严重影响气膜与主流的掺混过程。

下面是在旋转气膜外换热实验台上进行的平板气膜冷却实验中得出的结果及其分析。

动量流量比为0.285。

（空气与二氧化碳）当转速发生变化,从0 r/min 上升到1000 r/min 。

空气冷却压力面气膜出流轨迹空气冷却吸力面气膜出流轨迹与静止叶片相比,气膜出流在旋转叶片表面会发生展向偏离.在压力面,转速增加,气膜出流先向低旋转半径方向偏转,后向高旋转半径方向偏转;在吸力面,气膜出流向高旋转半径方向偏转。

动量流量比固定,当密度比增加时,压力面气膜出流轨迹向低旋转半径方向偏转加剧;吸力面气膜出流轨迹向高旋转半径方向的偏转也增大。

气膜出流轨迹出现偏转是与旋转诱发的各种非惯性力的作用是相关的,对于压力面的气膜出流,在气膜孔附近区域受到明显的哥氏力作用,使得气膜出流受到指向低旋转半径方向的力作用,因此气膜出流向低旋转半径方向偏转;随着转速的提升,离心力作用加强,使得气膜出流向高旋转半径方向偏转.对于吸力面的气膜出流,离心力与哥氏力的作用方向一致,因此随着转速的上升,气膜出流轨迹不断向高旋转半径方向偏转。

密度比也是影响气膜覆盖区域的重要因素。

当工质为二氧化碳时,旋转对气膜出流轨迹的作用规律是同空气冷却时一致的。

二氧化碳冷却压力面气膜出流轨迹二氧化碳冷却吸力面气膜出流轨迹与空气冷却相比，在压力面上,二氧化碳冷却时气膜出流轨迹向低旋转半径方向偏转程度加大;而在吸力面上向高旋转半径方向偏转加剧,即改变工质增大密度比R,气膜偏转加剧.这是与浮升力的作用相同的.在压力面上,哥氏力作用明显,密度比增大,哥氏浮升力升高,驱使气膜向低旋转半径方向偏转加剧;吸力面上,由于哥氏力和离心力作用方向一致。

浅析气膜冷却效率的影响因素

浅析气膜冷却效率的影响因素作者：吴冬来源：《科技经济市场》2014年第11期摘 ;要：为了提高航空燃气涡轮发动机的性能，现代航空发动机涡轮前入口燃气温度越来越高，给发动机带来一系列问题。

为了保证涡轮安全正常的工作，必须为涡轮叶片进行有效的冷却。

目前航空发动机涡轮叶片上主要采用的冷却方式是气膜冷却，它是一种十分有效的热防护措施。

本文通过分析比较国内外传热学者在改善气膜冷却效果方面大量的研究，提出了影响气膜冷却效果的因素：几何因素、流动状态。

关键词：涡轮叶片;气膜冷却;气膜冷却效率1 ;气膜冷却概述气膜冷却是由壁面上的喷口喷出一股冷气流（压气机出口气流）来阻隔高温燃气对壁面加热的一种十分有效的热防护措施[1]，目的是隔热和保护工作表面不被高温燃气腐蚀，它是航空发动机叶片上采用的冷却方式之一，如图1.1所示。

在工程上，气膜冷却效率是气膜冷却的一个重要指标，它用来衡量冷气流对壁面保护效果的好坏，其定义为：从冷却效率的定义可知，冷却效率越高，其被保护工作表面的温度就越接近冷气流温度，气膜冷却效果就越好。

2 ;分析气膜冷却效率研究现状国内外传热学者在提高气膜冷却效率这个重要指标方面做了大量的实验和理论研究。

综合来看，常常采用的方法有三个：一是在被保护工作表面增加一些特殊结构;二是研究新孔型;三是改变其流动因素。

（1）在被保护工作表面增加一些特殊结构在被保护工作表面增加一些特殊结构，如给气膜冷却孔出口的工作壁面上增加横向槽[2]和给气膜冷却孔上游表面安装突片等一些特殊结构。

分析表明：在气膜冷却孔出口增加横向槽，冷气流首先在横向槽内扩散、减速，使得冷气贴附在工作壁面，阻隔高温燃气对工作表面加热，气膜冷却效果也明显改善;在给气膜冷却孔上游表面安装突片，使得高温燃气核心区远离工作壁面，从而避免了与从气膜孔喷出的冷气流的剧烈掺混，提高了冷气有效利用率，使得冷却效果显著提高。

（2）研究新孔型研究新孔型，如发现了扇形孔、锥形孔、簸箕形孔、双扇形孔[3]、双出口孔等，如图2所示。

风扇曲率半径

风扇曲率半径风扇曲率半径是指风扇叶片的曲率半径，它是衡量风扇性能和效率的重要参数。

在风扇设计中，曲率半径的选择对于风扇的空气动力学特性和噪音产生有着直接影响。

首先，曲率半径的大小直接影响到风扇的效率。

一般来说，曲率半径越大，风扇的效率越高。

这是因为较大的曲率半径可以减小叶片与气流的相对速度，降低了气流的阻力，并减小了能量损失。

因此，在设计风扇时，工程师通常会选择较大的曲率半径来确保风扇的高效率运行。

其次，曲率半径的选择还会影响到风扇的气流特性。

较小的曲率半径会使风扇叶片在运行过程中产生更强的旋转效应，从而增加了气流的流速和压力。

这种设计适用于需要较高静压和流量的应用场合，例如散热器或者空调系统。

而较大的曲率半径则会使风扇叶片的气流特性更为平缓，适用于需要较低风阻和噪音的场合，例如办公室或者家庭使用的风扇。

此外，曲率半径的选择还与风扇的噪音产生密切相关。

曲率半径较小的风扇往往会产生较高的噪音。

这是因为较小的曲率半径造成了叶片与气流的接触面积增加，导致了更大的涡流和湍流产生，从而产生了更多的噪音。

而较大曲率半径的风扇由于减小了旋转效应，降低了噪音的产生。

因此，在设计风扇时，曲率半径的选择需要综合考虑风扇的性能和噪音要求，以达到最佳的平衡。

最后，为了实现较高的效率和减小噪音，工程师们通常采用了其他设计手段来辅助风扇的优化，例如通过改变叶片的形状、增加叶片的数量以及采用特殊的材料等。

这些手段可以进一步改善风扇的流体力学特性和降低噪音水平，提高风扇的整体性能。

总之，风扇曲率半径是影响风扇性能和效率的重要参数。

合理选择曲率半径可以提高风扇的效率、改善气流特性和降低噪音水平。

因此，在风扇设计中，工程师们需要综合考虑不同应用场合的需求，通过优化曲率半径和结合其他设计手段，设计出性能优越的风扇产品。

带气膜出流的旋转叶片冲击冷却的实验研究

收稿日期:1999-1Z -1Z ;修订日期:Z 000-06-08作者简介:吴宏(1971-) 男清华大学工程力学系博士后第15卷第4期Z 000年10月航空动力学报JOurnal Of aerOspace POWerVOl.15NO.4t.Z 000文章编号:1000-8055(Z 000)04-0385-06带气膜出流的旋转叶片冲击冷却的实验研究吴宏1 陶智Z 徐国强Z 丁水汀Z1.清华大学工程力学系北京100084;Z.北京航空航天大学40Z 教研室北京D100083摘要:用实验方法研究了放大4倍的涡轮叶片前缘模型在旋转状态下带气膜出流时叶片内冲击面的换热特性G 实验结果表明:雷诺数的增加显著地增强了换热但叶片前缘和尾缘的增加是不同的而浮升力对换热的影响是复杂的;在低雷诺数的情况下旋转对换热影响不明显而在高雷诺数时会使换热降低G 对换热的影响是几个因素相互共同作用的结果并且叶片研究面上的换热特性规律是很复杂的G 关键词:叶片;冷却;换热中图分类号:V Z 31.1文献标识码:A1前言在航空发动机涡轮叶片冷却研究中从流体的流动和换热特性上看叶片前缘腔的冷却形式是小空间内对大曲率凹面的冲击加上冷却气体在前缘和鳃区气膜孔的出流G 同时流动与换热受到旋转离心力场中哥氏力和浮升力的影响因而叶片前缘腔内的流动和换热是很复杂的也使得模型实验有相当大的困难G 目前国内外对叶片前缘腔的研究有一定的局限性要么仅为单一旋转状况下的冲击冷却或径向出流要么是在静止的情况下研究冲击换热这些都是对实际工作叶片某一部分特性进行的研究与实际工作叶片的流动和换热状况有较大的出入G 例如对于在叶片前缘的冲击气膜复合冷却的情况冷却气体是由前缘和两侧的气膜孔排出的而他们的研究只进行单纯的冲击冷却而不带气膜出流的实验模型流场(从而其温度场)将与其原型有很大的差别这样研究的结论和实际情况就会有较大的出入G KreatsOulas [1]用实验研究了旋转状态下单纯前缘通道的冲击冷却特性得出的结论是旋转在一定的条件下会导致换热下降30%G 邱绪光等对静止状态下叶片的纯靶面冲击流动和换热进行了深入的实验和理论研究G 在有气膜出流通道的流动上Walters 和Leylek [Z ] Martin 和ThOle [3]等进行了有益的数值计算研究G 陶智[6]等用数值计算也对该情况进行了初步的探索G 本实验的研究对象是高压涡轮叶片的前缘冲击冷却腔的换热问题实验采用的模型与原型尽量保持一致前缘腔内的冲击气体从前驻点和旁侧鳃区的出流孔流出并在旋转条件下进行实验G实验对旋转状态下的带气膜出流的叶片前缘通道冲击换热进行了研究G 通过对控制方程的无因次分析在几何相似的基础上控制旋转系中对流换热过程的无因次准则数为雷诺数Re 旋转数RO 浮力数BO 普朗特数PT G 限于篇幅关系推导细节不在此累述G 实验中表示物性的无量纲数PT 基本上为常数所以局部努塞尔特数可表示为:N/=f (Re RO BO )G以上各无因次准则数的定义为:换热面的局部努塞尔特数N/=UD //0;雷诺数Re =00U 0D /u 0;旋转数RO =OD /U 0;浮力数BO =( 0/0) RO ZR /D ;密度比数 0/0=(00-0z )/00=(T z -T 0)/T z G 其中 U =g /(T z -T 0)为通道内壁面的局部换热系数 g 为通道内壁面的热流密度;特征尺度D 为入口通道的当量直径;进口温度T 0为定性温度;进口平均速度U 0为定性速度;0z T z 为换热面气流密度和壁面温度GZ实验模型和实验台实验模型的示意图如图1所示G 从实验件的加工9以及测量时热电偶布置方面的考虑9将实际叶片孔出流的结构改成缝出流的结构9缝的宽度是根据出流面积来折算的O 根据实际加工和测点布置的需要9以及现有的实验条件9实验模型比实际的放大了4倍O 试件模型设计成由三部分构成:加热段冲击测试段和进气段9三部分由上部和下部的耳朵用螺栓紧固为一体(如图1所示)O加图1叶片试件模型的构成热段是个加热罩9由绝热岩棉构成的绝热层和镍铬丝构成的加热层组成9使加热段形成一个热流流向测试段的单向热流边界条件9叶片模型的顶部和底部也加上绝热岩棉9形成绝热边界条件;冲击段为实验的主要测试段9由两块不锈钢叶片拼接而成9前面有前出流缝9并在两侧和进气段合成侧出流缝(如图 )所示O两块测试块正反两面都图叶片结构剖面示意图焊上热电偶9每个测试块 4对(如图3)所示9可测出叶片正反两面的离散温度分布;进气段为进气和稳压段O 本实验在北航40 教研室的高速综合旋转换热实验台(见图4)上进行的O 实验冷却气由外部气源提供9实验气流流量由流量阀控制9用皮托管测量流量O 气流经管道流进旋转台架后9经过旋转轴进入实验件O 由热电偶测得的实验数据信号由两个温度采集板(每个测试块一个)进行采集和放大9再由两个4 通道的滑环引电器从转动部分引出9传入数据采集板9通过计算机实现对数据的采集控制和存储O 实验台的动力部分为一台18.5kW 的电机9由变频器通过变频来无级调速O3实验结果及分析在旋转叶片通道内冷却气流会受到离心力哥氏力和浮升力的影响O 因此9通道内冷却气流流动和换热特性非常复杂9通道内各个换热面的换热规律是各不相同的O 图5是根据位置关系来定义的叶片各个面的示意图O 在此文中9根据旋转方向9将叶片的两块测试块(如图所示)定义为前缘块和尾缘块O图3热电偶的布置示意图图4实验系统示意图(1.压气机 .储气罐3.变频调节电机4.输气管5.旋转台架6.实验件7.配重8.调节阀门9.放大多路选通器10.滑环引电器11.试验平台1 .数采计算机)实验研究的是在旋转情况下产生的哥氏力以及在保守力场中有温差时的浮升力对换热的影673航空动力学报第15卷图5每个测试块各个面的定义响O (由于离心力已并入-V P 项它的作用已不特殊只考虑哥氏力和浮力D O 考虑到实际的实验条件实验的工况设计为:转速为0 500 900 1200 1500r /min 流量分别为30kg /S 75kg /S 150kg /S 200kg /S 由于无法在试验前得到浮力数Bo 因此实验中是通过监视通道最高点的温度与进口冷气的温度差(即最大温差D 进行研究的O 为确保浮升力的作用加热的功率使在每种流量下最大温差分别达到30K 50K 70K 90K O 实验测量的是模型叶片前缘块和后缘块的离散温度场经过插值计算得到全场的边界温度分布通过解BFC (贴体坐标系D 下的导热方程得到全场的温度分布再算出前后缘冲击面的换热系数O 计算雷诺数时取入口的水力直径D h 为特征尺度进口气流温度T 0为定性温度进口速度U 0为定性速度O 则有通道内壁面的局部换热系数D =G /(T z -T 0D 其中热流由G =-/V T 算出O 影响旋转状态下的对流换热过程的无因次准则数有以下几个:雷诺数Re =00U 0D h /u 0 旋转数Ro =DD h /U 0 浮力因子Bo =(A 0/0D Ro 2 R /D h 其中U 0为进口速度 0z T z 为换热面密度和温度以及反映浮力大小的密度比率A 0/0=(00-0z D /00=(T z -T 0D /T z O 以下根据主要研究的内容就雷诺数浮力数旋转数的变化对各个研究表面换热带来的变化进行分析O 3.1雷诺数变化对各表面换热带来的影响在图6中(由于篇幅所限各转速只列出一张图D 可以看出在各种转速(0r /min 500r /min 900r /min 1200r /min 1500r /min D 和各最大温差(A T max =30K 50K 70K 90K D 的工况下总的换热变化趋势是前缘和尾缘的各个换热面的平均图6雷诺数变化对换热影响实验曲线图773第4期吴宏等:带气膜出流的旋转叶片冲击冷却的实验研究努谢尔特数都随雷诺数增大而增强9但对叶片前后缘各面的影响不同:随雷诺数的增加9在热面比尾缘各个换前缘各个换热面的平均努谢尔特数增加要大些G 这可能是由于旋转产生的效应9造成叶片前缘与尾缘出口处的背压不同9使得前缘和尾缘侧面出流的流量分配也不相同9尾缘的侧面出流质量流量要大于前缘侧面出流的质量流量9因此雷诺数的变化对尾缘换热面的影响要大于对前缘换热面的影响G 当其它因素变化时9这种流量分配上不同对换热带来的影响也会有所变化G 从图中可以看出9这种前后缘差别随着转速的增大越来越不明显G 可能是随着转速的增加9转速对换热的影响增强后9这种流量分配带来的影响被削弱G 因此可见9在本研究的范围内9转速的增大可使前缘和尾缘因流量分配带来的换热差异减小G 总之增加流量可以提高前缘和尾缘面的换热9特别是显著地增强尾缘各个面的换热G 3o 2最大温差对换热的影响由于试验前无法知道浮力数9故研究时以最大温差来进行G 由图7可知9雷诺数为110009转速为500r /min 时9在这种低雷诺数和低转数下9最大温差对换热的影响并不显著9变化的波动在10%以内9但在高雷诺数69000时9尾缘各面的平均Nu 明显随着最大温差的增加而降低G 这可能是由于在大雷诺数时9流体的惯性力增加9旋转径向的分速度更加明显9使其和浮升力抵触作用更加强烈的结果G 在转速为900r /min 91200r /min 91500r /min 时9各个工况下的换热状况随最大温差的变化都只有很小的变化G 但由于实验研究时难于做到在保证相同的旋转数或相同的浮力数下的实验工况9所以无法进行在这两个因素分别保持不变时9分析其它因素变化对换热的影响G 3o 3旋转对换热的影响图8中显示出在不同雷诺数下9最大温差分别为30K 950K 970K 990K 时9转速变化对平均努谢尔特数的影响G 在低雷诺数(11000)和较小最大温差时9换热随转速的变化是呈波动变化9前缘各面的变化比尾缘各面的变化要稍大一些9随着最大温差的增加9转速变化对换热带来的波动变小G 在雷诺数为25000时9低转速时9前缘和尾缘的换热基本不变9在到了较高的转速时9尾缘的侧出流面的换热有较大的变化9但其余各面都显示有稍稍降低换热的趋势G 随着最大温差的增加9前后缘各面的努谢尔特数曲线都变成随着转速的增加而慢慢降低的趋势G 这个趋势表明此时浮升力起降低换热的作用G图7最大温差对换热影响实验曲线图873航空动力学报第15卷图8旋转对换热影响实验曲线图雷诺数为47000时各个换热面的换热变化先随转速的增加而增大然后又降低但这种增加的趋势又随着最大温差的增加而渐渐减少到最后为不变;这可能是浮升力起着阻碍各个面换热的结果O雷诺数为67000时尾缘面的换热先有显著的增加(在转速为500r/min时)后又降低趋平随着最大温差的增大而渐渐的变小而前缘面几乎没发生变化O在所有工况中转数带来换热最大的相对变化为20%(在雷诺数为47000 最大温差为30K时)O总之转数的变化对换热的影响在小雷诺数时影响不大在大雷诺数下会使换热出现波动换热先是随着转数的增加而增加后又随着转速的加大而降低O4对结果的一些讨论从上面对试验结果的分析可知由于本实验模型结构的复杂性(在旋转状态下既带有冲击流动又有气膜出流的流动)决定了叶片内部的流场是极其复杂的影响流动与换热的各个力是相互作用的并相互影响的使得叶片研究面上的换热特性呈现很复杂的规律O此文研究的是叶片整体的平均换热但由于以下的因素使得叶片表面有复杂的换热分布:(1)由于旋转效应造成了前缘和尾缘侧部出流流量的不均匀的现象前缘的出流量要小于尾缘的出流量并在叶片高度方向也不是均匀的;(2)冲击腔中可能存在径向分速度并且雷诺数加大时由于流体惯性力增加将使得径向分速度更为显著O由于径向分速度的存在和雷诺数增大这两个因素在转速加大离心力场增强时叶片顶部的流量和底部的流量可能相差更大前缘和尾缘的出流量更不均匀O这时可能在叶片的前出流口底部和在叶片前缘侧出流口的底部出现流体倒流(流体从叶片外流入叶片腔内)O由于篇幅所限对叶片局部换热规律的研究将在后续的文章中阐述O参考文献:[1]Kreatsoulas J C.Experimental Study of impingementCooling in Rotating Turbine Blades[R].GTL Report i178 Sept.1983[2]邱绪光康滢胡志清.封闭空间冲击流动和换热的实验研究[R].中国航空科学技术文献[3]Walters D K Leylek J~.A Systematic ComputationalMethodology Applied to a Three-Dimensional Film-Cooling Flowfield[R].ASME96-GT-351973第4期吴宏等:带气膜出流的旋转叶片冲击冷却的实验研究[4]Martin C A ,ThOle K A .Leading Edge Film -COOling With COmpOund Angle InjectiOn [R ].ASME ,97-GT -297[5]陶智,吴宏,蔡毅.气膜出流对叶片各内表面换热系数的影响[J ].航空动力学报,1997,12(4):413-415[6]吴宏等.气膜出流对叶片内表面换热系数影响的实验研究和计算[J ].航空动力学报,1999,14(3):247-250(责任编辑杨再荣)Experiments of Impinging Coolingin Leading Edge of Rotating Blades with outf low f ilmWU ~Ong 1,TAO Zhi 2,XU GuO -giang 2DING Shui -ting21.Department Of Engineering Mechanics,Tsinghua University,Beijing 100084,China;2.4th Dept.,Beijing University Of AerOnauti ()cs and AstrOnautics,Beijing 100083,ChinaAbstra c t :The heat transfer characteristics Of tur b ine b lade mOdel With OutflOW film under rOtating state Were researched e x perimentally .The e x perimental results indicated that the heat transfer Was enhanced With increasing Of ReynOlds num b er O b viOusly ,b ut the increases in the b lade leading and trailing edges Were different .The effect Of b uOyancy fOrce Was cOmplicated in the prOcess Of heat transfer .The effect Of rOtatiOn is incOnspicuOus at small ReynOlds num b er ,b ut at high ReynOlds num b er ,the effect Of rOtatiOn Wea k ened the heat transfer .The interactiOn Of the factOrs in the flOW field affected the heat transfer ,sO the rule Of the heat transfer Was cOmplicated .K e y words :b lades ;cOOling ;heat transfer83航空动力学报第15卷带气膜出流的旋转叶片冲击冷却的实验研究作者：吴宏，陶智，徐国强，丁水汀， WU Hong， TAO Zhi， XU Guo-qiang， DING Shui-ting作者单位：吴宏,WU Hong(清华大学,工程力学系,北京,100084)，陶智,徐国强,丁水汀,TAOZhi,XU Guo-qiang,DING Shui-ting(北京航空航天大学,402教研室,北京,100083)刊名：航空动力学报英文刊名：JOURNAL OF AEROSPACE POWER年，卷(期)：2000,15(4)被引用次数：15次1.Kreatsoulas J C Experimental Study of Impingement Cooling in Rotating Turbine Blades 19832.邱绪光;康滢;胡志清封闭空间冲击流动和换热的实验研究3.Walters D K;Leylek J H A Systematic Computational Methodology Applied to a Three-Dimensional Film-Cooling Flowfield4.Martin C A;Thole K A Leading Edge Film-Cooling with Compound Angle Injection5.陶智;吴宏;蔡毅气膜出流对叶片各内表面换热系数的影响[期刊论文]-航空动力学报 1997(04)6.吴宏气膜出流对叶片内表面换热系数影响的实验研究和计算[期刊论文]-航空动力学报 1999(03)1.杨晓军.陶智.丁水汀.徐国强.Yang Xiaojun.Tao Zhi.Ding Shuiting.Xu Guoqiang旋转对气膜冷却覆盖区域的影响[期刊论文]-北京航空航天大学学报2007,33(12)2.杨彬.徐国强.丁水汀.徐罗翔.Yang Bin.Xu Guoqiang.Ding Shuiting.Luo Xiang旋转状态下气膜冷却特性的数值研究[期刊论文]-航空学报2008,29(2)3.赵振明.吴宏伟.丁水汀.徐国强.ZHAO Zhen-ming.WU Hong-wei.DING Shui-ting.XU Guo-qiang旋转状态下气膜冷却换热系数的实验[期刊论文]-推进技术2008,29(6)4.徐国强.杨博.陶智.刘传凯.丁水汀.邓宏武.XU Guo-qiang.YANG Bo.TAO Zhi.LIU Chuan-kai.DING Shui-ting.DENG Hong-wu哥氏力对旋转方通道内流动与换热的影响[期刊论文]-热科学与技术2008,7(4)5.杨彬.徐国强.丁水汀.陶智.Yang Bin.Xu Guoqiang.Ding Shuiting.Tao Zhi旋转状态下气膜冷却模型的数值模拟[期刊论文]-北京航空航天大学学报2008,34(1)6.袁丽基于并行计算的涡轮叶片复合冷却数值模拟[学位论文]20077.朱进容.吴宏.陶智.丁水汀.徐国强.Zhu Jinrong.Wu Hong.Tao Zhi.Ding Shuiting.Xu Guoqiang旋转状态下涡轮叶片前缘的流动与换热[期刊论文]-北京航空航天大学学报2005,31(2)8.毛军逵.白云峰.常海萍旋转条件下半受限单孔冲击射流局部换热特性的试验研究[会议论文]-9.毛军逵.白云峰.常海萍旋转条件下半受限冲击射流流动和换热特性的数值研究[会议论文]-10.徐磊.常海萍.潘金栋旋转条件下带气膜出流的受限空间内冲击换热研究[会议论文]-20061.谭屏.孙纪宁.王智勇瞬态热容法在平板冲击换热特性研究中的适用性[期刊论文]-航空发动机 2010(5)2.徐磊.常海萍.潘金栋旋转条件下"冲击/出流"双层壁内部换热实验[期刊论文]-航空动力学报 2007(10)3.朱进容.吴宏涡轮叶片前缘冲击气膜复合冷却的数值研究[期刊论文]-湖北工业大学学报 2006(1)4.谢浩阵列射流冲击冷却流场与温度场的数值模拟[期刊论文]-节能技术 2005(6)5.谢浩.张靖周阵列射流冲击冷却换热系数的数值研究[期刊论文]-能源研究与利用 2005(5)6.朱进容.吴宏.陶智.丁水汀.徐国强旋转状态下涡轮叶片前缘的流动与换热[期刊论文]-北京航空航天大学学报 2005(2)7.张镜洋.常海萍.徐磊转子叶片径向受限的"冲击-气膜出流"冷却结构流动与换热[期刊论文]-推进技术2011(1)8.徐磊.常海萍.常国强.张镜洋叶片弦中区内部气膜孔局部换热特性实验[期刊论文]-航空动力学报2006(2)9.张镜洋.常海萍.徐磊.高候峰稀疏气膜冷气侧局部换热特性实验[期刊论文]-航空动力学报 2006(5)10.徐磊.常海萍.毛军逵.张镜洋气膜出流冷气侧气膜孔附近壁面换热特性[期刊论文]-推进技术 2007(2)11.徐磊.常海萍.潘金栋旋转条件下带出流孔的受限空间内冲击换热[期刊论文]-推进技术 2008(2)12.杨敏.常海萍.吴培光旋转条件下半封闭空间内多孔冲击平均换热特性实验[期刊论文]-航空动力学报2006(6)13.谷振鹏.邓宏武.陶智.朱剑琴旋转状态下叶片前缘复合换热实验[期刊论文]-北京航空航天大学学报2011(11)14.张庆.孟光涡轮叶片冷却数值模拟进展[期刊论文]-燃气轮机技术 2004(4)15.白云峰旋转条件下冲击冷却数值模拟及实验研究[学位论文]硕士 2004引用本文格式：吴宏.陶智.徐国强.丁水汀.WU Hong.TAO Zhi.XU Guo-qiang.DING Shui-ting带气膜出流的旋转叶片冲击冷却的实验研究[期刊论文]-航空动力学报 2000(4)。

燃气轮机涡轮叶片冷却试验测试技术

涡轮叶片冷却设计的各项验证试验是燃气轮机整机测试前需要完成的基本任务。

这些验证试验会用到多种测试技术，叶片设计人员掌握这些测试技术的原理、仪器和使用方法，可以为叶片冷却设计的验证和产品的研制成功提供基础支撑。

燃气轮机涡轮叶片冷却设计的验证，需要经过一系列循序渐进的试验，一般分为流量试验、内换热系数试验、气膜有效度试验、外换热系数试验、冷效试验、整机试验等。

燃气轮机研发中的这些试验需要用到多种试验测试技术，主要分为常规流场测量技术、叶片温度测量技术、传热组合量的测量等几类。

其中，流场测量是各项冷却试验测试的基础，叶片温度测量是冷却试验的核心，其他物理量的测量则是为了测量一些组合物理量，如热流密度、换热系数、气膜有效度等。

为了达到试验目的，顺利完成试验任务，选择合适的测量技术至关重要。

常规流场测量技术涡轮叶片的各项验证试验都需要测量流场的基本参数，其中，流量、压力、流场温度、湍流度等参数是最基本的测量物理量。

流体流量和压力的测量已经非常成熟，不再赘述。

流场的温度测量方法也很多，叶片温度测量所使用的大部分技术和手段都可用于流场温度的测量（在叶片温度测量技术中详细叙述）。

流场湍流度的测量相对复杂，且一般需要经过数据处理和换算，目前常用的手段有脉动压力传感器、激光多普勒测速（LDV）、热线风速仪（hot wire anemometer）和粒子图像测速（PIV）技术等，其中热线风速仪使用最为广泛。

热线风速仪主要有恒温式和恒流式两种，常用的是恒温式。

热线风速仪有很多的生产厂家，但可用于流动细节和机理研究、可测量较高脉动频率的较少。

目前的技术还是用于测量较为宏观的参数，这对于试验而言也已经足够。

热线风速仪的国际知名厂商主要有美国的提赛环科仪器（TSI）公司和丹麦的丹迪动态（Dantec）公司，它们的典型产品性能如表1所示。

表1 热线风速仪性能叶片温度测量技术叶片温度的测量是冷却试验的核心。

温度测量技术可以分为两大类，接触式测量和非接触式测量。

旋转状态下气膜冷却效率试验研究

ｔｉｏｎａｎｇｌｅｗｉｌｌｂｅｃｏｍｅｌａｒｇｅｒａｎｄｔｈｅｉｌｆｍｃｏｏｌｉｎｇｅｉｃｆｉｅｎｃｙｌｏｗｅｒａｓｔｈｅｒｏｔａｔｉｏｎｎｕｍｂｅｒｇｅｔｓｇｒｅａｔｅｒ．Ａｔｔｈｅｓａｍｅｔｉｍｅ，ｒｏｔａｔｉｏｎｗｉｌｌｗｅａｋｅｎｔｈｅｅｆｆｅｃｔｏｆｂｌｏｗｉｎｇｒａｔｉｏａｎｄｍａｉｎｓｔｒｅａｍＲｅｙｎｏｌｄｓｎｕｍｂｅｒｏｎｉｆｌｍ
ｃｏｏｌｉｎｇｅｆｆｉｃｉｅｎｃｙ．Ｔｈｅｔｅｓｔｄａｔａｏｆｉｌｆｍ－ｈｏｌｅｃｏｏｌｉｎｇｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓａｔｔｈｅｔｙｐｉｃａｌｒｅｇｉｏｎｓｏｆＨＰＴｓｕｒｆａｃｅ
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摘
要：以某型发动机高压涡轮转子叶片吸力面腮区气膜孔为研究对象，通过模拟发动机状态的模型试验，研究了旋

几种叶片参数变化对叶轮机气动性能的影响

几种叶片参数变化对叶轮机气动性能的影响摘要：叶轮机叶片设计与制造过程中，常常遇到某一尺寸参数变化对叶轮机性能影响是否显著的问题。

本文以常见的叶片尺寸参数偏离设计状态问题为切入点，分析了不同叶片尺寸参数的敏感度，以期对叶轮机设计与制造有所帮助。

关键词：叶轮机、叶片、形状、性能叶轮机械的气动性能主要由叶片决定，叶片某一尺寸参数或形状的微小变化也可能会对叶片的气动性能产生显著影响，我们将这类参数称为敏感参数。

为了掌握叶片的敏感参数，需进行较多的研究。

下文是本人工作过程中经常遇到的叶片偏离设计状态的问题，以及这类问题的分析。

一、叶片前缘变为非圆弧型对气动性能的影响涡轮叶片的前缘一般设计成大圆弧，但这个圆弧前缘是否一定是唯一实用的前缘呢？陈雷[1]对比了Ｂｅｚｉｅｒ曲线前缘和圆弧前缘涡轮的气动性能。

在涡轮正常运行的攻角范围内，该非圆弧前缘有减小损失的作用，其机理是：非圆弧前缘的曲率半径逐渐增大，减小了前缘表面流动的法向压力梯度，抑制前缘的过度膨胀，削弱吸力峰，降低切点附近切向速度及速度梯度，减小由摩擦力引起的能量耗散，损失变小，且非圆弧形曲线的δ越大，流动损失相对越小；但在涡轮非设计工况的大攻角条件下，叶盆分离更加严重，流动性能恶化，损失增大。

压气机前缘也可以设计成非圆弧形，优化前缘形状的机理是，曲率半径逐步增大,可以减小前缘表面流动的法向压力梯度,抑制前缘表面的过度膨胀,从而降低吸力峰,减小吸力峰内的逆压梯度,避免叶片表面的层流分离,改善叶片气动性能。

因此，可以将压气机前缘设计成椭圆形前缘[2]。

但椭圆前缘加工难度较大，陈宏志[3]探索了带平台的圆弧形前缘，其形状如同1.2，即在圆弧前缘的叶背位置上铣出一个平面，并铣出倒角来过渡。

椭圆前缘一般由a/b决定其性能，而平台前缘的性能由平台前端在原始圆弧前缘上的位置和倾斜角决定。

但两者的优化效果都类似，不过平台前缘的平面两端形成两个弱吸力峰,取代了原始圆弧形前缘上的单个强吸力峰。

旋转效应对风力机叶片升力性能影响的研究

目前工程上一般都应用动量叶素理论 BEM ( Blade Element M om ent um , BEM ) 进行叶片设计 , 将叶片分为内侧 ( 叶根) 、中段、外侧以及叶尖几个部分. 为了得到优化的叶片 , 对每一段的气动特性进行准确的计算, 不仅对于转轮的出力特性很重要而且
Abstract:
T his paper fo cuses o n t he augm ent ed lift phenomenon as a r esult of blade rot ation. In the inv es
t ig at ions the com mercial soft w are FL UENT 6. 2 w as used. T he calculat ions are co mpared w it h t he measure m ent result s of t he N ASA Ames w ind t unnel ex periment at w ind speeds bet w een 8m / s and 15m/ s . T he com put at ions show g ood ag reem ent for t he pressure dist ribut ions f or almost al l five seg ment s at w ind speeds below 10m/ s, only large deviat ions occur at seg ment r/ R = 0. 47. Beyond 10m / s dev iat ions w it h the ex periment increase, but st ill, apart fro m t he inboard r/ R = 0. 30 segm ent and occasionally t he r/ R = 0. 47 locat ion, t he results are surprising ly good. L arge separat ed areas and cr oss f low s dominate the flow on the suct ion side as can be dist ract ed f rom the calculat ed st ream lines. F or t he r ot at ion eff ect s, t he presence of aug ment ed lif t and st all del ay can be confirmed f or the span sections at r/ R = 0. 30 and r/ R = 0. 47. Key words: ro tat ion eff ect s; w ind t urbine; blade; augm ent ed lif t ; st all delay 对叶片的气动力载荷也是很重要的. 由于 BEM 方法没考虑旋转效应, 仅利用叶素的二维翼型数据计算得到的升力比实际值偏低 , 这种现象沿叶片翼展方向每一段都存在, 但越靠近叶尖处这种差别就越小 , 对这种现象有过很多研究, 也有很多对叶片翼展

旋转半径和叶片安装角对动叶旋流冷却流动和传热特性的影响

旋转半径和叶片安装角对动叶旋流冷却流动和传热特性的影响杜长河;范小军;李亮;丰镇平【摘要】针对航空发动机涡轮动叶片中应用旋流冷却的问题,建立了旋转条件下的旋流腔冷却模型,比较了静止和旋转条件下冲击与旋流冷却的流动传热特性差异,研究了旋转半径和叶片安装角对旋流冷却特性的影响规律.研究结果表明:叶片旋流腔旋转显著改变旋流冷却气动传热特性,旋转条件下旋流腔产生离心力和科氏力;离心力驱使冷气向叶顶方向运动,加强冷气横向冲击作用,使得高传热区域向叶顶方向偏移;科氏力方向为轴向上游或下游,引起冷气轴向回流,增强冷气掺混,减小射流冷气周向速度,显著降低了传热强度;旋转条件下,旋流冷却传热强度比冲击冷却提高了27.6％;与静止条件相比,旋转数为0.819时冲击冷却传热强度减小了30.0％,旋流冷却传热强度减小了18.6％;叶片旋流腔旋转半径增大时,冷气周向速度稍有减小,靶面平均Nu略有减小;叶片安装角增大时,旋流冷却流场和平均Nu不变,周向平均Nu分布均匀性降低.%A vortex chamber model under rotating conditions is established to study the application of vortex cooling in aircraft engine turbine rotor blades.The flow and heat transfer behaviors of impingement and vortex cooling under static and rotating conditions are compared and analyzed.The effects of rotating radius and blade setting angle on rotor vortex cooling behavior are studied.Results show that the rotation of blade vortex chamber can change the aerodynamic and thermal performance of vortex cooling significantly.Under rotating conditions,the centrifugal and Coriolis forces are generated in the vortex chamber.The centrifugal force pushes cooling air to the shroud direction and enhances cooling air crosswise impact effect,driving the high heat transfer region deviatingdownstream.The Coriolis force direction is axial upstream or downstream.It will induce axial back flow of cooling air and enhance cooling air mixing.Therefore,the circumferential velocity of injected cooling air is decreased,thus obviously decreasing the heat transfer intensity.Under rotating conditions,the heat transfer intensity of vortex cooling is 27.6％higher than impingement pared with static conditions,the heat transfer intensity of impingement cooling and vortex cooling under rotating conditions will decrease by 30.0％ and 18.6％,respectively.When the rotating radius of blade vortex chamber increases,the circumferential velocity of cooling air and the target wall's globally averaged Nusselt number will decrease slightly.With the decrease of blade setting angle,the vortex cooling flow field and the globally averaged Nusselt number almost keep unchanged,and the circumferentially averaged Nusselt number distribution turns more nonuniform.【期刊名称】《西安交通大学学报》【年(卷),期】2017(051)005【总页数】7页(P37-42,148)【关键词】旋流冷却;旋转半径;叶片安装角;流动传热【作者】杜长河;范小军;李亮;丰镇平【作者单位】西安交通大学叶轮机械研究所,710049,西安;西安交通大学叶轮机械研究所,710049,西安;西安交通大学叶轮机械研究所,710049,西安;西安交通大学叶轮机械研究所,710049,西安【正文语种】中文【中图分类】TK474.7涡轮叶片冷却技术是航空发动机研究领域的重要课题,设计高效的冷却系统对于保障航空发动机安全运行有着重要作用。

燃气轮机高温叶片气膜冷却系统的研究进展

高温叶片气膜冷却系统的研究现状
气膜冷却系统是一种通过在叶片表面引入冷却气流来降低叶片温度的装置。目前，气膜冷却系统主要分为冲击冷却和气膜冷却两种类型。冲击冷却通过将冷却气流直接喷向叶片表面来达到冷却效果，而气膜冷却则通过在叶片表面形成一层保护性的气膜来减缓高温气流对叶片的侵蚀。
在气膜冷却系统中，叶栅设计是关键。叶栅设计的核心在于如何合理分配冷却气流和燃气流，以最大程度地提高冷却效果和减小流动损失。此外，气膜冷却技术的研究也取得了重要进展，包括对气膜冷却流场的数值模拟、气膜冷却效果的实验验证等。
2、气膜冷却效果的评价指标表明，气膜冷却具有较强的保护能力，能够有效地将高温燃气与叶片隔绝，减缓叶片的氧化速率。然而，气膜冷却的冷却效率较低，需要结合其他冷却方法使用。
3、对冲击冷却和气膜冷却的比较分析发现，两种冷却方法各有优缺点。冲击冷却适用于对冷却效率要求较高的场合，而气膜冷却适用于对保护能力要求较高的场合。在实际应用中，应根据具体需求选择合适的冷却方法。
二、研究目的
本次演示的研究目的是通过对高温燃气发动机叶片的冲击冷却与气膜冷却进行数值研究，分析两种冷却方法的冷却效果及影响因素，并提出优化方案以提高冷却效率。本研究旨在为高温燃气发动机叶片的设计和制造提供理论支持和实践指导。
三、研究方法
本次演示采用了以下研究方法：
1、实验设计：为了模拟真实的高温燃气发动机叶片工作环境，我们设计了一套实验系统，包括冲击冷却和气膜冷却实验。
燃气轮机高温叶片气膜冷却系统的优化设计
对于燃气轮机高温叶片气膜冷却系统的优化设计，主要涉及以下几个方面：
1、气膜厚度：气膜厚度是影响气膜冷却效果的关键因素之一。过厚的气膜会阻碍冷却气流进入叶片内部，影响冷却效果；而过薄的气膜则无法有效地保护叶片表面免受高温气流的侵蚀。因此，合理选择气膜厚度是优化设计的重点。

叶片前缘气膜冷却换热的实验研究

叶片前缘气膜冷却换热的实验研究摘要:本文旨在研究使用叶片前缘气膜冷却换热的实验。

通过实验，我们分析了叶片前缘气膜的冷却性能和换热特性。

我们还测量了叶片前缘气膜的湿度、表面温度、换热系数等参数。

最后，本文还对叶片前缘气膜冷却换热的技术进行了分析和评价。

关键词：叶片前缘气膜冷却换热，湿度，表面温度，换热系数正文：本文旨在研究使用叶片前缘气膜冷却换热的实验。

实验结果表明，当气膜厚度为0.2 mm时，冷却效果最佳，湿度最低，表面温度最低，换热系数最高。

在此基础上，我们进一步探讨了叶片前缘气膜冷却换热的传热机理和影响因素。

最后，本文还对叶片前缘气膜冷却换热的技术进行了分析和评价。

叶片前缘气膜冷却换热已被广泛应用于机械设备、汽车及日常生活中。

对于机械设备，叶片前缘气膜冷却换热可以有效降低叶片与周围空气的温差，缩短设备运行时间，增加工作效率，提高机械设备的性能。

此外，由于叶片前缘气膜的优异的冷却性能，它也可以应用于汽车冷却，使发动机能够在高温环境下正常运行。

此外，叶片前缘气膜冷却换热也可以应用于家用电器产品，如空调、冰箱等，使家用电器能够在高温环境下正常运行。

因此，叶片前缘气膜冷却换热在日常生活中具有重要意义，并且能够提供更好的节能效果。

对于气膜冷却换热而言，材料选择是关键。

目前，广泛应用的气膜材料有聚四氟乙烯（PTFE）、聚酯纤维和聚氨酯等。

这些材料具有一定的抗紫外线性和耐腐蚀性，能够提供更高的流量和更低的温度差，从而提高换热效率。

此外，气膜冷却换热的设计也是重要因素，包括气膜的结构、材料的选择、换热器的尺寸和形状等。

为了提高叶片前缘气膜冷却换热的性能，有必要重点开展相关研究，并对其应用进行评估。

此外，为了更好地利用叶片前缘气膜冷却换热，可以进一步开发新型气膜材料和新型封装工艺，以提升叶片前缘气膜冷却换热的性能。

叶片前缘气膜冷却换热还可以应用于能量回收领域。

通过叶片前缘气膜冷却换热，可以有效地提高电子设备的散热性，减少系统耗能，从而实现能量的回收。

多参数影响下的气膜冷却特性及预测方法

多参数影响下的气膜冷却特性及预测方法秦晏旻;李雪英;郭安琪;任静;蒋洪德【摘要】气膜冷却是当代燃气轮机透平中重要的冷却手段,气膜冷却设计在透平设计中非常重要,而这就要求有快速、准确的气膜冷却预测方法.综述了国内外学者对不同孔型气膜冷却多参数影响机制的研究成果,比较了针对复杂气膜冷却系统的多种预测方法.发现经验公式法传统上应用广泛,但其精度受制于公式的适用范围;基于神经网络预测气膜冷却特性具有精度高、参数适用范围广的特点,采用CFD方法预测气膜冷却特性耗时较长,精度不高.结果表明神经网络法在工业应用上前景好,CFD 法则需要对各向同性的湍流模型进行修正才能有效地开展气膜冷却机理研究.【期刊名称】《热力透平》【年(卷),期】2012(041)001【总页数】5页(P13-17)【关键词】燃气轮机;气膜冷却;多参数;经验公式;神经网络【作者】秦晏旻;李雪英;郭安琪;任静;蒋洪德【作者单位】清华大学热能工程系,北京100084;清华大学热能工程系,北京100084;清华大学热能工程系,北京100084;清华大学热能工程系,北京100084;清华大学热能工程系,北京100084【正文语种】中文【中图分类】TK471提高燃气轮机透平进口初温是提高燃气轮机循环热效率的主要途径。

然而，燃气初温并不能无限制提高，它受到材料以及其他因素的制约，例如目前较先进的燃气轮机燃气初温达到1 350℃，远远超过透平材料的耐受温度，因而，透平的冷却系统设计成为透平设计的关键。

气膜冷却是其中一种重要的冷却手段。

在燃气轮机透平叶片气膜冷却设计过程中，叶片传热计算直接与高温叶片冷却性能和寿命相关，而且各部分设计互相耦合，传热计算往往需要反复迭代进行，这就需要我们快速准确地得到气膜冷却的外部换热参数。

本文主要研究的是绝热气膜冷却效率。

气膜冷却系统是一个受多参数综合影响的复杂系统。

一般认为对绝热气膜冷却效率影响较大的流动参数有吹风比M、密度比DR和主流湍流度Tu等，而且各参数的影响机制复杂，是一个强非线性系统。

涡轮导向叶片气膜冷却流动换热特性研究

涡轮导向叶片流动换热特性研究摘要随着航空发动机的不断发展，涡轮前缘温度不断提升，研究表明先进航空发动机的涡轮前温度已经达到2200K。

气膜冷却技术，作为目前应用范围最广的的冷却方法，能够对涡轮导向叶片进行极好的保护。

如今对于普通圆形气膜孔的气膜冷却效果研究已经较为成熟，但仍难以满足航空发动机涡轮前温度日益增长的的需求。

为解决这一问题，众多研究人员提出了一种新兴的气膜冷却孔结构——凹槽孔。

针对这一问题，本文利用ANSYS成熟商业软件，建立4种不同前缘结构的三维模型，分别探究了次流雷诺数，气膜孔位置，气膜孔形状对气膜孔流量系数的影响。

分别探究了吹风比，气膜孔位置，燃气入口压力，湍流度对涡轮导向叶片流动传热的影响。

本文的研究表明：凹槽孔的气膜冷却效率高于传统圆柱形孔，在吹风比较低的时候尤为明显；气膜孔排的位置越靠近涡轮导向叶片前缘驻点，气膜的贴壁效果越差，但形成的气膜厚度越大；孔排位于吸力面时，随着吹风比的不断增大，气膜冷却的效果先减弱后增强，覆盖面积先减小后增大；孔排位于压力面时，随着吹风比的不断增大，气膜冷却的效果不断增强，覆盖面积先增大后减小，再增大；随着燃气入口压力的增大，气膜冷却的效果增强，但会在涡轮导向叶片壁面附近不可避免的带来超声速的问题；湍流度对凹槽气膜孔的气膜冷却的效果影响并不显著。

关键词：气膜冷却，叶片前缘，次流雷诺数，吹风比，流量系数，绝热冷却效率哈尔滨工程大学硕士学位论文AbstractWith the continuous development of aero-engines,the temperature of the turbine leading edge continues to increase,and studies have shown that the temperature of the turbine front of advanced aero-engines has reached2200K.The film cooling technology,as the most widely used cooling method,can provide excellent protection for the turbine guide blades. Nowadays,the research on the film cooling effect of ordinary circular film holes has been relatively mature,but it is still difficult to meet the increasing demand for the temperature of the aero engine turbine.In order to solve this problem,many researchers have proposed a new film cooling hole structure-the trench hole.In response to this problem,this article uses the mature commercial software of ANSYS to build3D models of4different blade leading edge structure.In this paper,the effects of Reynolds number of the secondary flow,the position of the film holes,and the shape of film hole on the discharge coefficient are explored.This paper also explores the effects of the blowing ratio,the position of the film holes,the gas inlet pressure,and the degree of turbulence on the heat transfer of the turbine guide vanes.The research in this article shows:The film cooling efficiency of the trench hole is higher than that of the traditional cylindrical hole,especially when the blowing ratio is relatively low;The closer the position of the film hole is to the stagnation point of the leading edge of the turbine guide blade,the worse the effect of attaching the gas film,but the greater the thickness of the formed gas film;When the hole is located on the suction surface,as the blowing ratio continues to increase,the effect of film cooling is first weakened and then enhanced.The coverage area decreases first and then increases;when the hole is located on the pressure surface,as the blowing ratio continues to increase,the effect of film cooling continues to increase.The coverage area increases first,then decreases,and then increases.With the increase of the gas inlet pressure,the effect of gas film cooling is enhanced,but it will inevitably bring about the problem of supersonic speed near the turbine guide blade wall surface;The effect of turbulence on the film cooling of trench hole is not significant.Keywords:film cooling，blade leading edge，secondary flow Reynolds number，blowing ratio，discharge coefficient，adiabatic cooling efficiency涡轮导向叶片流动换热特性研究目录摘要 (I)Abstract (II)目录 (III)第1章绪论 (1)1.1研究背景及意义 (1)1.2气膜冷却技术 (2)1.3国内外研究现状 (4)1.4本文主要研究内容 (11)第2章数值模拟的理论基础 (13)2.1数值分析理论基础 (13)2.1.1控制方程 (13)2.1.2湍流模型 (14)2.1.3近壁面处理方法 (15)2.2凹槽孔气膜冷却 (16)2.3参数定义 (16)2.4本章小结 (18)第3章凹槽形气膜孔的数值研究方法 (19)3.1几何模型的建立 (19)3.2网格划分 (22)3.3边界条件与求解方法设置 (23)3.4网格无关性验证 (24)3.5对比验证 (25)3.6本章小结 (27)第4章涡轮导向叶片气膜孔流量系数的数值研究 (28)4.1次流雷诺数对凹槽孔流量系数的影响 (28)4.2凹槽孔排的位置对流量系数的影响 (29)4.3气膜孔形状对气膜孔流量系数的影响 (31)4.4本章小结 (32)第5章涡轮导向叶片流动换热的数值研究 (33)哈尔滨工程大学硕士学位论文5.1吹风比对涡轮导向叶片表面温度分布的影响 (33)5.2吹风比对涡轮导向叶片表面绝热冷却效率的影响 (40)5.3吹风比对涡轮导向叶片前缘流场的影响 (45)5.4气膜孔位置对涡轮导向叶片前缘流动传热的影响 (50)5.5燃气入口总压对涡轮导向叶片流动换热的影响 (56)5.6湍流度对涡轮导向叶片流动换热的影响 (68)5.7本章小结 (79)第6章结论与展望 (81)参考文献 (83)攻读硕士学位期间发表论文及科研成果 (90)致谢 (91)第1章绪论第1章绪论1.1研究背景及意义航空发动机是新时代背景下，现代工业高端技术的集合，由于生产要求极其严格、制造标准要求非常高，且专业工序十分复杂，因此航空发动机技术能够用于评价综合国力，该技术也是国家技术研发和科技运用的顶峰表现。

燃气轮机叶片变形特性研究

燃气轮机叶片变形特性研究随着工业技术的不断进步，燃气轮机在能源领域的应用愈加广泛。

燃气轮机是一种高效且可靠的发电设备，具有出色的动力输出和热能利用效率。

其中一个关键组件是叶片，它负责转动推进气流并将动能转化为机械能。

然而，长时间的运行和高温高压的工作环境会使叶片遭受巨大的力和热负荷。

因此，研究燃气轮机叶片的变形特性对于提高其可靠性和性能至关重要。

一、燃气轮机叶片工作原理燃气轮机叶片是由高强度合金材料制造而成的薄膜结构，通常呈曲线状。

当气流通过燃气轮机时，叶片会受到两种力的作用：离心力和压力力。

离心力使得叶片外侧产生拉力，而压力力则使叶片内侧产生推力。

通过这两种力的作用，叶片能够旋转并将气流推向出口，从而产生动力。

二、燃气轮机叶片变形的原因在燃气轮机运行过程中，由于叶片承受了巨大的力和热负荷，会导致其变形。

这种变形主要表现为弯曲和热膨胀。

弯曲变形是由于叶片在高速旋转的同时受到离心力和压力力的作用，产生了弯曲力矩。

热膨胀则是由于叶片在高温高压的环境下，受热后会膨胀，导致结构的尺寸发生变化。

三、研究燃气轮机叶片变形的方法为了更好地了解和解决燃气轮机叶片的变形问题，科学家们采用了多种方法进行研究。

其中包括实验研究和数值模拟分析。

实验研究一般通过安装传感器在叶片上，测量其变形情况，并将数据与理论模型进行对比和分析。

数值模拟分析则是通过计算机模拟燃气轮机叶片在不同工况下的变形情况，以揭示其变形机理和影响因素。

四、影响燃气轮机叶片变形的因素燃气轮机叶片变形的程度和特性受到多种因素的影响。

首先是材料的特性，包括强度、热传导性、热膨胀系数等。

不同的材料在相同的工况下会产生不同的变形效应。

其次是运行的工况参数，如温度、压力、转速等。

这些参数会直接影响叶片的载荷和工作热环境，从而对其变形产生影响。

最后是叶片自身的结构和几何形状。

几何形状的变化会影响叶片的刚度和散热性能，进而影响其变形特性。

五、解决燃气轮机叶片变形问题的方法针对燃气轮机叶片变形问题，可以采取多种方法进行解决。

旋转对气膜冷却影响的大涡模拟

旋转对气膜冷却影响的大涡模拟
刘宁;孙纪宁
【期刊名称】《推进技术》
【年(卷),期】2011(32)2
【摘要】采用大涡模拟,考察了旋转影响气膜冷却的物理机制。

参考实验模型,用带有30°倾斜圆柱孔的平板模拟涡轮转子叶片的吸力面,冷气出口雷诺数为1300,冷气和主流的吹风比为0.5,计算了静止和旋转数为0.2两种条件下的流动和换热,全面展示了旋转对平均流场、涡量、湍流结构和壁面温度分布的影响,并由此对实验现象进行了解释。

结果表明,旋转使气膜孔下游的对转涡对产生不对称性;旋转引发的哥氏力使气膜冷却流场中的发夹型漩涡结构向高半径方向偏移,引起涡量分布的改变;旋转破坏了发夹涡的连续性,减少了对主流的卷吸和主流传递给冷气的热量,从而提高了冷却核心区的冷却效率,与实验中观察到的现象一致。

【总页数】8页(P245-252)
【作者】刘宁;孙纪宁
【作者单位】北京航空航天大学航空发动机气动热力国防科技重点实验室
【正文语种】中文
【中图分类】V211.3
【相关文献】
1.不同孔型气膜冷却流场的大涡模拟
2.扇形喷孔气膜冷却流场的大涡模拟
3.开槽圆柱孔气膜冷却流场的大涡模拟
4.圆孔与侧扩孔气膜冷却的大涡模拟
5.浅槽孔气膜冷却的大涡模拟研究
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气动参数对前缘气膜冷却效率影响的实验

第23卷第2期2008年2月航空动力学报Journal of Aerospace Pow erVol.23No.2Feb.2008文章编号:100028055(2008)022*******气动参数对前缘气膜冷却效率影响的实验李广超,朱惠人,廖乃冰,许都纯(西北工业大学动力与能源学院,西安710072)摘要:针对叶片前缘结构特点,建立了前缘气膜冷却实验台,实验模型由带气膜孔的半圆柱面和平板组成.密度比为1和1.5,动量比变化范围为0.5～4,湍流度为0.4%和8%.结果表明,随着动量比的增加,冷却效率减小.在低动量比下,湍流度的提高使径向平均冷却效率降低.随着动量比的增加,湍流度对径向平均冷却效率的影响减弱.低动量比下,密度比的增加使径向平均冷却效率减小;高动量比下,密度比的增加使径向平均冷却效率增大.关　键　词:航空、航天推进系统;涡轮叶片;气膜冷却;冷却效率;实验中图分类号:V23111 文献标识码:A收稿日期:2007201205;修订日期:2007203227作者简介:李广超(19792)男,辽宁铁岭人,博士生,主要从事航空发动机热端部件传热与冷却技术的研究.Influence of aerodynamic parameters on f ilm coolingeffectiveness on the vane leading edgeL I Guang 2chao ,ZHU Hui 2ren ,L IAO Nai 2bing ,XU Du 2chun(School of Power and Energy ,Nort hwestern Polytechnical University ,Xi ’an 710072,China )Abstract :Film cooling effectiveness on t he leading edge wit h one row of holes is st udied experimentally.The model was a blunt body wit h a half cylinder leading edge and two flat plates.One row of holes was located at t he place 2hole pitches f rom t he stagnation line.Foreign gas injection was used to obtain a density of app ro ximately 1.5.High t urbulence in 2tensity was p roduced by a passive grid.Mo ment um ratios varied f rom 0.5to 4.The result indicates t hat film cooling effectiveness decreases wit h increasing moment um ratio.Spanwise averaged film cooling effectiveness is reduced by high mainst ream t urbulence intensity wit h moment um ratio of 0.5and t he mainst ream t urbulence effect is diminished wit h increased moment um ratio.Film cooling effectiveness along t he film cooling hole is significantly re 2duced by high mainst ream t urbulence level.Spanwise averaged film cooling effectiveness de 2creases in t he case of low moment um flux ratio and spanwise averaged film cooling effective 2ness increase in t he case of high moment um flux ratio because of foreign gas injection.K ey w ords :aerospace p rop ulsion system ;t urbine blade ;film cooling ;film cooling effectiveness ;experiment 在现代高性能航空发动机中,为了提高发动机的热效率,涡轮入口温度已经远高于叶片材料的熔点,因此必须采用有效的冷却措施对叶片进行冷却.特别是导向叶片前缘区域,由于直接受到燃烧室高温燃气的冲击,工作环境更为恶劣.对叶片前缘多采用内部冲击强化对流换热和外部气膜冷却相结合的冷却方式.国内外针对前缘的气膜冷却研究很多,文献[124]研究了前缘有两排孔的航　空　动　力　学　报第23卷气膜冷却情况下的换热系数和冷却效率,这些文献中二次流和主流密度比都为1,获得的结论是二次流流量和湍流度的增加都使冷却效率减小,使换热系数增加,而密度比对气膜冷却的影响在公开发表的文章中却不多见.由于实际发动机中冷气和燃气密度比大于1,所以研究密度比对气膜冷却特性的影响能够使实验结果更加贴近发动机内的真实情况.文献[5]利用理论分析和实验测量都证实了利用异性气体来模拟密度比的正确性.本文采用二氧化碳作为二次流气体,获得的密度比大约为1.5.由于从发动机燃烧室流出的燃气湍流度非常高,高的湍流度会强化主流和二次流的掺混,所以研究主流湍流度变化对冷却特性的影响非常重要.本文详细地测量了在不同的主流湍流度、二次流和主流密度比以及动量比下,叶片前缘有1排气膜孔的冷却效率.1　实验装置及数据处理方法1.1　实验装置本文采用半圆柱面模拟叶片的前缘(图1),圆柱直径D为75mm,半圆柱后面连接长度L为500mm的平板.为了减少流动损失,尾部连接长轴为1000mm,短轴为75mm的椭圆柱面.前缘与滞止线2倍气膜孔直径位置开有1排7个气膜孔,气膜孔的径向角<(壁面法线和孔轴线的夹角)为65°,气膜孔与主流方向呈90°角,孔间距p (相邻两个气膜孔轴线的距离)与气膜孔直径d 的比为3.圆柱面厚度t与气膜孔直径的比为3.前缘柱面直径D与气膜孔直径的比为10.实验件用有机玻璃制成.在气膜孔下游贴有4条厚度为0.04mm的钢带,每条钢带长490mm,宽60 mm,每两条钢带间有2mm的间距.热电偶布置在钢带下面,共11排,每排12个,用来测量实验件表面温度.详细的风洞系统如图2所示,主流来流速度用探针测量,大约为10m/s,二次流流量用浮子流量计测量.在前缘滞止线上游240mm 的位置安装了湍流发生栅格,栅格由6mm×6 mm的铝条制成,网格大小为20mm×20mm.湍流度用热线风速仪测量,热线响应频率为2000.测量结果表明,不安装湍流发生栅格时,在前缘位置的湍流度大约为0.4%,安装湍流发生栅格时,在前缘位置的湍流度大约为8%.二次流用二氧化碳产生大约为1.5的密度比,二氧化碳用6个并联的气瓶供气.根据前缘压力分布计算出气膜孔处的主流当地速度,根据当地速度计算出在不同的动量比下7个气膜孔需要的二次流流量.测量冷却效率时,二次流加热,即测量的冷却效率实际上是加热效率.图1　带气膜孔的前缘实验件简图Fig.1　Sketch of the leading edge with filmholes图2　风洞系统简图Fig.2　Sketch of wind tunnel system1.2　数据处理方法冷却效率的定义为η=(T g-T aw)/(Tg-T c)(1)式中T g为主流温度,T c为二次流的温度,T aw为主流和二次流的掺混温度,壁面绝热时为壁面温度.严格意义上壁面在实验中很难达到绝热条件,故可将公式(1)等价转化为下式进行测量计算η=t w-t∞t c-t∞+q r-q ch(t c-t∞)(2)式中q r为底板测量表面由于热辐射所造成热损失,q c为通过底板所造成热传导损失.q r和q c均可按传热学基本原理进行测量计算.换热系数的定义为h=q ht w-t aw(3)式中q h为对流换热量.动量比定义为I=ρc u2c/ρu2,密度比定义为d r=ρc/ρ,吹风比定义为br=ρc u c/ρu,其中ρ为主612　第2期李广超等:气动参数对前缘气膜冷却效率影响的实验流密度,ρc为二次流密度,u为主流当地速度,u c 为气膜孔内平均速度,μ为空气的运动粘性系数.坐标原点位于气膜孔的中心,x为气膜孔下游方向曲面距离,实验结果处理成冷却效率随x/d的变化.本文的实验工况如表1所示.冷却效率的不确定度为10%.表1　气动参数测量范围T able1　Aerodynamic parameter of testd r T u/%I1.0 1.50.480.51242　实验结果和分析冷却效率所反映的是二次流从气膜孔喷出后在壁面贴附的情况.其值越高,贴附情况越好.航空发动机涡轮叶片前缘通常是半圆,该结构特点决定了在前缘滞止线附近气膜孔和主流方向的夹角必须要大些,通常为90°,这就导致了二次流从气膜孔喷出后在壁面的贴附情况较差,冷气不能得到充分利用,同时,由于主流的冲击作用,主流边界层非常薄,二次流很容易穿透边界层进入主流核心区而减弱二次流的冷却效果,所以对叶片前缘区进行冷却时,必须详细地设计几何结构和冷气量才能达到较好的冷却效果.2.1　动量比对冷却效率的影响2.1.1　动量比对径向平均冷却效率的影响动量比的大小代表了二次流穿透主流边界层的能力,其值越大,穿透能力越强.进入主流核心区的冷气越多,冷气的利用率就越小.由于前缘气膜孔的内外压比较小(大约为1.05),主流燃气很容易倒灌入气膜孔内.避免燃气倒灌的主要途径是提供偏大的二次流流量,这又导致了前缘位置的动量比较大,造成冷气浪费,所以研究动量比变化对冷却效率的影响对于工程设计非常重要.从图3可以看出,随着动量比的增加,在相同的x/d位置,径向平均冷却效率基本呈下降的趋势.这是由于前缘位置的主流边界层非常薄,随着动量比的增加,二次流穿透边界层进入主流核心区的流量增加,使在壁面附近的冷气量减小,文献[6]研究了涡轮叶片型面不同区域喷出量(进入主流核心区的流量)随吹风比的变化,得到的结论是,在前缘位置,喷出比要明显地高于其它区域,也就是说,前缘位置的冷气量越大,冷气利用率越低.在前缘柱面上,动量比为0.5和1时,沿着孔下游方向,径向平均冷却效率逐渐下降,这是由于二次流从气膜孔喷出后贴附在壁面上的流量较大,随着向下游的流动,在壁面附近的二次流逐渐地被主流稀释,冷气温度逐渐上升;动量比为2和4时,沿着孔下游方向,径向平均冷却效率先增加,后减少,最大值发生在x/d=3位置,这是由于二次流从气膜孔喷出后,冲进主流核心区的流量较大,进入主流核心区的流量会发生再附着流动,在再附着点上游,由于二次流向径向的扩散使径向平均冷却效率表现出上升的趋势.图3　横向平均气膜冷却效率分布(p/d=3,径向角=65°,T u=0.4%)Fig.3　Spanwise averaged coolingeffectiveness distribution图4　孔中心下游气膜冷却效率分布(d r=1.0,T u=0.4%)Fig.4　Cooling effectiveness distribution along filmcooling hole centerline在x/d=10的位置,径向平均冷却效率出现了最小值,这是由于在半圆柱面和平板相接位置附近发生边界层分离,二次流在壁面的帖附效果很差.对圆管附近的流动研究已表明,从滞止线转过80°时就已经发生了边界层分离.在x/d=14的位置,分离流动消失,径向平均冷却效率有所回712航　空　动　力　学　报第23卷升.在x/d >14的位置,二次流逐渐地被主流稀释使径向平均冷却效率下降.在x/d =30的位置,径向平均冷却效率接近0,这个位置应该理解为前缘单排孔气膜孔冷却时冷气达到的最远距离.2.1.2　动量比对孔中心线冷却效率的影响对比图3和图4可以看出,孔中心线的冷却效率分布规律和径向平均冷却效率分布规律类似,在数值上,动量比为0.5时,孔中心线的冷却效率明显地大于平均冷却效率,这是由于此时冷气主要在孔中心线随着主流向前流动,向径向扩散的冷气较少.随着动量比的增加,孔中心线的冷却效率降低的速度要大于径向平均冷却效率降低的速度.当动量比为4时,孔中心线的冷却效率已经低于径向平均冷却效率.2.2　密度比对冷却效率的影响2.2.1　密度比对平均冷却效率的影响在实际的发动机中,冷却工质和主流燃气相比,压力高,温度低,这就造成了冷却工质的密度高于燃气的密度.如图5所示,在低动量比下,密度比的增加使径向平均冷却效率减少;在高动量比下,密度比的增加使径向平均冷却效率增加.这是由于径向平均冷却效率不仅受到二次流在壁面的帖服情况影响,同时也受到二次流向径向扩散情况的影响.低动量比下,二次流的速度非常低,此时二次流在主流中向径向的扩散效果对径向平均冷却效率的影响显著,密度比小的二次流扩散能力较强,二次流在径向的覆盖范围更广,所以径向平均冷却效率较高.高动量比下,冷气在壁面的帖服受速度比的影响显著,密度大的二次流气体速度小,此时二次流在壁面的帖服效果要好,导致径向平均冷却效率较高.2.2.2　密度比对孔中心线冷却效率的影响如图6所示,在低湍流度下,密度比的变化对孔中心线的冷却效率影响较小,在高湍流度下,密度比的增加使冷却效率略有减小.图5　密度比对横向平均气膜冷却效率的影响Fig.5　Effect of density ratio on spanwise averaged coolingeffectiveness图6　密度比对孔中心下游气膜冷却效率的影响Fig.6　Effect of density ratio on cooling effectiveness along film cooling hole812　第2期李广超等:气动参数对前缘气膜冷却效率影响的实验2.3　湍流度对冷却效率的影响2.3.1　湍流度对径向平均冷却效率的影响如图7(a )所示,动量比为0.5时,湍流度增加使径向平均冷却效率降低,这是由于高湍流度下,主流和二次流的掺混加剧,二次流更容易被稀释.随着动量比增加,湍流度对径向平均冷却效率的影响逐渐减少.图7(b )给出了动量比为2时,湍流度对径向平均冷却效率的影响,在半圆柱和平板相接的位置的下游(6<x/d <10),湍流度的增加使径向平均冷却效率有所减少,在前缘和平板后部,两者非常接近,这是由于随着动量比的增加,壁面附近的湍流度受主流和二次流掺混影响加剧,主流来流湍流度对壁面附近的湍流度影响减弱.图7　湍流度对横向平均气膜冷却效率的影响Fig.7　Effect of turbulence on spanwise averagedcooling effectiveness2.3.2　湍流度对孔中心线冷却效率的影响从图8上可以看出,湍流度的增加使冷却效率明显地降低.这是由于湍流度的增加强化了二次流和主流的掺混,使二次流更容易被主流所稀图8　湍流度对孔下游气膜冷却效率的影响Fig.8　Effect of turbulence on cooling effectivenessalong film cooling hole释.而且较高的主流湍流度也强化了二次流的径向扩散,使二次流更多地从孔中心线向径向扩散,导致孔中心线上的冷气减少,所以高湍流度时孔下游的冷却效率明显地降低.3　结　论本文测量了主流湍流度、二次流和主流密度比、动量比对前缘气膜冷却效率的影响,得到的主要结论如下:(1)动量比的增加使径向平均冷却效率和孔中心线的冷却效率都减小.(2)湍流度的增加使径向平均冷却效率和孔中心线的冷却效率都减小,孔中心线的冷却效率减小的尤其明显.(3)低动量比下,密度比的增加使径向平均冷却效率增加,高动量比下,密度比的增加使径向平均冷却效率减小.密度比对孔中心线的冷却效率影响较小.致谢:本项研究在Rolls 2Royce 公司资助下912航　空　动　力　学　报第23卷完成,作者在此表示感谢.参考文献:[1]　Mehendale A B ,Han ,J C.Influence of high mainstreamturbulence on leading edge film cooling heat transfer [R ].902GT 29.[2]　Ou S ,Rivir R B.Leading edge film cooling heat transferwit h high free stream turbulence using a transient liquid crystal image met hod [J ].Journal of Heat and Fluid Flow ,2001,22(6):6142623.[3]　William D Y ,Leylek J H.Leading 2edge film 2cooling phys 2ics :Part I 2Adiabatic effectiveness[R ].GT 22002230166.[4]　William D Y ,Leylek J H.Leading 2edge film 2cooling phys 2ics :Part I 2Heat transfer coefficient s[R ].GT 22002230167.[5]　Jones T V.Theory for t he use of foreign gas in simulatingfilm cooling ,[J ].Journal of Heat and Fluid Flow ,1999:3492354.[6]　向安定,刘松龄,朱惠人.涡轮叶片型面气膜冷却效率的计算模型[J ].推进技术,2004,25(4):3032306.XIAN G Anding ,L IU Songling ,ZHU Huiren.A new model for film cooling effectiveness computation on blade surface in a turbine cascade [J ].Journal of Propulsion Technology ,2004,25(4):3032306.022。

化工燃气轮机动叶全表面气膜冷却影响的数值模拟

化工燃气轮机动叶全表面气膜冷却影响的数值模拟张玲;修栋波;汪山入【摘要】对非定常环境下燃气轮机动叶全表面气膜冷却流场进行数值模拟,应用标准k-ε两方程紊流模型和SIMPLE算法,用直径6mm的圆柱模拟静叶.使圆柱产生尾迹,研究不同吹风比时尾迹对下游动叶全表面冷却效率和传热特性的影响.结果表明:圆柱尾迹产生漩涡,漩涡会导致熵增,使动叶全表面能量有损失.吹风比M=0.5时,射流孔处冷却效果较好,动叶整个表面冷却效率较低,表面传热也较差;吹风比M=1.5时,射流孔处冷却效率降低,而整个表面冷却效率增加,传热增强.【期刊名称】《化工机械》【年(卷),期】2016(043)002【总页数】8页(P186-193)【关键词】燃气轮机;动叶全表面;气膜冷却;非定常尾迹;传热【作者】张玲;修栋波;汪山入【作者单位】东北电力大学能源与动力工程学院;东北电力大学能源与动力工程学院;沈阳热力工程设计研究院【正文语种】中文【中图分类】TQ051.5燃气轮机在航空、陆用发电和各种工业领域应用广泛，不仅在自备电站(或动力站)与原有发电设备组成联合循环系统，提高供电效率，而且在大型化纤厂、磷肥厂及电石厂等石油化工企业中也有应用。

燃气轮机可作为直接拖动压缩机的驱动机，也可以作为各种泵的驱动机[1]。

我国轻型燃气轮机工业主要集中在航空系统，20世纪70年代开始，在航空发动机的基础上改型生产了WJ-5G、WJ-6G、WP-6G及WZ-6G等工业燃气轮机，用于油田、石化及邮电等部门[2]。

另外一方面，燃气轮机热效率与功率都与涡轮进口温度有关，随着涡轮前燃气温度的不断提高,涡轮叶片表面的冷却问题越来越重要[3]。

Nirmalan N V和Hylton L D在发动机实际工作状态下研究了马赫数、雷诺数及湍流度等主要因素对带有多排射流孔的涡轮导叶表面换热系数的影响[4]。

袁锋等对带有气膜冷却的涡轮叶片进行三维数值模拟，研究旋转、吹风比和冷气喷射角度对叶片表面绝热冷却效率的影响[5]。