带折弯内冷通道的涡轮叶片温度分布数值研究

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涡轮叶片波纹型内冷通道流动换热机理研究 吴忱韩 文献 研究方法

涡轮叶片波纹型内冷通道流动换热机理研究 吴忱韩 文献 研究方法

涡轮叶片波纹型内冷通道流动换热机理研究吴忱韩文献研究方法涡轮叶片波纹型内冷通道流动换热机理研究是当前航空、航天等领域热力学研究的热点问题。

吴忱韩等研究人员通过文献研究,对涡轮叶片波纹型内冷通道的流动换热机理进行了深入探讨,旨在为实际工程应用提供理论依据。

一、研究背景及意义随着航空、航天等领域的飞速发展,涡轮叶片的工作环境越来越严苛。

在这种背景下,研究涡轮叶片波纹型内冷通道流动换热机理具有重要的理论和实际意义。

波纹型内冷通道通过特殊波纹结构设计,可以提高通道内部的换热效率,降低叶片温度,从而提高涡轮叶片的工作寿命。

二、涡轮叶片波纹型内冷通道结构介绍涡轮叶片波纹型内冷通道的结构主要包括波纹形状、通道尺寸和壁面材料等。

波纹形状对内冷通道的流动换热性能有重要影响,研究发现,合理的波纹形状可以显著提高换热效率。

此外,通道尺寸和壁面材料的选择也会影响到内冷通道的流动换热性能。

三、流动换热机理研究方法本研究采用实验方法,通过对涡轮叶片波纹型内冷通道进行数值模拟和实验测试,探讨了流动换热机理。

首先,利用数值模拟方法,研究了波纹型内冷通道内部的流场和温度场分布,揭示了流动换热的规律。

然后,通过实验测试,验证了数值模拟结果的准确性,并进一步分析了波纹型内冷通道流动换热性能与波纹形状、通道尺寸和壁面材料等因素之间的关系。

四、实验结果及分析实验结果表明,波纹型内冷通道的换热性能显著优于传统光滑通道。

同时,研究发现波纹形状、通道尺寸和壁面材料等因素对内冷通道流动换热性能的影响具有一定的规律。

通过对比分析实验数据,为优化涡轮叶片波纹型内冷通道设计提供了理论依据。

五、结论与展望本研究对涡轮叶片波纹型内冷通道流动换热机理进行了深入研究,揭示了波纹形状、通道尺寸和壁面材料等因素对内冷通道流动换热性能的影响规律。

研究结果为实际工程应用提供了有益的参考,对提高涡轮叶片的工作寿命和降低发动机重量具有重要意义。

然而,本研究仍存在一定的局限性,如波纹型内冷通道的适用范围、波纹形状的优化等方面还有待进一步探讨。

燃气涡轮导叶冷却结构设计及数值模拟的研究

燃气涡轮导叶冷却结构设计及数值模拟的研究

122研究与探索Research and Exploration ·工艺与技术中国设备工程 2017.01 (上)当前人们经常采用“升温提效”的方式,即通过升高涡轮前燃气温度,使得涡轮效率能够得到大幅提升并具有较高的推重比。

但由于叶栅材料自身的耐热性能较为有限,因此,需要设计燃气涡轮导叶冷却结构实现对叶片的有效温控,以此确保其能够长时间地实现安全稳定运行。

而随着我国科学技术水平的持续提升,数值模拟的方式得到了广泛普及使用。

因此,本文着重围绕燃气涡轮导叶冷却结构设计及数值模拟,力求能够实现涡轮叶片冷却效果的最优化。

1 燃气涡轮导叶冷却结构设计思路在进行燃气涡轮导叶冷却结构设计的过程中,需要准确获取原始涡轮导叶叶型和子午型线的参数,以及进出口的燃气参数等初始参数,在此基础上确定基本的燃气涡轮导叶冷却结构。

通过利用单元设计法,结合具体的设计要求对部分参数进行合理调控,在完成冷气气路管网以及三维温度场的计算之后,立足实际情况对其进行相应调整,而后通过采用气热耦合数值模拟的方式实现在短时间内完成冷却结构的设计与生成目标。

2 计算说明为更好地分析研究燃气涡轮导叶冷却结构的优化设计,本文将选择某燃气涡轮机,该涡轮机进口采用的是第一级导向叶片共计46片。

而考虑到叶片长期需要面临高温燃烧的工作环境,因此在与相关设计标准要求进行结合之后,其叶片壁面许可无量纲温度需要严格控制在0.887以内,冷气流量则不应超过127g/s。

为此,通过采用管网计算和三维导热计算的方式,能够准确获取温度在叶片表面的具体分布情况和网格布点数等众多计算结果,为燃气涡轮导叶冷却结构设计提供帮助。

其中,在管网计算中通过利用连续性方程式0=∑ji j q 、节电能量方程)0,min(/)0,min(,,1i j ji j p i j i j ji j p q c T q c T ∑∑=等计算方程,并将相关参数数值依次代入其中,从而可以得到叶片表面上具体的温度分布情况。

基于CFX的涡轮叶片流场及温度场的数值模拟

基于CFX的涡轮叶片流场及温度场的数值模拟
c o u p l i n g c a l c u l a t i o n i n s e l e c t i o n o f mo r e e f f e c t i v e c o o l i n g me a n s o f t u r b i n e b l a d e i n t h e f u t u r e .
t ur bi ne bl a de ba s e d o n CFX C A 0 Hu i - l i n g,OU in f - pi n g
( C o l l e g e o fa e r o n a u t w d E n g i n e e r i n g , C A U C , T i a n j i n 3 0 0 3 0 0 , C h i n a )
mu l a t i o n . T h e a n a l y s i s o f n u me r i c a l r e s u h s i s c l o s e t o t h e a c t u a l s i t u a t i o n . I t i s v e r y u s e f u l t o u s e mu h i - p h y s i c s
计算 机软件进行数值模 拟成为进行科学研究 的重要
手段 之 一 。
发 的第一个 通 过 I S O 9 0 0 1 质 量认 证 的商业 软件 。其前 处理 I C E M C F D模块 在 生成 网格 时 , 可对 边界层 网格 、
剧 烈 变 化 的流 场 区域 进 行加 密 处理 , 极 大地 提 高 了数
e ic f i e nc y o f t u r bi ne . The lo f w ie f l d a n d t e mp e r a t u r e ie f l d o f t u r bi ne b l a d e a r e s t u di e d t hr o u g h 3-D n ume nc M s i -

温度比对叶片内冷通道对流传热影响的数值研究

温度比对叶片内冷通道对流传热影响的数值研究

温度比对叶片内冷通道对流传热影响的数值研究刘高文;夏全忠;彭力【摘要】To improve the prediction of flow and heat transfer in turbine blade internal cooling channel, the difference between four sets ofdata/formula for the calculation of air properties in case of large temperature increasing was discussed firstly. By comparing with the wide-used heat transfer empirical correlations, the influences of characteristic fluid temperature definitions and turbulence models on heat transfer coefficient were studied. Then research was focused on the influence of large temperature difference on the flow and heat transfer in a smooth circular internal cooling channel. Data of Nusselt number and correlations of temperature-modify-coefficient varying with temperature ratio and Reynolds number were gotten at ratio of fluid temperature to wall temperature rang from 0. 5 to 0. 9, and Reynolds number rang from 20000 to 60000. Results show that when the heat transfer coefficient is defined with the sectional-mass-averaged fluid temperature and Realizab le κ-ε turbulence model is used; the numerical results of local and averaged Nusselt number consistent with the results of Cnielinski correlations quite well. Remarkable influence of large temperature difference on heat transfer coefficient is observed with maximum Nusselt number decrease of 30%. Numerical results show that temperature-modify-coefficient decreases with the decrease of temperature ratio, and decreases with the increase of Reynolds number.%为了提高涡轮叶片内冷通道流动传热计算精度,首先讨论了大温差下空气物性不同计算方法间的差异,并通过与管内常用传热经验关系式结果的对比,研究了不同定性温度取值方法和湍流模型对数值模拟结果的影响.在此基础上侧重研究了大温差对光滑圆形内冷通道内的流动传热的影响,温度比变化范围0.5 ~0.9,通道Re数范围20 000~60 000,得到了传热Nu数和温度修正因子随温度比与Re数的变化数据和拟合关系式.结果表明采用截面平均流体温度定义传热系数和采用Realizable k-ε湍流模型可使局部和平均传热系数与Gnielinski公式结果符合良好.大温差对通道传热的影响显著,Nu数最大降幅可达30%.计算显示温度修正因子随温度比的减小而减小,随Re数的增大而减小.【期刊名称】《科学技术与工程》【年(卷),期】2012(012)010【总页数】8页(P2368-2374,2390)【关键词】涡轮叶片;内冷通道;大温差;传热系数;温度比;数值模拟【作者】刘高文;夏全忠;彭力【作者单位】西北工业大学动力与能源学院,西安710072;西北工业大学动力与能源学院,西安710072;西北工业大学动力与能源学院,西安710072【正文语种】中文【中图分类】V231.13涡轮叶片温度对航空发动机的可靠性和寿命至关重要。

双工质冷却涡轮叶片温度场计算与强度分析的开题报告

双工质冷却涡轮叶片温度场计算与强度分析的开题报告

双工质冷却涡轮叶片温度场计算与强度分析的开题报告一、研究背景现代先进飞机的发动机需要具备高效、低噪音、低排放等多项特性,其中温度控制是保证发动机运行稳定的重要因素之一。

为了提高发动机的热效率,工程师们研发出了双工质涡轮增压系统,用于提高发动机性能。

双工质涡轮增压系统的核心组件是双工质涡轮叶片,它的质量、强度以及温度场分布对发动机的性能和寿命有着至关重要的影响。

因此,研究双工质涡轮叶片的温度场分布和强度分析,对于提高双工质涡轮增压系统的性能,保证发动机运行的可靠性和安全性,具有重要的研究意义。

二、研究内容本课题的主要研究内容包括以下几点:1. 双工质涡轮叶片的几何参数及工作条件的确定,包括进口流速、进口工质温度、出口静压、出口工质温度等;2. 基于流体力学模拟,建立双工质涡轮叶片的温度场计算模型,分析叶片表面和内部的温度场分布;3. 利用有限元方法,建立双工质涡轮叶片的强度分析模型,分析叶片的应变、应力和变形等情况,确定叶片的安全系数;4. 对计算结果进行分析和评价,提出优化措施。

该研究内容旨在探究双工质涡轮叶片在复杂热力环境下的温度分布和强度情况,以提高双工质涡轮增压系统的性能和安全性。

三、研究方法1. 确定双工质涡轮叶片的几何参数和工作条件;2. 使用CFD软件建立双工质涡轮叶片的温度场计算模型,模拟热传导、对流和辐射热损失等过程;3. 利用ANSYS等有限元软件,建立双工质涡轮叶片的强度分析模型,模拟叶片的应变、应力和变形等情况;4. 对计算结果进行分析和评价,提出优化措施。

四、研究意义该研究针对双工质涡轮叶片的温度场计算、强度分析进行研究,可以为工程技术人员提供参考,指导涡轮增压系统的设计和研发,并在实际应用中发挥积极作用。

通过模拟双工质涡轮叶片的温度场分布和强度分析,可以评估叶片的安全系数,确定涡轮增压系统的使用寿命和维护周期,并为叶片材料和结构的优化提出建议和改进意见。

带折弯内冷通道的涡轮叶片温度分布数值研究

带折弯内冷通道的涡轮叶片温度分布数值研究

带折弯内冷通道的涡轮叶片温度分布数值研究摘要:根据某型涡轮叶片尺寸结构及进口条件,运用剪应力输运方程(SST)湍流模型,数值模拟了静止状态下具有折弯光滑和肋化内冷通道的涡轮叶栅通道内的换热特性,以及不同转速下带肋内冷通道涡轮叶片冷却特性。

结果表明,高温区分布在叶片前缘及叶片尾缘中部,具有折弯带肋内冷通道的涡轮叶片换热明显较好,两种内冷通道下温度差值在涡轮叶片前缘处最大,在叶片尾缘处两者相差较小。

在旋转状态下,随着转速的提高,叶片外表面的温度基本呈升高的趋势。

关键词:涡轮叶片;涡轮叶栅;S形内冷通道;数值模拟;旋转从20世纪50年代以来,航空燃气涡轮发动机大都采用气冷叶片。

在高性能燃气涡轮热端部件的强化冷却技术研究中,一个值得关注的问题是冷却需求和冷却气量之间的矛盾日益突出:一方面,在一些先进的燃气涡轮发动机中,用于冷却涡轮的空气量已高达15%至20%,大量空气用于冷却势必导致动力装置性能的损失;另一方面,在提高空气压缩比的同时,不可避免地会提高冷却空气的温度,降低其吸热能力,使得冷却的难度增大。

因此研究新的高效冷却方式,减少冷却的用气量、提高冷却的综合效果,已成为发展高性能航空发动机和燃气涡轮的支撑技术之一[1]。

从国外先进涡轮叶片冷却技术的发展趋势分析,现代航空发动机高温涡轮气冷叶片普遍采用复合倾斜叶片,基本上已形成了由内部冷却和外部冷却以及热障涂层防护组成的叶片冷却方案[2]。

内部冷却结构通常是对流、射流冲击、多程弯折带肋通道、扰流柱复合冷却结构,外部冷却采用较多的是气膜冷却和热障涂层。

就涡轮叶片内冷通道而言,国内外众多研究人员对带肋通道的流动和传热特性进行了大量研究工作,较为系统地研究了肋的几何结构、S弯通道结构以及流动参数对流动阻力和壁面对流换热系数的影响[3-9]。

对于气冷涡轮叶片,由于叶片的结构特点和冷却需求不同,内部冷却通道的设计呈现出多样性[10]。

本文针对某型涡轮叶片,对具有S形光滑和肋化两种内冷通道结构的涡轮叶片流动换热特性进行数值模拟,重点比较两种结构的换热特性,以及不同转速下的涡轮叶片表面温度分布,为叶片内冷通道结构设计提供依据。

涡轮径向内冷叶片气热耦合的数值分析

涡轮径向内冷叶片气热耦合的数值分析



涡轮径 向内冷叶 片气 热耦7. = .6W/m ) = l. 中 184 So 23 1, 0 21 ( ・ , 10 6 7 1 T 1 0 S 5
比热容用温度多项式进行拟合
C 口=a o+a T+a T +a T +a T i 2 3 n


99】 . 05+O. 1 7 0】 5 1



直径/ ( ) 唧
6. 3
6. 3
流彰
表 1冷却通道进 口条件 (g s r ( ) k/) r Ⅲ K T. ( ) K /
36 3 3. 9
36 2 2. 7
C r
118 . 1
118 _ 1
摘 要 :采r气热耦合方法对采用径向内冷方式的 Ma l型跨声速高压燃气涡轮金属导叶进行数值模拟,通 f j rI k 过分析叶片通道内的传热和流动过程发现叶片表面附面层内流动非常复杂,包含层流流动、转捩和湍流流动状态, 所以只有使用转捩模型计算的叶片附面层 内流动与实际情况相符 ,叶片壁面温度和换热系数分布与实验结果吻合 的较好 ,使用其他湍流模型由于不能准确描述附面层 内流动而使得计算结果误差相对较 大,但是 所有的湍流模型
1数值方法 增戮
根据文献 12 - 选用 M r I 3 a k I型叶片 5 1 号实验工况进行模拟 ,几何尺寸和进 出口边 界条件参 41 数见图 1 ,叶片内部有 1 0个径 向圆管型冷却通道 ,其冷却通道的直径 、冷却气体流量 、冷却气 体中径处平均总温 L; 和根据冷却通道 内温度线 }升高假 设估算出的冷却气体进 口总温 见表 生 1 。在数值模拟中对流体部分采用分块化六面体网格,涡轮流道 内网格数量约为 18万 ,冷却孔 0 内的网格数量约为 8 万 ,同体叶片部分采用棱柱型网格 ,网格数量约为 3 万 ,另外在流 耦合 9 2 壁面 的流体侧 ( 燃气侧和冷气侧) 的附面层 内采用加密网格 (0层) 并保证 y < , 3 , + 1 网格具体排列方 式见 图 2 。 数值模拟流体工质选用可压理想燃气 ,分子粘性和热传导系数均采用 S te ln u h r ad公式表示 为温度的函数

温度比对叶片内冷通道对流传热影响的数值研究

温度比对叶片内冷通道对流传热影响的数值研究

内的流动传热 影响及 传热 系数 的温度修 正方 法。 同时还将探讨大温差条件下流体物性计算方法、 定
性 温度 的取值方 法 J以及 在数 值 模 拟 中湍 流 模 型 , 的选 取等 问题 。
的一 个关 系式 , 大部分 数据偏 差 在 ±1% 以内 J 0 。
2 1 年 1 1 收到 02 月 8日 航空科学基金资助项 目( 5 50 4 、 0 C 3 1 )
内常用传热经验关 系式结果 的对 比, 究 了不同定性 温度取值 方法和 湍流模型 对数值模拟 结果 的影响。在此基 础上侧 重研 研 究 了大温差对光滑 圆形 内冷通道 内的流 动传 热的影响 , 温度 比变化范 围0 5~09, . . 通道 m 数 范围 2 0 6 0 得 到 了传 00 0~ 000, 热N u数和温度修 正因子随温度 比与 R 数 的变化数据和拟合关 系式。结果表明采用截 面平 均流体温度 定义传 热 系数 和采用 e R a zbe s湍流模型可使局部和平均传 热系数与 G i isi elal i 一 ne nk 公式结果符合 良好。大温差对通道传 热的影响显著 , 数最大 l 肌 降幅可达 3 % 。计 算显示温度修正 因子随温度 比的减小而减小 , & 数的增大而减 小。 0 随
现代 发动机 中 , 气进 口温 度 与 涡轮 叶 片壁 温 冷
之 间的温 差可 达 6 0 K 以上 , 气 温 升 也 大 于 10 0 冷 0
K。大温差对 流 动传热 的影 响主 要体 现 为 流体 物 性 参数 的变 化改变 了速 度边 界 层 和 温度 边 界 层 , 而 从 影 响通 道 内 的 流 动 阻 力 和 对 流 传 热 系 数 。 文 献 [_6 介 绍 了多种适 于 圆直 通 道 的温 度 修 正方 法 , 4_] 但其 可靠 性 还 需 要 进 一 步 的考 核 。大 温 差 对 叶片 内冷 结 构 的 传 热 强 化 影 响 也 非 常 显 著 。 Mam. h m o ¨ 的 凹坑 壁 强 化 传 热 实 验 发 现 流体 温 度 与 壁 odl 温之 比从 09 .4减小 到 06 . 8时 ( 高壁 温 ) 相 对 于 升 ,

涡轮叶片气热耦合壁温及压力分布计算与分析

涡轮叶片气热耦合壁温及压力分布计算与分析

涡轮叶片气热耦合壁温及压力分布计算与分析
李卓轩;沙云东;骆丽
【期刊名称】《沈阳航空航天大学学报》
【年(卷),期】2024(41)1
【摘要】针对气冷涡轮叶片建立了耦合分析数值模拟计算平台,采用气热耦合的方法,对径向气冷MARKⅡ型叶片进行三维气热耦合数值模拟。

分析了该内冷涡轮叶片的多场耦合特性,并将计算结果与试验值进行对比。

对比结果表明:湍流模型的选择影响叶片表面的温度分布,但对叶片表面压力分布影响较小;在选择的6种湍流模型中,SSTk-ω湍流模型对该流场状态模拟的效果较好,叶片表面温度和压力与试验结果最接近,满足工程上的计算要求。

考虑涡轮进口总温径向不均匀时,会在叶片尾缘形成局部高温区,增加了叶身的温度梯度,可适当改进冷却方式,以提高叶片强度。

【总页数】8页(P1-8)
【作者】李卓轩;沙云东;骆丽
【作者单位】沈阳航空航天大学辽宁省航空推进系统先进测试技术重点实验室【正文语种】中文
【中图分类】V231
【相关文献】
1.气膜冷却对涡轮叶片表面压力分布影响的试验研究
2.涡轮径向内冷叶片气热耦合的数值分析
3.涡轮叶片压力面缝型气膜冷却结构的数值研究
4.高压燃气涡轮径向内冷叶片气热耦合的数值分析
5.涡轮叶片典型交叉肋结构的气热分析
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涡轮工作叶片内冷通道换热特性数值模拟

涡轮工作叶片内冷通道换热特性数值模拟

涡轮工作叶片内冷通道换热特性数值模拟
李广超;朱惠人;郭涛
【期刊名称】《机械设计与制造》
【年(卷),期】2006(000)009
【摘要】采用非结构化网格和SST紊流模型,求解三维N-S方程,对带90°肋和气膜孔的矩形通道在入口雷诺数60000,罗斯贝数0.11,气膜孔总出流比为0.22时的三维流场进行了数值模拟.分析了通道旋转和静止时各个面的换热变化规律.结果表明,通道静止时,不但布置了粗糙肋的上、下壁面换热得到了增强,光滑的侧壁换热同样获得了增强;通道旋转时流场更加复杂,旋转所产生的二次流动使各个壁面的换热进一步增强.
【总页数】3页(P80-82)
【作者】李广超;朱惠人;郭涛
【作者单位】西北工业大学,动力与能源学院,西安,710072;西北工业大学,动力与能源学院,西安,710072;西北工业大学,动力与能源学院,西安,710072
【正文语种】中文
【中图分类】V231.3
【相关文献】
1.涡轮叶片内"冲击-气膜出流"局部换热特性数值模拟 [J], 徐磊;常海萍;毛军逵
2.燃气透平叶片树状分形内冷微通道的换热特性实验研究 [J], 税琳棋;黄博;董坤坤;史晓军;李法敬
3.旋转对涡轮工作叶片内冷通道换热影响的研究 [J], 金文
4.泡状隔板对涡轮叶片内冷通道换热和流阻的影响 [J], 贺宜红;陈燕;陈文彬;杨卫华
5.低压涡轮叶片内冷通道不同强化换热方案的换热特性 [J], 张利民;闻洁;丁水汀;陶智;徐国强
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涡轮叶片冷却设计优化方法研究

涡轮叶片冷却设计优化方法研究

涡轮叶片冷却设计优化方法研究曹志廷;郭文;潘炳华;刘松【摘要】Based on the established turbine blade parametric model, this article chose iSIGHT to optimize the temperature field of turbine blade using inner boundary conditions and to optimize heat transfer coeffi⁃cient of the structure component using geometry parameters. It successfully reduced the maximum tempera⁃ture difference of blade section by this method. This research shows some relationships among differentpa⁃rameters, and would be referential for turbine blade cooling design.% 针对某型发动机高压涡轮工作叶片,采用试验设计方法,通过对内腔边界条件的主效应分析,对涡轮叶片截面温度分布进行优化。

同时,对影响叶片内腔不同流动与换热类型的冷却结构元件换热系数的几何参数进行敏度分析。

最后通过综合优化,获得在原设计基础上的优化结果。

结果表明,该方法可以把原设计的截面最大温差有效降低。

另外,通过对涡轮叶片冷却设计优化方法的探索,还获得了影响叶片冷却设计结果的参数关系曲线,该方法及结果可在涡轮叶片冷却设计时参考使用。

【期刊名称】《燃气涡轮试验与研究》【年(卷),期】2012(000)004【总页数】7页(P30-36)【关键词】涡轮叶片;冷却设计;换热系数;试验设计;优化设计【作者】曹志廷;郭文;潘炳华;刘松【作者单位】中国燃气涡轮研究院,四川成都610500;中国燃气涡轮研究院,四川成都610500;中国燃气涡轮研究院,四川成都610500;中国燃气涡轮研究院,四川成都610500【正文语种】中文【中图分类】V233.5;V232随着现代航空发动机对效率和单位推力的不断追求,涡轮进口温度不断提高。

涡轮气冷叶片传热分析数据提取技术研究

涡轮气冷叶片传热分析数据提取技术研究

涡轮气冷叶片传热分析数据提取技术研究付光辉;席平;张宝源;李吉星【摘要】涡轮气冷叶片传热管网计算是涡轮气冷叶片传热设计的重要环节,针对涡轮气冷叶片传热设计需求,提出了涡轮气冷叶片模型传热分析数据提取的方法,具体包括计算单元划分、流路自动判断、网络图生成和传热数据提取等算法。

结合涡轮气冷叶片结构特点,使用UG Open API工具开发了传热分析数据提取系统,实现了涡轮气冷叶片传热分析数据的提取、管理和输出功能,以用于后续的分析计算,提高了传热设计管网计算的自动化水平,并通过实例验证了所提出方法的可行性。

%Pipe-net calculation of air-cooled turbine blade is the important segment of air-cooled turbine blade heat transferring design, aiming at the requirement on heat transfer design for air-cooled turbine blades, the method of heat transfer analysis data extraction for air-cooled turbine blade model is proposed, which include the algorithms of computing units division, automatic judgment of air path, network diagram generation and data automatic extraction for heat transfer analysis, etc. Combined with the characteristics of air-cooled turbine blade structure, a data extraction system for heat transferring analyzing was developed based on UG Open API. The functions of extracting heat transfer analysis data of air-cooled turbine blade for subsequent analysis and calculation has been achieved, and the automatic degree of heat transferring calculation has been heighten, and the modeling result validated the feasibility of our method.【期刊名称】《图学学报》【年(卷),期】2015(000)003【总页数】8页(P384-391)【关键词】计算机应用;航空发动机;涡轮气冷叶片;传热计算;数据提取【作者】付光辉;席平;张宝源;李吉星【作者单位】北京航空航天大学机械工程及自动化学院,北京 100191;北京航空航天大学机械工程及自动化学院,北京 100191;北京航空航天大学机械工程及自动化学院,北京 100191;北京航空航天大学机械工程及自动化学院,北京 100191【正文语种】中文【中图分类】TP391航空发动机涡轮气冷叶片设计包括气动设计和结构设计,其中冷却结构的设计是其设计中的重要环节。

涡轮第二级动叶冷却结构设计研究

涡轮第二级动叶冷却结构设计研究

却、 冲击 冷却 、 扰 流肋 柱等 。基 于 目前 的 涡轮前进 口 温 度和 材料 的 限制 , 单 一 冷却 方 式 已经 远 远不 能 满 足 涡轮 冷却 的需 要 , 必 须 采 取 多种 冷 却 方 式协 同作 用 才能保 证 涡轮 的高 效工 作 _ 1 j 。
本 文 以某两 级 四列燃 气涡 轮第 二级 动 叶为研究
wi t h p a r a me t ic r f e a t u r e mo d e l i n g t e c h n o l o y g a n d t e mpe r a t u r e d i s t ib r ut i o n. Th e r e s e a r c h r e s u l t s s h o w t h a t
力 方 向 。提 高 涡轮进 口温度 是改 善燃 气 轮机发 动 机 的关键 技术 之一 , 也 是 提 高 推 重 比和 热 效 率 的有 效
途径¨ I 4 。 因为航 空发 动机 涡轮 人 口温 度 已经 远 远
对象 , 完 成 叶片 的仿真 建模 、 网格离散 直 至最终 仿真 计 算 的全过 程 。主流 燃气 在经 过 了高压 涡轮两 列 叶
Ab s t r a c t : T h e p a p e r r e s e a r c h e s o n c o o l i n g c o n s t r u c t i o n f o r t h e s e c o n d r o t o r b l a d e o f a t u r b i n e ,c o mb i n e d
中图分 类号 : V 2 3 5 . 1
文献 标 识码 : A
文章 编 号 : 1 0 0 2— 6 3 3 9( 2 0 1 3 )0 5— 0 3 8 7— 0 5

涡轮导向叶片气膜冷却流动换热特性研究

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。

模拟涡轮叶片冷却通道的热驱动实验研究

模拟涡轮叶片冷却通道的热驱动实验研究

第20卷 第5期2005年10月航空动力学报Journa l of Aerospace PowerV o l 120N o 15O ct .2005收稿日期:2004-07-05;修订日期:2004-12-08基金项目:国家自然科学基金资助(50276027);国防基础科研基金资助作者简介:杨敏(1979-),女,山东单县人,南京航空航天大学能源与动力学院博士生,主要从事传热与传质、涡轮叶片冷却及低温技术研究.文章编号:100028055(2005)0520813205模拟涡轮叶片冷却通道的热驱动实验研究杨 敏,常海萍,房治有(南京航空航天大学能源与动力学院,江苏南京210016)摘要:在新型超级冷却技术机理研究的基础上,采用模拟涡轮叶片冷却通道的物理模型,对新型超级冷却热驱动换热特性展开实验研究。

主要研究了旋转条件下,新型超级冷却的主要影响因素和热驱动换热特性。

通过实验研究,结果表明:旋转速度、热流密度和冷气进口速度对新型超级冷却具有显著的影响,并且随着它们的增大,新型超级冷却的换热效果有不同程度的提高。

关 键 词:航空、航天推进系统;热驱动;旋转;换热系数;冷却通道中图分类号:V 23111 文献标识码:AExper i m en t a l I nvesti ga ti on on Ther ma lly D r i v i n g Si m ula tedTurbi n e Blade w ith Cool i n g TunnelsYAN G M in ,CHAN G H ai 2p ing ,FAN G Zh i 2you(Co llege of Energy and Pow er Engineering ,N an jing U n iversity of A eronautics and A stronautics ,N an jing 210016,Ch ina )Abstract :Based on the funda m en tal studies of a turbine blade ne w coo ling techn ique ,the experi m en tal investigati on w as carried out using a ne w experi m en tal model w ith coo ling tunnels in cen trifugal field .T he p ri m ary influence facto rs and heat tran sfer characteristics w ere studied .T he results show that the ro tati onal s peed ,den sity of heat fluxes and coo ling air s peeds sign ifi 2can tly i m pact the ther m ally driving heat tran sfer effectiveness of the ne w coo ling techn ique .T he heat tran sfer effectiveness of th is ne w coo ling techn ique w ill be enhanced w ith the increase of the above m en ti oned para m eters.Key words :aero s pace p ropulsi on syste m ;ther m al driving ;ro tati onal s peed ;heat tran sfer coefficien t ;coo ling tunnel 随着航空、航天工业的发展,对发动机的性能提出越来越高的要求:高推重比、低耗油量和长寿命。

涡轮工作叶片内冷通道换热特性数值模拟

涡轮工作叶片内冷通道换热特性数值模拟

1引 言
为了提高燃气 涡轮 的热效率 ,涡轮叶片的人 口温度越来越 高, 为了保证叶片的使用 寿命 , 复杂的冷却技术 , 如气膜冷却 、 冲 击冷却 、 内部对流冷却是必不可少的 。 涡轮工作 叶片在旋转条件 下产生的科氏力和离 心力会严重地 改变 内部冷却通道的流动 ,
进而影响传热特性 。将 同时带肋和气膜孔 出流的旋 转内冷通道 的换热特性进行 了数值模拟 ,分析 了通道旋转条件下和静止条 件下各个 面换热变化规律 ,为航空发动机涡轮叶片结构的设计 提供了的重要参考依据 。
女来稿 E期 :0 5—1 l 20 1—1 5
维普资讯
第9 期
李广超等: 涡轮 工作叶片 内冷通道换热特性数值模拟
一 l 8一
2 3参数定义及计算工况 .
表 1 算工 况 计
显 的变化。上下壁面的换 热之所 以有如 此大的差别是 因为通道 的旋转使靠近下壁 面的流体速度高 于l 近上 壁面的流体速度 靠
22数值 计 算方 法及 边界条 件 .
利用 Fun6 1 l t. 分离 隐式求 解器对 Ⅳ一.紊流 时均运动方 e s 计算。S 模型和 s nad k ST k一 t dr —W模型相 比, a 考虑了紊流剪 程进行求解 , 速度和压力的耦合采用 SMP E算法处理 , I L 各参数 切应力在不同位置的变化 , 使计算精度更高 。 2给出了这里计 的离散采用 二阶精度 的迎 风格式。压力修正方程、 图 连续方程 、 动 算模 型的结构简 图, 中上下表面各有 1 其 0根矩形肋, 按错排布 量方程 、 能量 方程都实施亚松弛因子。各壁面的 y 控制在 1的 置, 肋与流动方 向成 9 。 0夹角 , 肋间距与肋高 比 p e 0 1在下 : =1 : 。 数量级。 计算域的人 口给定 质量流量和温度 , 壁面给出均匀 的温 表面每两根肋之间布置有一对气膜孔 ,气膜孔位 于两根肋的 中 度 ,并且将 人 口温度 和出口温度的平均值做为计算换热 系数 的 心 , 的长径 比 z d=1: , 孔 : 0 3 气膜孔入 E到较近的侧 壁的距离和 l 特征温度。人 口处给出紊 流强度和紊流尺度 ,其中紊 流强 度按 气膜 孔直径的 比是 5 1 :。通道的宽高比 : =2 5 1 通道人 口 h .:。 照 , =0 1 ( e , 算 给 出 , 紊 流 尺 度 按 照 l = =u/Ⅱ . 6 R ) s计 到旋转轴 的距离与通道水力直径的 比 r d 2 : 。 : h= 0 1 由于在气膜 0 0 计算 给出。 .7 孔附近和孔 内的流动 比较复杂 ,所以对气膜孔附近和孔 内的 网

整体涡轮导叶的冷效数值研究

整体涡轮导叶的冷效数值研究
动 与换 热性能 。这 种 研 究方 法 物 理 模 型 简单 , 生成 网格简便 易 行 , 计算量 小 , 后 处 理 方 便 。但 假 设 的 边 界条 件使得 计算 结 果 的准 确性 不 易 保 证 , 其 研 究 结 果 与在整 体 叶片 上 的效果 有 较 大 区别 。其 次 , 由 于各个 冷却 结构 之 间是 相 互 影 响 的 , 单 独 研 究 一 个
中图法分类号
V 2 3 1 . 1 ;
文献标志码

目前涡轮叶片冷却结构研究 中普 遍采用单元 研究法 , 将某个冷却结 构剥离 出来 , 根据经验假设
对气膜冷却效率的影响规律 , 从而得到 了抑涡孑 L 结
构优 化布 局 , 为进 一 步研 究 打 下 基 础 。现 通 过 建立

确定数值计算 的边界 条件来研究 此冷却结构 的流
第1 3 卷
第1 2期
2 0 1 3年 4月







Vo 1 . 1 3 No . 1 2 A p t .2 0 1 3
1 6 7 1 —1 8 1 5 ( 2 0 1 3 ) 1 2 - 3 3 5 0 — 0 6
S c i e n c e T e c h n o l o g y a n d E n  ̄n e e i f n g

2 0 1 3 S c i . T e c h . E n g r g .
整体涡轮导叶的冷效 数值研 究
赵 洋 程会 川 陈 斯 李育隆
( 北京航空航天大学能源 与动力工程学院 , 北京 1 0 0 1 9 1 )


采用 数值模拟 的方 法, 对整体涡轮导 叶的流动换热特性进行 了气 热耦 合研究 , 并 引入 抑涡孔结构进行 对比分析 。研

典型涡轮叶片尾缘内通道流动与换热特性研究

典型涡轮叶片尾缘内通道流动与换热特性研究

典型涡轮叶片尾缘内通道流动与换热特性研究扰流柱是涡轮叶片内部的一种传统但有效的冷却结构。

在叶片尾缘区,厚度比较薄,常采用带扰流柱阵列的内冷通道,既能起到扰流强化换热的作用,又能起到支撑加固的作用。

本文采用数值模拟和试验相结合的方法对梯形通道侧向出流扰流柱阵列的流动及换热特性进行了较为系统的研究。

文中对不同雷诺数、不同扰流柱排列方式及不同背压时通道内流量分布、流阻系数以及换热系数进行了研究,得到以下主要结论:(1)流体转折程度和流经的路线是影响流动阻力的主要因素。

(2)在本文研究范围内,同一主流雷诺数下,随着扰流柱排数的增加,各流段的对流换热系数增加,换热效果增强,但各流段的流阻系数也增大;扰流柱叉排比顺排排列换热效果增强,而流阻系数变化不是很大。

(3)不同主流雷诺数下,各流段流阻系数随雷诺数的增大而减小,各流段对流换热系数随雷诺数的增大而增大。

(4)背压对各通道流量分布和流阻系数分布有影响,雷诺数增大,相同背压时各通道流量比不变,而特定背压时各通道流量趋于平均。

(5)通过试验得到的变化规律与数值计算得到的规律基本一致。

带叶片涡轮盘腔气流增压温降特性数值模拟研究

带叶片涡轮盘腔气流增压温降特性数值模拟研究

β=
1.2 数值计算方法
本文研究的内容是稳态流动ꎬ各物理量可以取稳态下
的时均值ꎮ 计算模型的边界条件由实际航空发动机的实
静交界面采用 Frozen Rotor 法处理ꎬ采用 RNG 湍流模型作
为计算模型ꎬ并选用 CFX 软件进行计算ꎮ 壁面的 y plus
在 30 ~ 300 之间ꎻ入口处的湍流强度为 5%ꎬ涡流黏度比为
[2]
证明 Frozen Rotor 处理方法耗时更少ꎬ并可以取得很好的
涡轮引气系统实际内部流场ꎬ对模型进行了适当的简化ꎬ
构建了如图 2 所示的涡轮盘腔内部的流体域计算模型ꎮ
结果ꎮ 肖竞雄等 [3] 研究了径向进气装置进气孔数量、尺
M
寸的变化ꎬ总压恢复系数与畸变指数的变化规律ꎮ 王锁芳
"D,

.BDI/VNCFS











(a) 80~130 mm
(b) 90~130 mm
.BDI/VNCFS











.BDI/VNCFS
HAO Xinꎬ LIAN Wenleiꎬ SHANG Dengyue
( College of Energy and Power Engineeringꎬ Nanjing University of Aeronautics and Astronauticsꎬ Nanjing 210016ꎬ China)
ωr b

[ V2 +V2 +( β-1) 2 ( ωr) 2 ]
2C p axial radius
(5)
对预旋系统来说其静温是固定不变的ꎬ所以当旋流比

涡轮叶片温度分布新式测量技术

涡轮叶片温度分布新式测量技术

涡轮叶片温度分布新式测量技术
宋迎军
【期刊名称】《红旗技术》
【年(卷),期】2002(000)004
【摘要】介绍了一种新式的涡轮叶片温度分布测量技术原理、温度与叶片之间的
对应关系,外置部件的作用及温度测量部件的使用和冷却等。

对测量数据进行分析,提出了这项温度分布测量技术在其它领域中的推广及其所测数据在技术分析与研究中的作用。

【总页数】4页(P8-11)
【作者】宋迎军
【作者单位】61车间
【正文语种】中文
【中图分类】V232.4
【相关文献】
1.涡轮叶片表面温度分布测量方法 [J], 冯驰;丁林;胡杨
2.涡轮叶片温度分布新式测量技术 [J], 宋迎军;陈代富
3.传热对增压器径流涡轮叶片温度分布的影响 [J], 曹林;孙铭霞
4.不同冷却结构对涡轮冷却叶片温度分布特性影响研究 [J], 程闻笛
5.涡轮导叶片表面MEMS高温测量技术 [J], 段力; 姬中林; 翁昊天; 李继保; 林宇震; 曹学强
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带折弯内冷通道的涡轮叶片温度分布数值研究摘要:根据某型涡轮叶片尺寸结构及进口条件,运用剪应力输运方程(SST)湍流模型,数值模拟了静止状态下具有折弯光滑和肋化内冷通道的涡轮叶栅通道内的换热特性,以及不同转速下带肋内冷通道涡轮叶片冷却特性。

结果表明,高温区分布在叶片前缘及叶片尾缘中部,具有折弯带肋内冷通道的涡轮叶片换热明显较好,两种内冷通道下温度差值在涡轮叶片前缘处最大,在叶片尾缘处两者相差较小。

在旋转状态下,随着转速的提高,叶片外表面的温度基本呈升高的趋势。

关键词:涡轮叶片;涡轮叶栅;S形内冷通道;数值模拟;旋转从20世纪50年代以来,航空燃气涡轮发动机大都采用气冷叶片。

在高性能燃气涡轮热端部件的强化冷却技术研究中,一个值得关注的问题是冷却需求和冷却气量之间的矛盾日益突出:一方面,在一些先进的燃气涡轮发动机中,用于冷却涡轮的空气量已高达15%至20%,大量空气用于冷却势必导致动力装置性能的损失;另一方面,在提高空气压缩比的同时,不可避免地会提高冷却空气的温度,降低其吸热能力,使得冷却的难度增大。

因此研究新的高效冷却方式,减少冷却的用气量、提高冷却的综合效果,已成为发展高性能航空发动机和燃气涡轮的支撑技术之一[1]。

从国外先进涡轮叶片冷却技术的发展趋势分析,现代航空发动机高温涡轮气冷叶片普遍采用复合倾斜叶片,基本上已形成了由内部冷却和外部冷却以及热障涂层防护组成的叶片冷却方案[2]。

内部冷却结构通常是对流、射流冲击、多程弯折带肋通道、扰流柱复合冷却结构,外部冷却采用较多的是气膜冷却和热障涂层。

就涡轮叶片内冷通道而言,国内外众多研究人员对带肋通道的流动和传热特性进行了大量研究工作,较为系统地研究了肋的几何结构、S弯通道结构以及流动参数对流动阻力和壁面对流换热系数的影响[3-9]。

对于气冷涡轮叶片,由于叶片的结构特点和冷却需求不同,内部冷却通道的设计呈现出多样性[10]。

本文针对某型涡轮叶片,对具有S形光滑和肋化两种内冷通道结构的涡轮叶片流动换热特性进行数值模拟,重点比较两种结构的换热特性,以及不同转速下的涡轮叶片表面温度分布,为叶片内冷通道结构设计提供依据。

1 计算模型本文在计算时只考虑一个叶栅通道,这样处理既不失研讨的一般性,又可减少网格数量。

叶片截面及内腔见图1,叶片内部设计为三折蜿蜒通道内冷结构,冷气从榫头底部靠近前缘孔(进口)引入叶片,进入叶身前腔,在叶尖处分为两股。

一股气通过叶尖腰形孔(出口1)排出叶片,另一股为剩余冷气向后流,通过第二腔,进入第三腔,并从叶尖腰形孔(出口2)及叶片尾缘小管(出口3)排入燃气流道内。

内冷通道中吸力面侧和压力面侧肋片为交错排列。

在本结构的计算中我们并未考虑间隙流的影响,出口1和2的条件与主次流混合出口条件相同,而出口3设为内部面,具体压力及流量分布按照所给定的边界条件由相关软件计算得到。

A-A B-B C-C图1 叶片截面及内腔示意图Fig.1 Section of blade and cooling passage叶栅通道燃气流主流进口总压为665000Pa,温度考虑了径向不均匀性,如图2所示(R0为叶根处半径,R为叶尖处半径);因为不同内冷通道结构下,相同进口压力会导致不同的进口流量,所以为了方便比较,该文中我们冷气进口条件设为流量进口,涡轮叶片内冷通道冷气进口流量为0.001826kg/s,温度为666K,出口压力均为236192Pa。

为了考察旋转效应的影响,在叶片进出口边界条件不变的前提下,叶片旋转转速依次设为15000,25000,35000和45000rpm。

图2 涡轮叶栅进口主流径向温度分布Fig.2 Temperature distribution of primary flow in radial direction at turbine cascade inlet2计算方法分析叶轮机械内部可压缩流动常用的基本流动控制方程是RANS及适当的湍流模式,本文采用剪应力输运方程SST k-w湍流模型双方程模型加非平衡的壁面函数[10]。

采用FLUENT分离隐式求解器进行稳态求解;各物理量的离散格式均为二阶迎风格式;压力-速度耦合采用Simplec算法;解收敛的标准是各项残差精度均小于10-s。

计算域整体采用非结构化网格,由网格独立性试验得网格量为46127419。

在叶片表面及内冷通道进行了加密,叶片表面第一层网格高度为0.03,y+=4;叶片固体内部网格分布为四到五层;从叶片外壁面到叶栅通道边缘呈现出由密到疏的网格分布。

本文对叶片和榫头温度场进行联算。

位于叶栅通道内的涡轮叶片表面设定为流-固耦合面,榫头区域的表面则设定为绝热表面。

计算域的边界条件设置为:主流进口为压力进口;次流进口为质量流量进口;出口为压力出口;栅距方向周期性面为周期性边界条件;叶片固壁采用无滑移速度边界。

冷热气体均视为理想气体,根据分子运动论对气体热容和导热系数进行变化,粘性系数采用萨瑟兰公式。

3 计算结果与分析3.1 肋化内冷通道与光滑内冷通道的对比3.1.1 内冷通道表面温度分布图3为叶片静止状态下,涡轮叶片内部冷却通道分别采用光滑和肋化两种结构时,内冷通道在压力面侧和吸力面侧的壁面温度分布云图。

从图中可以看出,改型涡轮叶片的内部高温区域出现在叶片的前缘和尾缘的中上方,两种内冷通道在吸力侧面的温度整体上要低于压力侧面,这是叶片表面受热状况和内部冷却作用的综合体现。

相比较而言,肋化内冷结构在内部两侧壁面的温度分布较光滑通道更为均匀,且高温区峰值和范围均有所衰减,显然这是肋化结构强化传热的效果。

在叶片根部,由于冷却气流的进口效应和弯管效应,以及涡轮叶栅进口主流径向温度分布的特征,叶根区域的温度相对较低;在叶片尾缘,当冷却气流流经内冷通道的第二个折弯段后,将沿尾缘小管(出口3)和叶尖腰形孔(出口2)排入燃气流道内,由于从尾缘上方小管的流量相对较小,造成该区域内部的冷却效果相对较低。

3.1.2 叶片表面温度分布图4为两种内冷通道在若干典型截面上沿弦长方向的温度分布曲线。

叶片高温区主要分布在叶片前缘和叶片尾缘中上部,沿弦长方向,无论压力面还是吸力面,两种内冷通道的温度差值在涡轮叶片前缘处最大,在叶片尾缘处两者相差较小。

在叶片前缘,高温主流形成流动滞止,对前缘驻点区形成强烈的对流换热,造成该区域叶片表面温度较高,而叶片前缘的内冷通道处于冷却气流的进气前端,壁面与冷却气流之间的对流换热传热温差最大,因此肋化通道的强化换热效果体现得最为显著,可使前缘峰值温度下降30o。

在涡轮叶片弦中区,随着冷却气流温度逐渐升高且对流换热温差有所降低,肋化通道的强化换热效果有所减小。

在涡轮叶片尾缘,由于几何结构的制约造成尾缘冷却的难度较大,内部冷却强度要弱于弦中区域,同时冷却次流在流动过程中不断与主流进行换热,冷却温度沿程逐渐升高也造成对流换热能力逐渐下降,所以在接近次流出口处,叶片温度较高,温度梯度变化较小;同时,由于两种内冷通道在叶片尾缘的结构相同,因此在尾缘处的温度差异主要是由于叶片截面的导热均温作用所致,因此差异较小。

就三个截面而言,叶片根部区域温度较低,一方面归结于冷却气流通道的内部换热和主流径向温度分布的特征,另一方面,该处与榫头连接,可以通过导热作用传递一部分热量到榫头。

A-A截面位于叶根处,该处温度沿叶片弦长方向大致呈逐渐上升趋势;B-B截面和C-C截面分别位于叶片中部和顶部,沿弦长方向温度呈现明显的先下降再升高的趋势。

吸力面与压力面上温度分布也有较大不同,主要区别是吸力面上温度变化转折点的位置比较靠后,低温区范围相对较大。

(a) A-A截面(b) B-B截面(c) C-C截面图4 各截面沿弦长温度变化曲线Fig.4 Wall temperature in the three blade sections3.2旋转速度的影响3.2.1 内冷通道表面温度分布通道旋转是影响涡轮工作叶片内冷通道换热系数的主要因素,不同转速下所产生的科氏力也不同,必然导致科氏力诱导产生的二次流动和肋片诱导的二次流动的相互作用发生变化,从而造成内部冷却通道内换热系数分布和大小的不同。

图5为叶片旋转状态下,涡轮叶片内部冷却通道采用肋化结构时,在压力面侧和吸力面侧的壁面温度分布云图。

从图中可以看出,与静止条件下一样,涡轮叶片的内部高温区域也是出现在叶片前缘及尾缘的中上方,且在吸力侧面的温度整体上要低于压力侧面。

随着转速的增加,在压力面一侧的叶片内冷通道表面温度有较为明显的升高,而在吸力面一侧内部通道的温升则相对较小。

造成上述现象的原因在于,一方面,叶片的旋转加强了叶片表面与高温主流的对流换热,另一方面,内部冷却通道内的流动受到旋转科氏力的作用,向吸力面一侧压迫。

3.2.2 叶片表面温度分布图6为肋化内冷通道在不同旋转速度下,若干典型截面上沿弦长方向的温度分布曲线。

总体来看,叶片旋转造成叶栅通道燃气与叶片壁之间的换热增强,因此随着转速的提高,叶片外表面的温度基本呈升高的趋势。

但是由于在旋转过程中,旋转诱导的二次流动不仅对叶片外换热特性有较大的影响,而且对于内部冷却通道中的流动和内换热特性也产生较大的影响,并且这些影响是高度耦合的,因此转速对于不同叶高截面的温度分布影响非常复杂。

譬如,在靠近叶根的A-A 截面,转速在25000rpm时的叶片表面温度最低,甚至低于静止状态下的温度,其原因在于该转速下,叶根处冷却气流在科氏力作用下的强化传热效果能够抵消叶片外换热的增强,在其它转速下叶根处冷却气流在科氏力作用下的强化传热效果则未能抵消叶片外换热增强带来的影响。

另一个奇异的现象是,在叶片尾缘,旋转速度为15000rpm时的温度略高,造成这种现象的原因与旋转条件下叶片外换热特性的变化,以及尾缘出流小管内的流量分配和内部换热特性的变化相关。

(a) A-A截面(b) B-B截面(c) C-C截面图6 各截面沿弦长温度变化曲线Fig.6 Wall temperature in the three blade sections4 结论(1) 该型涡轮叶片的内部高温区域出现在叶片的前缘和尾缘的中上方,两种内冷通道在吸力侧面的温度整体上要低于压力侧面;肋化内冷结构在内部两侧壁面的温度分布较光滑通道更为均匀,且高温区峰值和范围均有所衰减。

(2) 肋化内冷通道下的叶片冷却效果较好,相比光滑内冷通道温度平均降低了20o左右;沿弦长方向,无论压力面还是吸力面,两种内冷通道下温度差值在涡轮叶片前缘处最大,在叶片尾缘处两者相差较小。

(3) 在旋转过程中,旋转诱导的二次流动不仅对叶片外换热特性有较大的影响,而且对于内部冷却通道中的流动和内换热特性也产生较大的影响,随着转速的提高,叶片外表面的温度基本呈升高的趋势。

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