具有非对称端壁的涡轮叶栅气膜冷却数值研究

摘要

涡轮进口燃气温度不断提高，燃气温度已经超过了叶片材料的承受能力，采用先进的冷却技术降低涡轮叶片的温度，是当前各国研究的重点。如何设计叶片冷却结构以提高冷却效果，是目前航空涡轮叶片设计者与制造者不断追求的目标。同时，当负荷增加和展弦比降低时，叶轮机械中端壁损失占总损失的比重很大。三维非对称端壁可以通过自由选择翘曲的形状、位置以及高度，通过控制流道不同位置的收缩与扩张程度，来控制端壁表面的压力分布，从而削弱端壁区二次流动的强度及其影响范围有利于提高整体性能。
　　本文首先设计了直列静叶栅中叶片和端壁的冷却形式：两个冷却腔且分别供气，叶片前缘三排冷气孔并采用叉排布置，下端壁的冷气孔沿流向布置。然后应用CFX流体计算程序进行了不同喷气比下气膜冷却的数值模拟，分析了冷气喷射流场的特点，壁面温度的分布规律，射流场结构等。当喷气比较小时，前缘附近冷气喷射会使冷气像薄膜一样覆盖在叶片表面，作用主要限于边界层内，掺混损失也较低；当喷气比逐渐增大后，在冷却孔后形成回流区；当喷气比过大时，冷空气射流可能会穿透主流边界层，影响主流的流动。
　　对于前缘冷却，在一定范围内，喷气比越大过余温比越低。但是当喷气比过大时，冷气射流具备了穿越壁面附面层的能力,这样射流就不易在冷气孔出口附近贴附于壁面，导致过余温比上升。
　　在喷气比M=1.5时，设计了三种非对称端壁形式，本文研究了引入非对称端壁后，端壁表面及叶片表面的静压分布、能量损失、总压损失等影响叶栅气动性能的主要参数的变化。采用本文的设计方法设计的压力侧凸起、吸力侧凹下的非对称端壁使得吸力侧端壁表面静压升高，由压力侧指向吸力侧的横向压力梯度减弱，但是并没有起到减小端部能量损失的效果，由此得出横向压力梯度不是促使通道涡形成的唯一原因。进一步研究发现，端壁上合理的冷气孔布置可以吹走尾缘的积聚的低能流体，改善根部的流动状况。

目录

具有非对称端壁的涡轮叶栅气膜冷却数值研究

NUMERICAL SIMULATION OF FILM COOLING IN TURBINE CASCADE WITH NON-AXISYMMETRIC ENDWALL METHOD

摘 要

Abstract

第1章 绪论

1.1 引言

1.2 国内外在该方向的研究现状及分析

1.3 气膜冷却理论简介

1.4 涡轮端壁设计的研究

1.5 本论文的主要研究内容

第2章 数值计算方法

2.1 引言

2.2 湍流的数值模拟方法

2.3 涡轮叶栅冷气掺混的数值计算方法

2.4 计算软件简介

2.5 本章小结

第3章 涡轮叶片前缘和端壁冷却的数值模拟

3.1 引言

3.2 网格结构划分

3.3 计算方案

3.4 计算结果的分析

3.5 本章小结

第4章 端壁的不同翘曲方案的分析对比

4.1 非对称端壁的设计

4.2 计算结果的分析

4.3 本章小结

结 论

参考文献

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致 谢