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具有非对称端壁的涡轮叶栅气膜冷却数值研究

作　者: 蒋演明
导　师: 黄洪雁
学　校: 哈尔滨工业大学
专　业: 动力机械及工程
关键词: 气膜冷却吹风比非对称端壁数值模拟
分类号: V231.3
类　型: 硕士论文
年　份: 2008年
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内容摘要

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。

全文目录

摘要  3-4
Abstract  4-8
第1章绪论  8-20
  1.1 引言  8-9
  1.2 国内外在该方向的研究现状及分析  9-11
  1.3 气膜冷却理论简介  11-14
  1.4 涡轮端壁设计的研究  14-18
    1.4.1 子午收缩  14-15
    1.4.2 子午扩张  15-16
    1.4.3 三维端壁成型  16-18
  1.5 本论文的主要研究内容  18-20
第2章数值计算方法  20-25
  2.1 引言  20-21
  2.2 湍流的数值模拟方法  21-22
  2.3 涡轮叶栅冷气掺混的数值计算方法  22-23
  2.4 计算软件简介  23-24
  2.5 本章小结  24-25
第3章涡轮叶片前缘和端壁冷却的数值模拟  25-44
  3.1 引言  25
  3.2 网格结构划分  25-27
  3.3 计算方案  27-28
    3.3.1 初始及边界条件  27-28
  3.4 计算结果的分析  28-42
    3.4.1 前缘冷气喷射流场特点  28-32
    3.4.2 叶片壁面温度场分布规律  32-35
    3.4.3 能量损失等值线分布  35-36
    3.4.4 对局部马赫数的影响  36-37
    3.4.5 叶片型面静压分布  37-39
    3.4.6 射流场结构分析  39-41
    3.4.7 端壁表面的温度、压力分布  41-42
  3.5 本章小结  42-44
第4章端壁的不同翘曲方案的分析对比  44-68
  4.1 非对称端壁的设计  44-46
  4.2 计算结果的分析  46-66
    4.2.1 端壁表面压力分布  46-47
    4.2.2 叶片表面压力分布  47-50
    4.2.3 对速度场的影响  50-52
    4.2.4 马赫数分布  52-55
    4.2.5 端壁翘曲对温度场的影响  55-57
    4.2.6 叶栅内总压损失系数  57-62
    4.2.7 对能量损失系数的影响  62-66
  4.3 本章小结  66-68
结论  68-70
参考文献  70-75
致谢  75

具有非对称端壁的涡轮叶栅气膜冷却数值研究

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