涡轮叶片吸力面上收敛缝形孔气膜冷却效率的数值研究

流体力学与飞行力学

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涡轮叶片吸力面上收敛缝形孔气膜冷却效率的数值研究

姚玉¹，张靖周¹，何飞²，郭文³

1. 南京航空航天大学能源与动力学院 2. 洪都航空工业集团 3. 中国燃气涡轮研究院

收稿日期:2009-06-02 修回日期:2009-08-08 出版日期:2010-06-25 发布日期:2010-06-25
通讯作者: 张靖周

Numerical Investigation on Film Cooling Effectiveness of Converging Slot Hole at Turbine Blade Suction Surface

Yao Yu¹, Zhang Jingzhou¹, He Fei², Guo Wen³

1. College of Energy and Power Engineering, Nanjing University of Aeronautics and Astronautics 2. Hongdu Aviation Industry Group 3. China Gas Turbine Establishment

Received:2009-06-02 Revised:2009-08-08 Online:2010-06-25 Published:2010-06-25
Contact: Zhang Jingzhou

摘要/Abstract

摘要： 运用RNG湍流模型对叶片吸力面开设收敛缝形孔的冷却特性进行了数值模拟，分析在叶栅通道主流入口雷诺数Re=4×105~6×105和二次流吹风比M=0.5~3.0范围内，沿吸力面3个典型弦向位置处(分别对应叶栅通道喉部上游、喉部和喉部下游)开设收敛缝形孔对气膜冷却效果的影响。计算结果表明：各位置处收敛缝形孔吸力面的冷却效率随着吹风比和主流入口雷诺数的增大而逐渐升高；与圆形孔相比，各位置处收敛缝形孔沿流向的冷却效率均得到有效改善，且在展向上的分布较均匀；在相同的主流入口雷诺数和二次流吹风比下，位于喉部上游位置的收敛缝形孔冷却效率大都高于其他位置。

关键词: 收敛缝形孔, 气膜冷却, 冷却效率, 吸力面, 涡轮叶片

Abstract: The film cooling characteristics of a converging slot hole on the blade suction surface of a turbine are numerically investigated using the RNG turbulence model under different turbine cascade inlet Reynolds numbers (ranging from 4×105 to 6×105 ) and blowing ratios (ranging from 0.5 to 3.0 ). The influence of the location of the converging slot hole at the blade suction surface (corresponding respectively to the upstream of the throat, the cascade throat and the downstream of the throat) on film cooling effectiveness is investigated. The results show that the converging slot hole cooling effectiveness in different locations all increases with the increase of the mainstream Reynolds number and coolant blowing ratio. Compared with the cylindrical hole, the converging slot hole cooling effectiveness is improved obviously and more uniform in lateral variation in all locations. Under the same condition, the cooling effectiveness of the converging slot hole at the upstream of the throat is nearly always higher than that in the other locations.

Key words: converging slot hole, film cooling, cooling effectiveness, suction surface, turbine blade

中图分类号:

V231.1

姚玉;张靖周;何飞;郭文. 涡轮叶片吸力面上收敛缝形孔气膜冷却效率的数值研究[J]. 航空学报, 2010, 31(6): 1115-1120.

Yao Yu;Zhang Jingzhou;He Fei;Guo Wen. Numerical Investigation on Film Cooling Effectiveness of Converging Slot Hole at Turbine Blade Suction Surface[J]. ACTA AERONAUTICAET ASTRONAUTICA SINICA, 2010, 31(6): 1115-1120.

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[1]	范永升, 杨晓光, 石多奇, 谭龙, 黄渭清. 服役涡轮叶片筏化判废：定量表征及阈值确定[J]. 航空学报, 2022, 43(9): 625100-625100.
[2]	李涤尘, 鲁中良, 田小永, 张航, 杨春成, 曹毅, 苗恺. 增材制造——面向航空航天制造的变革性技术[J]. 航空学报, 2022, 43(4): 525387-525387.
[3]	张佩宇, 周鑫, 李应红. 单晶涡轮叶片高能束修复研究进展[J]. 航空学报, 2022, 43(4): 525610-525610.
[4]	王斌, 王海涛, 王玉峰, 张文武. 热障涂层水助激光扫描加工试验[J]. 航空学报, 2022, 43(4): 525353-525353.
[5]	雷世英, 孙见忠, 刘赫. 涡轮叶片累积损伤指数模型及服役可靠性评估[J]. 航空学报, 2022, 43(3): 225064-225064.
[6]	叶林, 刘存良, 朱安冬, 周天亮. 紧凑凸肋通道对尾缘劈缝气膜冷却特性的影响[J]. 航空学报, 2022, 43(3): 125174-125174.
[7]	夏凯龙, 何箐, 张雨生. 基于红外热成像的涡轮叶片气膜孔孔径测量方法及缩孔规律[J]. 航空学报, 2022, 43(12): 426271-426271.
[8]	罗世彬, 庙智超, 宋佳文. 高超声速飞行器前缘主动冷却影响因素[J]. 航空学报, 2022, 43(12): 627023-627023.
[9]	杨寓全, 刘存良, 张杰, 黄蓉. 分腔流量比对涡轮曲端壁表面冷却特性实验[J]. 航空学报, 2021, 42(7): 124399-124399.
[10]	王进, 孙杰, 赵占明, 张勃, 任晓栋, 谢公南. 基于结构参数分析的姊妹孔气膜冷却性能研究[J]. 航空学报, 2021, 42(7): 124775-124775.
[11]	王茂松, 杜宇雷. 增材制造钛铝合金研究进展[J]. 航空学报, 2021, 42(7): 625263-625263.
[12]	叶林, 刘存良, 杨寓全, 黄蓉, 朱安冬. V肋对尾缘劈缝气膜冷却特性的影响[J]. 航空学报, 2021, 42(6): 124181-124181.
[13]	李左飙, 温风波, 唐晓雷, 苏良俊, 王松涛. 基于深度学习的单排孔气膜冷却性能预测[J]. 航空学报, 2021, 42(4): 524331-524331.
[14]	胡晓安, 石多奇, 杨晓光, 于慧臣. TMF本构和寿命模型:从光棒到涡轮叶片[J]. 航空学报, 2019, 40(3): 422494-422494.
[15]	陈大为, 朱惠人, 李华太, 刘海涌, 周道恩. 尾迹对涡轮动叶全表面气膜冷却效率的影响[J]. 航空学报, 2019, 40(3): 122651-122651.

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