弯扭涡轮叶片前缘复合角孔气膜冷却

doi:10.7527/S1000-6893.2023.28315

流体力学与飞行力学

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弯扭涡轮叶片前缘复合角孔气膜冷却

任明¹, 刘存良¹^,²(), 杜昆¹^,², 张丽¹^,², 朱惠人¹^,², 张博伦¹

^1.西北工业大学动力与能源学院，西安　710072
^2.西北工业大学陕西省航空动力系统热科学重点实验室，西安　710072

收稿日期:2022-11-28 修回日期:2022-12-13 接受日期:2023-02-10 出版日期:2023-09-25 发布日期:2023-02-17
通讯作者: 刘存良 E-mail:liucunliang@nwpu.edu.cn
基金资助:
国家自然科学基金(U2241268);陕西省创新能力支撑计划(2023-CX-TD-19)

Film cooling with compound angle holes in leading edge of twisted turbine blade

Ming REN¹, Cunliang LIU¹^,²(), Kun DU¹^,², Li ZHANG¹^,², Huiren ZHU¹^,², Bolun ZHANG¹

^1.School of Power and Energy，Northwestern Polytechnical University，Xi’an　710072，China
^2.Shaanxi Key Laboratory of Thermal Sciences in Aero-engine System，Northwestern Polytechnical University，Xi’an　710072，China

Received:2022-11-28 Revised:2022-12-13 Accepted:2023-02-10 Online:2023-09-25 Published:2023-02-17
Contact: Cunliang LIU E-mail:liucunliang@nwpu.edu.cn
Supported by:
National Natural Science Foundation of China(U2241268);Innovation Capability Support Program of Shaanxi Province(2023-CX-TD-19)

摘要/Abstract

摘要：

采用压力敏感漆（PSP）测量技术，试验测量了前缘区域的气膜有效度，分析了流量比和密度比对弯扭动叶前缘气膜冷却特性的影响，并通过数值模拟方法研究了多种气膜孔形和孔排布局对前缘气膜冷却特性的影响。试验结果表明，流量比对前缘区域的气膜有效度影响不明显，而密度比的增加可将气膜有效度提升30%~60%，与数值结果吻合良好。采用扩大气膜孔径或者采用扩张型气膜孔的方式可以有效提升前缘气膜有效度，可达200%以上；当前缘气膜孔带复合角度时，采用非对称的叉排布局可以避免局部过冷却和气膜抬升，有效提高该区域的气膜有效度。

关键词: 气膜有效度, 弯扭动叶, 前缘, 压力敏感漆, 密度比, 流量比

Abstract:

An experiment employing Pressure Sensitive Paint （PSP） technique is conducted and the influence of Mass Flow rate Ratio （MFR） and Density Ratio （DR） on the film cooling characteristic of the twisted turbine blade leading edge is analyzed. Numerical simulation is performed to investigate the effect of shaped holes and hole arrangement on the film cooling characteristic of the leading edge. Results show that the variation of MFR has slight effect on film cooling effectiveness of the leading edge. However， the increase of the DR can increase the spanwise average film cooling effectiveness by 30%-60%， which is in good agreement with the numerical results. The improvement of the spanwise average film cooling effectiveness is more than 200% by directly expanding the hole diameter or applying the diffused film cooling hole. The overcooling and film lifting can be avoided at the leading edge with compound angle holes using the asymmetric cross holes arrangement， significantly improving the film cooling effectiveness.

Key words: film cooling effectiveness, twisted blade, leading edge, pressure sensitive paint, density ratio, mass flow rate ratio

中图分类号:

V231.1

任明, 刘存良, 杜昆, 张丽, 朱惠人, 张博伦. 弯扭涡轮叶片前缘复合角孔气膜冷却[J]. 航空学报, 2023, 44(18): 128315.

Ming REN, Cunliang LIU, Kun DU, Li ZHANG, Huiren ZHU, Bolun ZHANG. Film cooling with compound angle holes in leading edge of twisted turbine blade[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2023, 44(18): 128315.

图/表 24

图1

图2

图3

表1

图4

图5

图6

表2

表3

表4

气膜有效度的测量不确定度

η	0.01	0.05	0.10	0.30	0.50	0.70	0.89
$∆ η η$ /%	14.11	6.24	4.36	2.38	1.73	1.36	1.12

表4

图7

图8

图9

图10

图11

图12

图13

图14

图15

图16

图17

图18

图19

图20

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主管单位：中国科学技术协会主办单位：中国航空学会北京航空航天大学

参数	数值
Re	1.2×10⁵
U_g/（m·s^-1）	24
DR	1.0，1.5，2.0
Tu/%	6
MFR/%	1.65，1.85，2.04，2.31

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弯扭涡轮叶片前缘复合角孔气膜冷却

Film cooling with compound angle holes in leading edge of twisted turbine blade

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2	1	75			30
3	1	90			30
4	1	75			30
5	1	45	8	10	45
6	1	45	10	15