来流湍流度及端壁效应对涡轮叶片上对流换热的影响.pdfVIP

航空动力学报990307 航空动力学报 JOURNAL OF AEROSPACE POWER 1999年 第14卷 第3期 Vol.14 No.3 1999 来流湍流度及端壁效应对涡轮叶片上对流换热的影响* 朱惠人　许都纯　郭涛　刘松龄 　　【摘要】　利用大尺寸低速开式叶栅风洞对涡轮叶片表面的对流换热进行了实验 测量，叶片高度方向布置了3个测量位置，距端壁距离分别为5 mm，30 mm及150 mm。 重点对比研究了高来流湍流度、端壁效应及来流雷诺数对涡叶片中部及根部区的过渡 起始点、过渡区长度及换热的影响。实验参数范围是：来流湍流度Tu=0.75～13.5％， 来流雷诺数Re=60000～240000。 　　主题词：湍流　叶片　对流换热　测量 　　分类号：V231.1 INFLUENCES OF MAINSTREAM TURBULENCE AND END-WALL EFFECT ON CONVECTIVE HEAT TRANSFER OF TURBINE BLADE Zhu Huiren, Xu Duchun, Guo Tao, Liu Songlin 1　前　言 file:///E|/qk/hkdlxb/hkdl99/hkdl9903/990307.htm（第 1／7 页）2010-3-22 22:44:55 航空动力学报990307 　　在现代高性能航空发动机中，由于燃气的温度越来越高，高湍流度已成为发动机 内流动的一个主要特点，特别是在燃烧室出口燃气的湍流度往往可高达10%以上，对 涡轮叶片上的流动及换热有重要影响。因此，90年代以来，这个问题已成为国际上发 ［1］ 等实验研究了高湍流度对前 动机高温部件研究领域的热门课题之一。如Mehendale ［2］ 缘区无气膜情况下传热的影响，Zhang等实验研究了高湍流度对涡轮叶片上无气膜 情况下传热的影响。结果表明，当主流湍流度从0.7%提高到17%时，涡轮叶片上前驻 点，吸力面及压力面上的对流换热可分别提高30%，250%及100%。在吸力面上，高湍 ［3］ 流度可以使流动转捩大大提前，从而改变该面上对流换热的分布情况。Zhang等实 验研究了高湍流度和非定常尾迹共同作用时对涡轮叶片上无气膜情况下传热的影响， 发现在强非定常尾迹条件下，高来流湍流度的影响趋于消失。从国际上公开发表的文 献来看，目前该领域的研究主要集中在叶片中部的二维区内。 　　本文主要是将研究区域扩展到叶片的根部，考查高湍流度对涡轮叶片高度方向上 不同区域流动及换热的影响，进一步深化对高湍流度条件下，涡轮叶片上流动及换热 规律的认识，同时为涡轮叶片设计积累相应的实验数据，也为发展相应的湍流模型及 数值模拟打下一定的基础。 2　实验装置 　　实验在低速开式叶栅风洞中进行，图1为试验段简图。试验段迎风横截面为30 cm×80 cm，其内安装了由5个导向叶片组成的叶栅，转角为68°，中间的叶片经加工 后用于测量换热系数，其余叶片主要用来为中间的叶片形成周期性边界条件。叶片弦 长C=20.5 cm，间距P=16 cm，半高L=15cm。叶栅前来流速度的可调节范围是3～23 m/ s。 file:///E|/qk/hkdlxb/hkdl99/hkdl9903/990307.htm（第 2／7 页）2010-3-22 22:44:55 航空动力学报990307 图1　低速叶栅风洞试验段简图 　　为模拟不同的来流湍流度，制成了2个湍流发生网格。一号网格由1.5 cm×1.5 cm 量表明，不安装湍流发生网格时，叶栅进口处湍流度为0.75%，安装湍流发生网格时， 可使叶栅进口处湍流度提高至13.5%。表1给出了本实验中将不同湍流发生网格放在叶 栅前不同位置时，在叶栅前缘所产生的湍流度的具体数值。 表1　实验中不同网格置于不同位置时