涡轮叶片尾缘旋流冷却特性分析-analysis of swirl cooling characteristics of turbine blade trailing edge.docx
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涡轮叶片尾缘旋流冷却特性分析-analysis of swirl cooling characteristics of turbine blade trailing edge
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作者签名: 日 期:
南京
南京航空航天大学硕士学位论文
涡轮
涡轮叶片尾缘旋流冷却特性研究
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摘 要
随着航空燃气涡轮发动机的迅速发展,发动机热效率和推重比的不断提高,所需涡轮进口 燃气温度也不断升高。涡轮叶片之所以能够在严酷的环境下稳定工作,得益于新材料和新工艺 的发展,同时离不开高效的强化冷却技术。涡轮叶片尾缘热负荷高,且受气动性能要求,设计 结构薄,内冷空间有限。因此,涡轮叶片尾缘冷却成为叶片冷却设计的难题之一。现阶段通常 采用扰流柱或交叉肋进行强化换热,同时,基础冷却结构的优化及新型冷却结构的探索也在不 断进行中。
基于上述背景,本文主要将一种新型的冷却方式——旋流冷却应用到叶片尾缘中,分析其 冷却机理和效果。首先将叶片尾缘部分简化成等腰梯形,设计三种不同的旋流冷却结构,利用 Fluent 软件进行数值模拟,对其梯形通道内的流动换热特性进行对比,并改变旋流结构参数, 分析其对流动换热的影响规律。结果表明:旋流腔的结构和冷却气流的进流布置对旋流冷却性 能的影响很大,射流从一侧流入旋流腔的旋流结构不仅在流向截面产生涡旋,在展向截面也会 产生涡旋,从而可以有效强化通道内的对流换热;雷诺数增大、旋流腔截面积增大均有利于综 合强化换热能力的提高;旋流腔不变,要使旋流结构综合冷却性能最好,射流孔孔径和孔间距 存在一个最佳值;相对于各腔射流孔顺排,射流孔错排利于流体沿展向的对流换热和冷却效果 更为均匀,且射流孔倾角为 0°时,通道冷却效果最好。
其次,将旋流冷却结构应用于实际涡轮叶片上,在叶片尾缘设计六种不同旋向组合的旋流 结构,对叶栅通道和叶片尾缘内部流动和换热特性进行研究分析,并与常规的凸台扰流柱冷却 结构进行对比;在此基础上针对典型结构进行尾缘半劈缝处理并研究其冷却性能。结果表明: 相比凸台扰流柱结构,旋流结构能加强换热,冷却效果更好更均匀,但流阻增大,在一定冷气 进口压力下,冷气流量大为减小;其中旋流结构-C 的综合冷却效果最好;半劈缝设计可以减小 通道流阻,避免叶片压力面端部高温,但会使吸力面侧的尾端温度升高;半劈缝结构-C2 可以 改善尾缘劈缝的气膜冷却效果,叶片尾缘整体冷却效果相对最佳。
关键词:涡轮叶片,尾缘结构,旋流冷却,对流换热系数,温度分布
Abstract
With the rapid development of aero-turbine engine, the turbine inlet gas temperature is increased continuously to meet the demand of advanced engine performance, such as higher thermal efficiency and thrust-weight ratio. Benefiting from the development of new material and efficient cooling theologies, turbine blades can work steadily in the serious environment. As the trailing edge of turbine blade is exposed to high thermal load and the trailing edge structure is thin at the request of the aerodynamic performance, the cooling problem for the trailing edge of turbine blade becomes one of challenges about blade cooling design. At present, the pin-fins or cross ribs are widely used in the trailing edge of turbine blade to enhance heat transfer capacity. At the same time, the optimization of basic
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