涡轮导叶吸力面簸箕型孔气膜冷却特性实验研究
本文关键词： 涡轮导叶 吸力面 簸箕型孔 气膜冷却 雷诺数 马赫数 凸面 出处：《推进技术》2016年06期 论文类型：期刊论文
【摘要】：为了研究涡轮导叶吸力面的气膜冷却特性,在跨声速涡轮叶栅传热风洞中,采用瞬态方法实验测量了两个位置处的单排簸箕型气膜孔的冷却效率,分析了多个气动参数对其分布规律的影响。两排簸箕型孔分别位于相对弧长6.8%和21.7%处,叶栅通道基于叶片弦长的进口雷诺数为1.7×105~5.7×105,出口等熵马赫数为0.81~1.01,吹风比为0.6~2.1,涵盖了涡轮导叶典型工作状态。结果表明:对于簸箕型气膜孔,设计雷诺数条件下最佳吹风比在0.9~1.2附近,靠近前缘的孔排2的贴附性要好于孔排1;主流马赫数对孔后冷却效率的影响可以忽略,而低雷诺数下的冷却效率低于中高雷诺数工况;簸箕型气膜孔的冷却效率高于圆柱型孔,在BR1.5的中高吹风比时表现更明显;低吹风比时,凸面的冷却效率高于平板,尤其是s/d20距离内,而在高吹风比时,射流动量增加促进了气膜脱离凸面,从而降低了冷却效率。
[Abstract]:In order to study the film cooling characteristics of suction surface of turbine guide blade, the cooling efficiency of single row dustpan film hole at two locations was measured by transient method in transonic turbine cascade heat transfer wind tunnel. The influence of several aerodynamic parameters on its distribution is analyzed. The two rows of dustpan holes are located at the relative arc length of 6.8% and 21.7% respectively. The inlet Reynolds number of cascade channel based on blade chord length is 1.7 脳 10 ~ 5 ~ (5) 脳 10 ~ (5) 脳 10 ~ (5), the exit Isentropic Mach number is 0.81 ~ 1.01, and the blowing ratio is 0.6 ~ (2.1). The results show that the optimum blowing ratio for dustpan film hole is around 0.9 ~ 1.2 under the condition of design Reynolds number. The adhesion of pore row 2 near the front edge is better than that of pore row 1; The influence of Mach number on cooling efficiency can be neglected, but the cooling efficiency at low Reynolds number is lower than that at medium and high Reynolds number. The cooling efficiency of the dustpan film hole is higher than that of the cylindrical hole, and it is more obvious when the blowing ratio of BR1.5 is medium to high. At low blowing ratio, the cooling efficiency of the convex surface is higher than that of the flat plate, especially within s / d 20 distance, but at the high blowing ratio, the increase of the ejection momentum promotes the film to escape from the convex surface, thus reducing the cooling efficiency.
【作者单位】： 西北工业大学动力与能源学院;中航商用航空发动机有限责任公司;
【分类号】：V231.1
【正文快照】： 1引言提高涡轮前温度是提高现代航空发动机循环效率和推力的有效手段。但是随着涡轮前温度的升高,其已远远超过了涡轮叶片材料所能承受的耐温极限。为保证高温涡轮正常工作,必须采用有效的内部和外部强化换热与冷却手段。内部冷却包括扰流柱/肋,冲击冷却,凹槽,凹坑结构等;外部
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，本文编号：1474672
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