基于数值模拟的气膜孔冷却效率经验公式的修正
《非定常气膜冷却的实验与数值研究》范文
《非定常气膜冷却的实验与数值研究》篇一一、引言随着航空工业的飞速发展，气膜冷却技术已成为提高涡轮发动机叶片热防护能力的关键技术之一。
非定常气膜冷却作为一种先进的冷却方式，在面对高强度热流时表现出了卓越的冷却效果。
本文旨在通过实验与数值模拟的方法，深入研究非定常气膜冷却的机理，并探讨其在实际应用中的效果。
二、实验方法与装置本实验采用先进的涡轮叶片模型，通过改变冷却气流的供应方式和速度，模拟非定常气膜冷却的过程。
实验装置包括高压气源、流量计、涡轮叶片模型、温度传感器和高速摄像系统等。
实验过程中，我们详细记录了不同工况下冷却气流的流动情况以及叶片表面的温度变化。
三、数值模拟方法在数值模拟方面，我们采用了计算流体动力学（CFD）方法，通过建立三维非定常流动模型，对非定常气膜冷却过程进行仿真。
我们采用了湍流模型、多相流模型以及壁面传热模型等，确保模拟结果的准确性和可靠性。
四、实验与数值研究结果1. 流动特性分析通过实验和数值模拟，我们发现非定常气膜冷却的流动特性受到多种因素的影响，包括冷却气流的速度、方向以及主流的湍流强度等。
在一定的工况下，冷却气流会在叶片表面形成一层稳定的气膜，有效隔离了高温主流与叶片表面的直接接触。
同时，非定常效应使得气膜的形态和分布不断发生变化，增强了冷却效果。
2. 传热特性分析在传热特性方面，我们发现非定常气膜冷却能够有效降低叶片表面的温度。
特别是在高温区域，非定常气膜冷却表现出了显著的优势。
通过实验和数值模拟，我们详细分析了叶片表面温度的分布情况以及温度随时间的变化规律。
3. 实验与数值对比分析我们将实验结果与数值模拟结果进行了对比分析。
总体来说，两者在流动特性和传热特性方面表现出了一致的趋势。
然而，在细节上，由于实验中存在的各种不确定性因素，如测量误差、边界层效应等，实验结果与数值结果存在一定的差异。
但总体上，数值模拟结果为实验提供了有力的支持，为进一步研究提供了重要的参考。
某高压涡轮第一级导叶传热设计计算
某高压涡轮第一级导叶传热设计计算韩俊;温风波;王松涛;洪博文【摘要】为进一步提升燃气轮机涡轮效率,优化冷却结构设计,以某高压涡轮第一级导叶为研究对象,基于数值模拟方法自编Matlab传热程序,结合CFX叶片三维温度场导热进行计算,包括基于管网计算的方案设计和三维传热计算.针对该叶片的特点重新设计了冷却结构.结果表明:叶片局部出现约1 700K高温区,但尾缘扰流冷却结构增强了换热系数,叶片平均温度较低,约1300 K.从该导叶的设计过程及计算结果可看出,所使用的冷却结构设计平台可高效完成冷却结构方案设计及三维温度分布验证计算.【期刊名称】《哈尔滨工业大学学报》【年(卷),期】2013(045)009【总页数】5页(P42-46)【关键词】涡轮;导叶;温度;冷却结构;传热计算【作者】韩俊;温风波;王松涛;洪博文【作者单位】哈尔滨工业大学发动机气体动力研究中心,150001哈尔滨;哈尔滨工业大学发动机气体动力研究中心,150001哈尔滨;哈尔滨工业大学发动机气体动力研究中心,150001哈尔滨;哈尔滨工业大学发动机气体动力研究中心,150001哈尔滨【正文语种】中文【中图分类】TK14随着燃气轮机燃气温度的不断提升，涡轮进口温度逐渐超过涡轮叶片材料所能够承受的工作温度.涡轮叶片冷却技术［1－7］是提高涡轮前温度，从而提高发动机性能的主要手段之一.涡轮转子叶片在高温燃气包围下，承受高速旋转时自身的离心力、气体力、热应力以及振动负荷，设计过程涉及气动、传热、结构、强度、振动等多个学科，是典型的多学科设计问题［8－9］.如何在复杂条件下，对涡轮叶片的传热性能进行设计［10-15］，是当前的重要研究课题.涡轮叶片冷却结构设计的一般思路为:1)初步设计;2)结构设计;3)热分析设计;4)结构调整［16］.文献［17-19］阐述了涡轮动叶冷却结构设计中的参数化设计、管网计算和气热耦合计算，认为设计叶片的冷却结构要从方案设计和详细设计两方面考虑，参数化研究设计理论能够快速设计冷却结构，基于相关热分析模型提供计算条件.文献［17］还通过自编程序完成了冷却工质通道结构、气膜喷射孔结构、扰流肋片结构的设计.提出“单元设计法”以快速生成管网计算模型，并向三维建模软件传递几何特征数据和流场信息，为三维建模及三维气热耦合计算提供条件.文献［18］介绍了管网模型建立方法，讨论了近似、假设、边界条件的给定方式，建立了控制方程，说明了管网求解程序的思路和数值方法，介绍了基于管网计算的冷却结构方案设计流程，对4个冷却结构初步设计方案的管网计算结果进行了分析.文献［19－21］借助参数化方法建立三维气热耦合数值模拟的计算域实体模型，流体域网格采用自编结构化网格生成程序生成，并在换热壁面上根据湍流模型的要求进行加密;将管网计算结果与三维数值模拟结果进行对比发现，气热耦合计算方法能够捕捉更多流动换热现象，计算结果相对可信，且开发的气热耦合平台能大量缩短三维气热耦合计算周期.本文基于文献［16-18］提出的设计思路对某高压涡轮第一级导叶进行传热分析和重新设计.1 叶片传热设计流程叶片传热设计流程见图1，自编的Matlab传热设计程序从气动计算获取气动场和初步温度场，以便进行叶片外换热计算.将自编程序和CFX叶片三维温度场导热计算结合起来形成气冷涡轮冷却结构参数化设计以及管网、三维温度计算的设计循环，可快速完成叶片冷却结构的设计、验证和修正设计.图1 叶片传热设计流程1.1 叶片外换热计算湍流模型的选取气冷涡轮气动计算采用标准k-ε模型，而标准k-ε模型进行叶片换热计算会存在较大误差.高雷诺数k-ε湍流模型和低雷诺数k-ω湍流模型都是基于全湍流的假设，不能准确模拟边界层的转捩流动.要准确模拟边界层转捩的流动必须选用合适的转捩模型，大量研究表明，采用k-ω SST模型，并采用γ-Reθ转捩模型会得到较准确的叶片表面换热计算结果.由于k-ω SST模型的计算资源消耗大，计算稳定性也不如标准k-ε模型，因此在外换热计算中，根据气动计算得到的各列叶栅进出口参数分布分别进行单列叶栅的外换热计算.进行单列叶栅外换热计算时叶片与端壁不添加冷气喷出边界，并且第一层网格厚度要足够小，以保证SST模型的计算要求.1.2 管网计算基于一维流动与换热模型的管网计算方法依赖于不同冷却结构的流动换热实验关联式，属于一种经验计算方法.管网计算具有计算资源消耗少、速度快、人工工作量小等优点.管网计算所采用的连续性方程、动量方程与能量方程需要若干已知量才能求解，每个流管都需要给出十几个乃至二十几个参数.单元设计法支持自动生成管网计算模型.设计方法中叶单元与管网中流管节流单元一一对应，形成管网的骨架结构，还可以得到流管表面的坐标点矩阵.管网的拓扑结构表明流管之间的连接关系，从而确定流管基本几何特征.在CFD计算结果的输出文件上可以得到外部参数.管网计算模型是含有多未知量、多阶次、不连续的非线性方程组，可以分为两部分求解:1)压力平衡计算，将节流单元动量方程组和节点连续性方程组同时求解;2)温度平衡计算，将节流单元能量方程和节点能量方程同时求解.这两部分计算可以交替进行至收敛.如果涡轮叶片采用气膜冷却结构，则在整个管网计算模型中就需要考虑气膜冷却的实际效果.每一次温度平衡计算结束，都要针对气膜冷却的效果进行修正，从而给出小孔出口流量和压力，结合气膜冷却实验相关表达式，得到节流单元对应的叶片表面进行气膜冷却后的温度场和换热系数分布，完成管网计算. 1.3 叶片三维温度场导热计算管网计算能得到叶片内部冷气通道表面的冷气温度与换热系数分布.在有气膜冷却时，采用气膜修正计算程序能够得到考虑冷气掺混后的燃气温度与换热系数分布.由于采用了参数化设计方法，叶片冷气通道计算网格能够快速生成.以叶片内外第三类边界(温度与换热系数)换热数据和光滑通道计算网格为基础，即可进行气冷叶片的三维温度场计算，得到叶片的三维温度分布.2 涡轮第一级导叶冷却结构设计第一级导叶的冷气来源于压气机出口，冷气从压气机出口到涡轮冷气腔入口的总压降低约2%，冷气马赫数较低，冷气通道入口压力为3.2 MPa.第一级导叶采用三腔设计，径向等壁厚，弦向变壁厚.前腔与中腔布置了冲击衬套，后腔布置了圆柱扰流柱，中腔与后腔之间隔板上布置了一定数量节流孔以控制腔室压力，并形成冲击射流强化换热效果.叶片表面布置了多列气膜冷却孔，孔径0.4 mm或0.5 mm不等，采用了复合角度设计，其中吸力侧的两列孔采用了扩张变截面设计.进气边的冷气从叶根进入冲击衬套，冲击叶片内表面后经由大部分气膜冷却孔流出;出气边的冷气从叶顶进入冲击衬套，冲击叶片内表面后，一部分经由两列压力侧气膜冷却孔流出，另一部分流经隔板节流孔进入后腔，其中一部分由吸力侧尾缘附近的变截面气膜孔对尾缘局部高温区进行冷却，另一部分流经尾缘圆柱扰流柱冷却尾缘内部，如图2.图2 第一级导叶冷却结构设计的导叶用于新一代民航发动机，涡轮前温度较高，设计要求比较严格，总体来说其冷却结构设计有以下几个特点:1)采用了大冷气量设计，叶片表面多数区域能够被气膜覆盖，叶片冷却效率较高，气膜冷却对叶片降温的贡献明显大于内部冷却;2)三腔设计与中后腔节流孔设计能够控制冷却结构压力与流量分配，在保证气膜冷气顺利流出的前提下，避免了局部气膜冷气量过大;3)大冲击孔直径、小气膜孔直径的设计使得气膜冷却孔压降分配较大，保证了足够的排气裕度，冲击冷却孔直径与间距进行了反复调整，既保证了较好的冲击冷却效果，又控制了冷气流量与压力;4)叶片尾缘吸力侧存在高换热区域，热负荷较大，虽然可能导致气动效率下降，在这里采用局部气膜冷却是必要的，为了改善冷却效果，这里采用了小入射角度的簸箕型扩张气膜冷却孔.3 冷却结构设计计算结果通过管网计算给出了该导叶如图3所示的管网冷气流量与冷气压力分配.该管网计算考虑了气膜冷却孔影响，根据经验公式进行了气膜冷却修正，从图可以看出冷气流量的详细分配，以及冷气压力在管网流动中的变化情况，以便对管网流动是否顺畅及气膜冷气能否顺利流出进行初步评估.图3 第一级导叶冷却结构管网计算图4给出了该导叶气膜修正计算得到的燃气温度与换热系数分布.从图中可以看出，叶片吸力面和压力面近前缘部分冷却效率较高，且气膜覆盖率较好，吸力面后侧可能出现局部高温约1 700 K，接近尾缘区域时，由于尾缘扰流冷却结构的设置，使得换热系数得到很大加强，温度较低且分布均匀约1 300 K.图4 第一级导叶冷却结构气膜修正计算图5给出了该导叶三维导热计算得到的根、中、顶3个截面温度分布云图，图6给出了该导叶外表面压力侧与吸力侧温度分布云图.由温度分析可见，除了吸力侧尾缘存在较大的高温区，叶片绝大部分区域的温度能够满足设计要求，这与方案设计中管网计算结果吻合.出现这一现象的原因较为复杂，一方面由于SST模型可能会略高估计这一区域的局部换热，另外在三维导热计算中没要考虑到内部圆柱扰流柱的增大换热面积效应，也不能衡量扩张型气膜孔的冷却效果改善，导致叶片温度计算值偏高;从保证气动效率的角度来看，叶片吸力侧近尾缘不宜安排过量冷气，但是这一区域确实是容易烧蚀的区域，在后续详细设计中应重点分析与设计此处冷却结构，深入研究扩张型冷气孔的冷却效果.此外需从冷气与主流一体化设计的角度出发，进行冷却孔布局优化设计，期望可以在保证气动效率的基础上适当增加冷气量.图5 导叶沿叶高截面温度分布图6 导叶温度分布云图4 结论1)叶片吸力面和压力面近前缘部分冷却效率较高，且气膜覆盖率较好，吸力面后侧可能出现局部高温约1 700 K，接近尾缘区域时由于尾缘扰流冷却结构的设置，使得换热系数得到很大加强，温度较低且分布均匀约1 300 K.2)叶片绝大部分区域的温度能够满足设计要求，与管网计算结果吻合.本文所使用的冷却结构设计平台可高效完成冷却结构方案设计及三维温度分布验证计算.3)叶片三维导热计算中没有考虑扰流冷却结构与冲击冷却结构的强化换热效应、叶片表面热障涂层的隔热效应(热障涂层能使叶片降温50～100 K，且外换热越强烈降温幅度越大)和热辐射，这些因素会导致叶片温度场计算值大于实际值.参考文献［1］陈伟，阚瑞，任静，等.涡轮叶片内部冷却通道传热和压力分布特性的实验［J］.航空动力学报，2010，25(12):2779－2786.［2］曹玉璋，陶智，徐国强.航空发动机传热学［M］.北京:北京航空航天大学出版社，2005:15－21.［3］韩俊，王松涛，王仲奇.涡轮气冷技术研究进展［J］.节能技术，2012，30(1):29 －33.［4］SARGISON J E，GUO S M，OLDFIELD M L，et al.A converging slot-hole film-cooling geometry，part 1:Lowspeed flat-plate heat transfer and loss［J］.ASME Journal of Turbomachinery，2002，124(1):453 －460. ［5］LUCA C，TONY A.Experimental investigation of the aerothermalperformance ofa high blockage ribroughened cooling channel ［J］. ASME Journal Turbomachinery，2005，127(1):580 －588.［6］OSTANEK J K，PRAISA J，VAN SUETENDAEL A，et al.Establishing a methodology for resolving convective heat transfer from complex geometries［J］.ASME Journal Turbomachinery，2010，132(1):810 －815. ［7］张庆，孟光.涡轮叶片冷却数值模拟进展［J］.燃气轮机技术，2004，17(4):23 －28.［8］杨俊杰，王荣桥，樊江，等.涡轮叶片的气动－热－结构多学科设计优化研究［J］.航空动力学报，2010，25(3):617－622.［9］葛宁.涡轮非定常流数值计算方法研究［J］.航空动力学报，2009，24(5):1066 -1070.［10］LIU Y H，HUH M，RHEE D H，et al.Heat transfer in leading edge，triangular shaped cooling channels with angled ribs under high rotation numbers［J］.ASME Journal Turbomachinery，2009，131(1):681 －685. ［11］郭军刚，胡丽国，王春侠，等.流固耦合在涡轮叶片瞬态传热仿真中的应用［J］.机械科学与技术，2010，29(4):455－460.［12］SCHULER M，ZEHNDER F，WEIGAND B，et al.The effect of turning vanes on pressure loss and heat transfer of a ribbed rectangular two-pass internal cooling channel［J］.ASME J Turbomachinery，2011，133(1):891－897.［13］董平.航空发动机气冷涡轮叶片的气热耦合数值模拟研究［D］.哈尔滨:哈尔滨工业大学，2009:15-18.［14］陈凯.燃气涡轮冷却结构设计与气热弹多场耦合的数值研究［D］.哈尔滨:哈尔滨工业大学，2010:16-19.［15］向安定，罗小强，朱惠人，等.涡轮叶片表面气膜冷却的传热实验研究［J］.航空动力学报，2002，17(5):577－581.［16］王华阁.航空发动机设计手册(第16分册).空气系统及传热分析［M］.北京:航空工业出版社，2001.［17］迟重然，温风波，王松涛，等.涡轮动叶冷却结构设计方法III:气热耦合设计计算［J］.工程热物理学报，2011，32(9):1485-1488.［18］迟重然，温风波，王松涛，等.涡轮动叶冷却结构设计方法II:管网计算［J］.工程热物理学报，2011，32(6):933－936.［19］迟重然，王松涛，温风波，等.涡轮动叶冷却结构设计方法I:参数化设计［J］.工程热物理学报，2011，32(4):581－584.［20］MAZUR Z，HERNANDEZ-ROSSETTE A，GARCIAILLESCAS R.Analysis of conjugate heat transfer of a gas turbine first stage nozzle［C］//ASME Turbo Exo.Reno-Tahoe，NV，United States:ASME，2005:1 －8.［21］TAKAHASHI T，WATANABE K，SAKAI T.Conjugate heat transfer analysis of a rotor blade with rib-roughened internal cooling passages［C］//Turbo Expo.Reno-Tahoe，NV，United States:ASME，2005:275－284.。
孔型对平板气膜冷却效率影响的数值模拟
Ａｂ ｓ ｔ ｒ ａ ｃ ｔ ： Ｉ ｎ ｏ ｒ ｄ ｅ ｒ ｔ ｏ ｓ ｔ ｕ ｄ ｙ ｔ ｈ ｅ ｅ ｆ ｆ ｅ ｃ ｔ ｓ ｏ ｆ ｈ ｏ ｌ ｅ ｐ ａ ｔ ｔ ｅ ｒ ｎ ｓ ｏ ｎ ａ ｂ ｓ ｏ ｌ ｕ ｔ ｅ ｃ ｏ ｏ ｌ ｉ ｎ ｇ ｅ ｆ ｆ ｉ ｃ ｉ ｅ ｎ ｃ ｙ ｏ ｆ ｆ ｌ ａ ｔ ｇ ａ ｓ ｆ ｉ ｌ ｍ， ｔ ｈ ｅ ｆ ｉ － ｎ ｉ ｔ ｅ ｖ ｏ ｌ ｕ ｍｅ ｍｅ ｔ ｈ ｏ ｄ ｗａ ｓ ａ ｄ ｏ ｐ ｔ ｅ ｄ ｔ ｏ ｄ ｉ ｓ ｃ ｒ ｅ ｔ ｉ ｚ ｅ ｔ ｈ ｅ ｃ ｏ ｎ ｔ ｒ ｏ １ ｅ ｑ ｕ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ ｓ ， ｏ ｎ ｔ ｈ ｅ ｂ ａ ｓ ｉ ｓ ｏ ｆ Ｓ Ｓ Ｔ ｋ － ｔ ｕ ｒ ｂ ｕ ｌ ｅ ｎ ｃ ｅ
（ 东北电 力大 学能 源与动 力工程 学 院 ， 吉林 吉林 ［ 摘 １ ３ ２ ０ １ ２ ）
要］ 为 了研 究孔 型对 平板 气膜冷 却绝 热效 率（ 冷却效 率） 的影响 ， 基于 Ｓ Ｓ Ｔ肛∞紊 流模型及 Ｓ ｉ ｍｐ ｌ ｅ
算法 ， 采用有 限体 积法 对控制 方程 进 行 离散 。对 不 开槽 姊 妹 孔 （ １个 主孔 和 ２个 次孔 ） 、 开槽
ｃ ｏ ｏ ｌ ｉ ｎ ｇ ｅ ｆ ｆ ｉ ｃ ｉ ｅ ｎ ｃ ｙ ｏ ｆ ｔ ｈ ｅ ａ ｂ ｏ ｖ ｅ ｔ ｈ ｒ ｅ ｅ ｈ ｏ ｌ ｅ ｓ ｄ ｅ ｃ ｒ ｅ ａ ｓ ｅ ｓ ． Ｔｈ ｅ ａ ｖ ｅ ｒ ａ ｇ ｅ ｃ ｏ ｏ ｌ ｉ ｎ ｇ ｅ ｆ ｆ ｉ ｃ ｉ ｅ ｎ ｃ ｙ ａ ｎ ｄ ｃ ｏ ｖ ｅ ｒ ａ ｇ ｅ ａ ｒ ｅ ａ ｏ ｆ ｔ ｈ ｅ ｇ ｒ ｏ ｏ ｖ ｅ ｓ ｉ ｓ ｔ ｅ ｒ ｈ ｏ ｌ ｅ ｉ ｓ ｔ ｈ ｅ ｏ ｐ ｔ ｉ ｍｕ ｍ ａ ｔ ｌ ｏ ｗ ｂ ｌ ｏ ｗｉ ｎ ｇ ｒ ａ ｔ ｉ ｏ（ Ｍ一０ ． ５ ） ， ｗｈ ｉ ｌ ｅ ｔ ｈ ａ ｔ ｏ ｆ ｔ ｈ ｅ ｇ ｒ ｏ ｏ ｖ ｅ ｃ ｙ ｌ ｉ ｎ ｄ ｒ ｉ ｃ ａ ｌ ｈ ｏ ｌ ｅ ｉ Ｓ ｔ ｈ ｅ ｂ ｅ ｓ ｔ ａ ｔ ｈ ｉ ｇ ｈ ｂ ｌ ｏ ｗｉ ｎ ｇ ｒ ａ ｔ ｉ ｏ（ Ｍ 一２ ． ０ ） ．
《非定常气膜冷却的实验与数值研究》范文
《非定常气膜冷却的实验与数值研究》篇一一、引言随着航空工业的飞速发展，气膜冷却技术因其出色的热防护效果在航空发动机中得到了广泛应用。
非定常气膜冷却作为一种新型的冷却技术，其通过非定常的流动特性来增强冷却效果，具有很高的研究价值。
本文将通过实验与数值研究相结合的方式，对非定常气膜冷却的特性和规律进行深入研究。
二、文献综述气膜冷却技术是近几十年来航空领域研究的热点。
在以往的研究中，学者们主要关注了定常气膜冷却的流动和传热特性，而关于非定常气膜冷却的研究相对较少。
然而，非定常气膜冷却因其独特的流动特性和良好的冷却效果，在航空发动机中具有广阔的应用前景。
本文将对近年来非定常气膜冷却的研究成果进行综述，以期为本文的实验和数值研究提供理论基础。
三、实验研究3.1 实验装置与方法为了对非定常气膜冷却进行实验研究，本文搭建了一套高精度的实验装置。
该装置主要包括气源系统、供气系统、实验段和测量系统等部分。
实验中，我们采用了高速摄像机、压力传感器和热电偶等设备对非定常气膜冷却的流动特性和传热特性进行测量和分析。
3.2 实验结果与分析通过实验，我们得到了非定常气膜冷却在不同条件下的流动特性和传热特性。
实验结果表明，非定常气膜冷却在一定的条件下可以显著提高冷却效果。
同时，我们还发现非定常气膜冷却的流动特性与定常气膜冷却存在明显的差异，这主要是由于非定常气膜冷却中的涡旋结构和流线分布不同所导致的。
四、数值研究为了进一步探究非定常气膜冷却的流动特性和传热特性，本文还进行了数值研究。
我们采用了计算流体动力学（CFD）软件对非定常气膜冷却进行了数值模拟。
通过对比实验结果和数值结果，我们发现数值模拟可以较好地反映非定常气膜冷却的流动特性和传热特性。
五、结论与展望本文通过实验与数值研究相结合的方式，对非定常气膜冷却的特性和规律进行了深入研究。
实验结果表明，非定常气膜冷却在一定的条件下可以显著提高冷却效果。
同时，我们还发现非定常气膜冷却的流动特性与定常气膜冷却存在明显的差异。
动量比对气膜冷却效率影响的数值模拟
西 北 工 业 大 学 学 报
Ｊ ｕｎ ｌｏ ｒ ｗ ｓ ｒ ｏｙｅ ｈ ｌａ ｉｅｓｔ ｏ ｒ ａ ｆＮｏｔ ｅ ｔｎ Ｐ ｌｔｃ ｎｃ ｌ ｈ ｅ Ｕｎｖ ｒｉ ｙ
Ｄｅ ． ｃ
２ １ ００
第２ ８卷第 ６期
Ｖ １ ２ Ｎ ． ｏ． ８ ｏ ６
动量 比对 气 膜 冷 却 效 率 影 响 的数 值 模 拟
西
北
工 业
大
学
学
报
第 ２ 卷 ８
图 １ 计算模 ｂ － ａｚ ｅ ８湍流模型加增强壁面函 数， 前人研究结果表明， 该模型在计算圆柱形孔的气 膜流动 和换热 时 的效 果是 非 常好 的 Ｊ故 采用 ｒ— ， ｅ ａｚｂ ８ ｌａｌ ｋ 模型 。模型网格采用非结构化网格 ， ｉ ｅ－ 在
重点考察的区域 ， 如气膜孔内、 主流腔中靠近气膜孔
出口所在的区域 ， 根据所选用湍流模 型的特点都进 行 了局部的加密 ， 网格划分见 图 ２ 其 中气膜孑 内的 ， Ｌ 网格数超过 了 ２０Ｘ１ 网格 总数 大于 ５５Ｘ１ ． ， ０ ． ， ０ 气膜 孔 出 口所 在平 面 的 Ｙ 小 于 １满 足增 强 壁面 都 ，
本研究采用数值模拟的方法研究不 同动量比下叶片
，：
ｐⅡ
（） ２
式 中 ， 。为 二 次 流 密 度 ，ｇｍ。 为 二 次 流速 度 ， Ｐ ｋ／ ；
ｍｓ ／； ｐ为主流密度 ，ｇ ｍ ； ｋ／ ３ 为主流速度 ，／ 。 ｍｓ
１ 计 算模 型
如图１ 所示 ， 主流空气 由人 口进入 ， 流过叶片表 面后经出 口流出， 二次流由后腔进入 ， 均匀分配流量
许卫 疆 ， 惠人 ，李广超 朱
不同孔型对气膜冷却效果影响的数值模拟
发现 ， 此孔型也能得 到 良好的冷却效 果 。为 了明确 上 述孔型 的实 际应 用前 景 ， 本 文 以圆柱孑 Ｌ 型、 收缩一 扩散 孔型与反 涡孔孔 型为研究对象 ， 对 三种孔 型的单孔 平
板气膜冷却情况予以数值模拟 ， 了解并对 比 ３ 种冷却 孔下游的流动和传热特性 。
收稿 日期 ：２ ０ １ ２ １ ０ －２ ４
１ 数 值 模 拟 方 法
１ ． １ 计算 模型
着高压比和高涡轮入 口 温度的方向发展 ， 导致涡轮部 件 的热载 荷不断增加 。为确保 燃气轮 机正常运 行 ， 高 效冷却技术的应用显得极其迫切。气膜冷却技术是 目前燃气 机涡轮 部件 上广 泛采 用 的有效 冷却 保 护技
术， 准确 预估气膜冷却效果对 涡轮 叶片等 的设计 具有 重要 意义［ 】 ］ 。孔型是影 响冷却 效果 的主要 因素之一 。 早期 ， 较 多 的研究集 中在 圆孔型气膜冷 却喷孔下 游 流
作者简介 ： 张 晓东 （ １ ９ ８ ６ ） ， 男， 浙江海宁人 ， 硕士研究生 ， 主要从事汽车制造技 术的研究 。 通信作者 ：董若凌 ， 电子邮箱 ： ｄ ｏ ｎ ｇ ｒ ｕ ｏ ｌ ｉ ｎ ｇ ＠ｚ ｓ ｔ ｕ ． ｅ ｄ ｕ ． ｃ ｎ
第 ３期
张晓东等： 不同孑 Ｌ 型对气膜冷却效果影响的数值模拟
摘 要 ：为 了解气膜冷却技术 中孔型作用的影响 ， 采 用数值模拟方法 ， 在主流速度 ２ ０ ｍ／ ｓ ， 湍流度 ６ ， 主、 射流
温分别为 ３ ３ ３ Ｋ和 ２ ９ ３ Ｋ 的条件 下， 考察无 复合 角、 流向角为 ３ ５ 。 时的圆柱孔 、 收缩一 扩散 孔和反 涡孔进行平板 气膜冷
却 的 冷 却 效 果 。其 中 ， 圆孔 孔 径 １ ２ ． ７ ｔ ｒ ｉ ｍ， 长径比 ３ ． ５ ， 与 集 气 室连 接 面形 式 同 于其 余 孔 型 。模 拟 过 程 中 ， 湍流 Ｒ ｅ ａ ｌ —
燃气轮机透平叶片气膜冷却数值模拟
燃气轮机透平叶片气膜冷却数值模拟沈菁菁【摘要】透平叶片的冷却技术是提高燃气轮机效率的关键,其中气膜冷却是非常重要的一种冷却方式.参考某型燃气轮机第一级动静叶片的几何尺寸进行建模,采用数值模拟的方法对气膜冷却进行了分析研究,主要研究了叶片前缘的气膜冷却.分析比较了多种参数对气膜冷却效果的影响,即不同吹风比、密度比、自由流湍流度和射流角度的影响.结果显示:吹风比过大或过小,冷却效果都不好;高密度的射流比低密度的射流更容易保持在表面处;低湍流度比高湍流度时气膜冷却有效度更佳;适当调整射流角度能改善冷却效果.【期刊名称】《发电设备》【年(卷),期】2015(029)001【总页数】5页(P11-14,23)【关键词】叶片;气膜冷却;数值模拟;影响因素;吹风比;冷却效率【作者】沈菁菁【作者单位】上海发电设备成套设计研究院,上海200240【正文语种】中文【中图分类】TK474.4燃气轮机（简称燃机）在航空推进器、陆用发电及各种工业动力中有着重要的应用。
燃机发展的重要标志是透平入口温度（TIT）的提高和压气机压比的增加［1］，其中提高透平进口温度能提高燃机循环效率和比功，提高机组单位体积的输出功率及降低耗油率等。
而随着透平进口温度的提高就必须采取更为有效的冷却方式来降低燃气透平叶片等高温部件的温度，以保证机组安全运行，提高叶片的使用寿命［2］。
在叶片冷却系统中，气膜冷却占有重要的地位，能对叶片表面形成有效的防护。
在实际燃机工作中，透平叶片一直处于高温、高压、高负荷的运行状态中，这使得研究叶片冷却技术的实验十分困难，而且研究成本较高［3］。
近年来，数值模型为数值流动和传热研究开创了新途径，数值模拟预测能提供用实验方法难以测得的详细内容。
在现有的透平叶片冷却结构的基础上，利用计算机进行流场建模及分析，不但能降低成本，而且方便修改，易于造型。
为了避免理论分析与实际结果的差异，确保叶片的安全运行，在数值模拟研究的基础上，选取最佳方案进行物理实验，能大大提高研究效率，降低试验的投入，对透平叶片气膜冷却进行数值模拟具有非常重要的意义。
基于孔径变化的气膜冷却孔的优化设计
热传导的影响。然而 ，很少有人从优化设计 的角
度对 气膜 冷却进 行研究 。
却进行 了大量 的实验和数值研究 。许 多研究者都
基金项 目：国家 “ ７ ” 计划资助项 目（０ ７ Ｂ ０ ７ １３ ９３ ２０ Ｃ ７ ７０ ０ ） 收稿 日期 ： ０ ８ ０ － ６ ２ ０ － ５ ０ ；修订 日期 ：２０ － ７ ０ ０８ ０－９
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第２ ８卷 第 ４期
２０ ０ ８盔
飞
机
设
计
Ｖｏ ． ８ ＮＯ ４ １２ ． Ａｇ ｕ ２０ ０８
８月
ＡＩ ＲＣＲＡ Ｔ Ｆ ＤＥＳ ＧＮ Ｉ
文 章 编 号 ：１７ － ５ ９ ２０ ） ４ ０ ５ — ６ ３ ４ ９ （ ０８ ０ — ０ ３ ０ ４
本文从对气膜 冷却孔 的优化设 计角度 出发 ，
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第２ ８卷
通过 对气 膜 冷 却 的数 值 模 拟 ，得 到 了 流量 、气 膜
式中：左边为对流项 ；右边为扩散项与源项 ；其
中 为待求 变量 ，ｒ为变 量 的扩 散 系数 ，源 项 Ｓ包含 了除 西 以外其 他 变量梯 度产 生 的扩散 。 计算 选用 ＳａａｔＡｌａａ 一 方程 ” 湍 流模 ｐｌ — ｌ ｒｓ“ ｒ ｍ
模 拟 ，并对 结果进行了数值分析 ，得到了 比流量 、气膜冷却 效率随孔 径变化 的函数 ，最后 以此对 气膜冷 却孔 进行 了优化设计 ，从而对气膜冷却孔的设计提供了新 的思 路 ，为工程设计提供 了有价值的参考 。 关键词 ：气膜冷却 ；孔径 ；数值模拟 ；优化设计
中图分类号 ：Ｕ ６ ．３ ． ４４３１ ３ 文献标识码 ：Ａ
网格 、差分 格式 和湍 流模 型等分 别研究 了喷射 角 、
基于sstk-ω的超声速气膜冷却湍流模型温度修正
15
能量紧密耦合,机理十分复杂。 目前超声速气膜 冷却可压缩效应尚未完全清楚,温度梯度和速度 梯度耦合作用下的剪切层混合传热规律有待进一 步阐明。
随着计算流体力学 ( Computational Fluid Dynamics,CFD) 的发展,CFD 模拟成为研究超声速 气膜冷却的重要手段。 在超声速气膜冷却数值模 拟中,从不可压缩流动发展而来的湍流模型是最 具不确定性因素的,在预测高速流动时可压缩性 不可忽略,需要对模型进行可压缩修正。 多年以 来,以 Sarkar[1-2] 和 Henze[3] 为代表的研究者以标 准 k-ε 模型为基础进行了大量修正工作。 现有湍 流模型已包含自由剪切层可压缩耗散的修正项, 但并未将温度变化对剪切层增长速率的影响考虑 在内,导致超声速气膜冷却可压缩流动传热预测 结果不理想[4-6] 。
第 26 卷 第 1 期
载 人 航 天
Vol.26 No.1
2020 年 2 月
Manned Spaceflight
Feb. 2020
·基础研究·
基于 SST k-ω 的超声速气膜冷却湍流模型温度修正
李子亮,于 洋,刘登丰
( 北京航天动力研究所,北京 100076)
Temperature Modification of Supersonic Film Cooling Turbulence Model Based on SST k-ω
LI Ziliang, YU Yang, LIU Dengfeng
( Beijing Aerospace Propulsion Institute, Beijing 100076, China)
收稿日期:2019-06-13;修回日期:2019-11-26 基金项目:载人航天预先研究博士,工程师,研究方向为液体火箭发动机热过程仿真。 E-mail:liziliang310@
燃气轮机气膜冷却孔的数值模拟及优化设计研究的开题报告
燃气轮机气膜冷却孔的数值模拟及优化设计研究的开题报告一、研究背景和意义燃气轮机作为现代化工业、交通运输和发电等领域中重要的动力装置，而其高温工作环境的存在限制了其效率和寿命。
为了保证燃气轮机的长期稳定运行，提高其效率和寿命，需要对其进行优化设计和改进。
气膜冷却技术是一种有效的改进燃气轮机性能的方法，具有成本低、性能稳定、维护方便和寿命长等优点。
本文研究的焦点是燃气轮机气膜冷却孔的数值模拟及优化设计，主要目的是提高燃气轮机的冷却效率和稳定性，降低其运行成本，推进燃气轮机技术创新和发展。
二、研究内容和方法本文研究内容主要包括以下几个方面：1.燃气轮机气膜冷却孔的数值模拟建模。
通过建立燃气轮机组件内部的3D模型，按照流动方向划分气膜冷却孔，建立数学模型，运用计算流体力学方法进行数值模拟和计算，得出气膜冷却孔的温度、压力等参数。
2.燃气轮机气膜冷却孔参数优化设计。
结合实际工程应用要求，对气膜冷却孔的孔径、间距、形状等参数进行优化设计，从而达到最佳的冷却效果和稳定性。
3.气膜冷却孔优化设计的验证和评估。
通过实验室试验和现场验证，对气膜冷却孔的优化设计进行验证和评估，得出结论和总结并提出改进建议。
本文研究方法采用数值模拟和实验验证相结合的方式，运用ANSYS Fluent和实验室测试设备进行研究和分析。
三、研究预期结果和意义通过本文的研究，可以得到燃气轮机气膜冷却孔的数值模拟和优化设计方法，并进行验证和评价。
预期可以得到以下结果：1.燃气轮机气膜冷却孔的数值模拟分析，解决了实验室实验不能完全还原燃气轮机工作条件的问题，提高了研究效率和准确性。
2.优化设计出更加合理的气膜冷却孔形状、孔径和间距等参数，提高了气膜冷却孔的冷却效率和稳定性。
3.燃气轮机气膜冷却孔的优化设计和实现，将为燃气轮机性能和寿命的提高、成本和排放的降低等方面带来实际意义。
四、研究进度计划本文的研究进度计划如下：1.1-2周：文献调研和研究背景评估2.3-6周：燃气轮机气膜冷却孔的数值模拟建模和参数设置3.7-10周：燃气轮机气膜冷却孔数值模拟分析和结果解释4.11-14周：气膜冷却孔优化设计方案设计和参数设置5.15-18周：燃气轮机气膜冷却孔优化设计方案验证和评估6.19-20周：论文写作和修改七、参考文献[1] Cai F, Lee IB, Zeng T, et al. Numerical study on cooling effectiveness of gas turbine blade with different geometries of cooling holes [J]. Applied Thermal Engineering, 2017, 123:861-876.[2] Gao G, Zhang J, Wang H, et al. Experimental and numerical investigations on film-cooling performance for gas turbine blades with slot-shaped holes[J]. Applied Thermal Engineering,2016, 104:314-328.[3] Mao R, Huang J, Liu Y, et al. Bionic-hole-design-based numerical optimization for film cooling[J]. Proceedings of the Institution of Mechanical Engineers, Part G: Journal of Aerospace Engineering, 2019, 233(8): 2923-2933.。
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International Journal of Mechanics Research 力学研究, 2020, 9(2), 32-47Published Online June 2020 in Hans. /journal/ijmhttps:///10.12677/ijm.2020.92005An Improved Empirical Formula forFilm Hole Cooling Efficiency Based onNumerical SimulationRifeng Wang1, Hangkai Bao1,2, Ying He1*1School of Energy and Power, Dalian University of Technology, Dalian Liaoning2Hangzhou Steam Turbine Co., Ltd., Hangzhou ZhejiangReceived: May 8th, 2020; accepted: May 22nd, 2020; published: May 29th, 2020AbstractFilm cooling is a prospective cooling technique for maintaining and improving turbine working life with obvious advantages. The existing empirical formulas usually ignores the effect of the ratio of film hole length to the diameter L/D on the cooling effectiveness, but L/D is related to the sur-face inclination angle of film hole and the size of surface inclination angle of film hole greatly af-fects the flow pattern of the jet, and thus has a relatively large impact on the distribution of the cooling efficiency. The aim of this article is to construct an empirical formula through numerical experiments which can accurately predict the laterally averaged film cooling efficiency in the early stage of designing blade cooling structure. Therefore, the effects of film hole spacing, surface in-clination angle and blow ratio on the laterally averaged film cooling effectiveness were first inves-tigated by numerical simulations. The nonlinear fitting of the data was performed by using Matlab and were subsequently summarized as an empirical formula which is related to the above para-meters. Compared with the existing empirical formulas, the improved empirical formula can givea better prediction for cooling efficiency, whose coefficient of determination is greater than 0.9.KeywordsGas Turbine, Film Hole Cooling Efficiency, Numerical Simulation, Matlab Nonlinear Fitting基于数值模拟的气膜孔冷却效率经验公式的修正汪日丰1，包航凯1,2，贺缨1*1大连理工大学能源与动力学院，辽宁大连*通讯作者。
汪日丰 等2杭州汽轮机股份有限公司，浙江 杭州收稿日期：2020年5月8日；录用日期：2020年5月22日；发布日期：2020年5月29日摘要气膜冷却在燃气轮机叶片冷却中具有明显优势和较强应用前景。
已有的经验公式通常忽略气膜孔长径比(气膜孔长度/气膜孔直径)的大小对冷却效率的影响，但长径比与气膜倾角相关，会很大程度影响射流的流动形式，从而对冷却效率的分布影响较大。
本文旨在通过数值实验构建一个能够较为准确地预测展向平均气膜冷却效率的经验公式，为初期叶片冷却结构的快速设计提供依据。
本文首先通过数值模拟的方法分析了孔间距、气膜倾角和吹风比的大小对展向平均气膜冷却效率的影响，将上述参数总结归纳到所构建的经验公式中，使用Matlab 对数据进行非线性拟合，最后与已有经验公式进行对比。
结果表明，本文构建的经验公式在拟合效果方面要好于已有的经验公式且决定系数均大于0.9，具有较好的拟合优度。
关键词燃气轮机，气膜冷却效率，数值模拟，Matlab 非线性拟合Copyright © 2020 by author(s) and Hans Publishers Inc.This work is licensed under the Creative Commons Attribution International License (CC BY 4.0). /licenses/by/4.0/1. 引言燃气轮机叶片冷却的基本方式主要分为内部冷却与外部冷却，而外部冷却中气膜冷却具有明显优势和较强应用前景，是一种广泛采用的冷却技术。
气膜冷却的原理如图1所示，通过在高温部件表面开设槽或者小孔，使冷却气体以射流的方式注入到主流高温燃气中，由于主流压力以及摩擦力的影响，冷却射流向下游弯曲并在高温部件表面形成一层温度较低的气体薄膜，可以有效降低高温燃气与叶片外壁面的换热量，从而对高温部件起到隔离和保护的作用[1]。
在实际研究过程中，通常将叶片的吸力侧与压力侧气体的流动方式近似看作外掠平板气体流动，因此平板气膜冷却研究得到的结果可以近似用到叶片的吸力侧与压力侧上，而气膜冷却效率是衡量气膜冷却效果的重要指标，主要受几何参数与流动参数的影响。
乔日平[2]采用Realizable k-ε紊流模型对不同孔间距的气膜冷却流场的传热特性进行分析，发现当孔间距较小时，射流孔间冷却死区消失的越快，在中心孔处有较高的冷却效率。
郭婷婷[3]通过自编程序，分析了不同入射角度下射流轨迹和速度场的分布，发现入射角度直接影响流场特性，当入射角度为负时，射流对主流上游的影响区域较大；当入射角度为正时，随着入射角的减小，射流孔下游背风侧的分离现象逐渐消失。
李少华[4]对圆柱形、簸箕形和锥形射流孔的平板气膜冷却进行了数值模拟，发现在相同速比下，簸箕形射流孔的冷却效率和横向覆盖区域均优于另两种孔型；簸箕形和锥形射流孔均有效地抑制了反向涡旋对的形成，提高了射流的附壁性，从而增强了冷却效果。
韩振兴[5]通过实验对不同吹风比下的圆柱形孔气膜冷却效率和换热系数的分布进行汪日丰 等了研究，发现在M = 0.5时射流出口动量较小，能够对下游形成较好的保护；当M = 1.0和M = 1.5时，射流出口涡对的卷吸作用对冷却效率的分布有较大的影响。
Figure 1. Sketch of film cooling 图1. 气膜冷却原理图在燃气轮机叶片冷却结构设计初期需要对叶片整体的流动传热性能进行预测，因此通常在方案设计阶段采用一维和三维耦合的方法快速预测叶片的温度走势，从而可以改进叶片高温区域的冷却结构。
在一维管网程序中需要通过叶片外壁面气膜冷却效率的分布来计算叶片外壁面温度，总结出有效合理的气膜冷却效率经验公式就成为叶片冷却结构快速设计的重要步骤。
Baldauf [6]等考虑了较全面的气膜冷却效率影响因素和较大的参数范围，给出了复杂的圆柱形射流孔气膜冷却效率关联式，将圆柱形射流孔的气膜冷却区域分为了两个区域：只表现单一的射流流动形式的靠近射流孔出口区域和由相邻射流的相互作用占主导的远离射流孔的区域，在拟合圆柱形射流孔冷却效率方面具有较高精度。
Bunker [7]等对早期效率公式进行了总结，给出了四组既能用于圆柱形射流孔也能用于扇形射流孔的关联式，发现它们大多具有相同的统一形式，即运用对数关系表明展向平均气膜冷却效率随下游距离的衰减。
Colban [8]等基于文献中的实验数据，根据扇形孔的气膜冷却物理原理拟合了新的扇形孔经验公式，相较于Bunker [7]的经验公式具有更高的精度和适用范围。
Chen [9]和Zhang [10]等在Colban [8]构建的关联式基础上分别添加了密度比和射流孔长径比对气膜冷却效率的影响，使新构建的关联式在精度和适用范围上得到进一步提高。
Wang [11]基于实验数据，尝试对顺排和叉排两种形式的圆柱形射流孔的冷却效率进行拟合，关联式中添加了密度比对冷却效率的影响，在距离射流孔出口十倍直径的区域拟合效果较好。
已有大多数拟合优度较高的经验公式多适用于扇形射流孔或多排圆柱形射流孔，不适合于单排圆柱形射流孔，因此无法直接用于一维管网程序；另一方面，已有经验公式未考虑气膜孔倾角这一几何参数对冷却效率的影响，因此本文首先通过数值实验分析孔间距、气膜倾角和吹风比的大小对圆柱形射流孔展向平均气膜冷却效率的影响，发现气膜倾角的影响不能忽略。
进而构建了形式简单，在初期能够用于预测气膜倾角较小的圆柱形射流孔气膜冷却效率分布的经验公式，且通过和Bunker [7]构建的关联式进行对比，验证了本文拟合的经验公式具有较高的拟合优度。
2. 物理模型和计算方法2.1. 计算域及网格划分本文参考了文献[12]中的物理模型，令主流燃气与冷却气体同向进气，计算域由主流域、气膜孔和冷气域构成，如图2所示。
坐标轴原点选在气膜孔射流出口处的中心位置，X 方向为主流流动方向，Y 方向为展向，Z 方向垂直于平板上表面即为叶高方向。
圆柱形孔直径D = 8 mm ，气膜孔倾角α = 35˚，45˚，60˚汪日丰等和90˚；平板厚度H = 18 mm，沿展向方向孔间距P/D = 2，3，4，平板前缘距离孔口前端距离为10D，尾缘距离孔口后端为42D，保证能够充分地观察到冷却气体在平板上表面的流动及换热情况；主流通道和冷却通道沿Z方向的高度分别为15D和8D。