透平叶片顶部间隙流动特性的实验和数值研究
发动机工况下透平级凹槽叶顶冷却传热性能研究
Squealer Tip of a Turbine Stage under Engine Conditions
YU Jinxing, YE Mingliang, YAN Xin
(School of Energy and Power Engineering, Xi'an Jiaotong University, Xi'an 710049, China)
及叶顶+压力 气
，图2给出了气膜
置情况。叶顶气 A1〜八）） 置方案
htp:"zkxb xjtu educn
108
西安 交通 大学学报
第55卷
PsQ的布置方案参考Nasir的实验：14：,孔中心与叶
为叶
6.67%，第一个气
位于
17%轴向
，相邻气
为10%轴向弦
长，冷却
力面间的夹角为20。。所有气 」
关键词：凹槽叶顶；传热；冷却；透平级
中图分类号：TK474. 7文献标志码：A DOI： 10. 7652/xjtuxb202107012 文章编号:0253-987X(2021)07-0106-11
OSID 码
Investigations on the Heat Transfer and Film Cooling Effect at
应值
研究。
首先，本文基于已有的实验数据验证了数值
方法的有效性，然后对发动机运行工况下GE-E3高 透平第一级凹槽叶 冷却传热性能进行了数值
计算，研究了 3种吹风比M=0. 5,1. 0,2. 0）时2种
气
置方案（单排叶顶气膜孔、叶顶+压力面侧
气 ）条件下透平级凹槽叶 冷却传热性能。
1数值计算方法
航空发动机叶片间隙对性能影响的数值模拟分析
航空发动机叶片间隙对性能影响的数值模拟分析航空发动机作为现代飞行器的核心动力装置，其性能的稳定和高效对于航空安全和经济发展至关重要。
在发动机的各个组件中，叶片是决定其性能的重要因素之一。
而叶片间隙作为影响叶片性能的关键参数，对发动机的工作效率和寿命有着重要影响。
本文将通过数值模拟的方法，对航空发动机叶片间隙对性能的影响进行分析。
首先，我们需要了解航空发动机叶片间隙的定义和作用。
叶片间隙是指叶片与相邻部件之间的距离，它的大小直接影响着叶片的工作状态和流体动力性能。
叶片间隙的存在可以保证叶片能够自由地旋转，并且在高温和高压的工作环境下，减少叶片与相邻部件之间的磨擦和热传导，提高叶片的工作效率和寿命。
接下来，我们将使用数值模拟的方法对叶片间隙对性能的影响进行分析。
数值模拟是通过建立数学模型，利用计算机进行求解的方法，可以快速准确地模拟流体动力学过程。
我们将选择一种常见的航空发动机叶片类型，建立其几何模型和流体动力学模型。
然后，在不同叶片间隙条件下，利用计算流体力学软件进行数值模拟，得到叶片的流场分布、叶片表面温度和压力变化等关键数据。
基于所获得的数值模拟结果，我们将进行性能分析。
首先，我们可以分析不同叶片间隙条件下的流动特性。
通过比较不同间隙条件下的叶片表面压力分布和流动轮廓，我们可以了解叶片间隙对流动分离、湍流和压力反转等现象的影响。
其次，我们还可以分析叶片间隙对发动机效率的影响。
通过计算不同间隙条件下的总压比、总温升和压缩机效率等指标，我们可以得出叶片间隙对发动机性能的具体影响。
最后，我们还可以分析叶片间隙对叶片表面温度的影响。
通过计算不同间隙条件下的叶片表面温度分布，我们可以了解叶片间隙对冷却效果的影响，进而得出叶片间隙对叶片寿命的影响。
基于以上分析，我们可以得出以下结论。
首先，适当的叶片间隙可以优化叶片的流动特性，减小流动分离和湍流等不利现象，提高叶片的工作效率。
其次，适当的叶片间隙可以降低叶片表面温度，提高叶片的寿命。
低压透平叶片流动分离主动控制的数值研究
面流动 分 离的影 响． 计算 结果表 明 ： 湍流模 型 能 够较 好地 预 测 低 压透 平叶 栅 内流 动特 性 ， 该 并能 有
效捕捉 到 叶片吸 力面上 流 动分 离和 再 附位 置 ； 着 Ｒｅ Ｊ １ 随 和 的增 大 ， 片吸 力 面流 动 分 离均有 大 叶 幅度 的减 少． Ｒｅ Ｊ 低 的条件 下 ， 在 和 阿 较 数值 分析 了涡 流发 生器 （ Ｊ 对低 压 透 平 叶 片表 面流 动 ＶＧ ） 分 离的控制 效果 ， 果表 明 ： Ｊ的 引入 能 够有 效抑制 甚 至 消除低 Ｒ 结 ＶＧ ｅ条件 下叶 片 吸 力 面上 的流 动 分 离， 小总压 损 失和尾 迹 宽度 ． ＶＧ 流 动控 制 中 ， 在 着最佳 吹 气 比 ， 减 在 Ｊ 存 由此 可获得 最佳 的流 动 控 制效 果． 气比 太小 ， 能有 效抑 制 流动分 离 ； 气比 太 大， 流与主 流掺 混加 剧 ， 吹 不 吹 射 流动 损 失增加 ．
ＬＩ Ｘｉ ｏ ｎ， ＺＨＯＵ ｉ ａ ｇ Ｕ ａ ｍｉ Ｈａ ｙ ｎ
（ ｃ ｏ ｌ ｆ ｎ ｒ ｙａ ｄ Ｐ ｗｅ ｎ ｉｅ ｒ ｇ Ｓ ｈ ｏ ｏ ｅｇ ｎ ｏ ｒＥ ｇｎ ｅｉ ，Ｘｉ ｎＪａ ｔｎ ｉｅｓｔ ，Ｘｉ ｎ ７ ０ ４ ， ｉａ Ｅ ｎ ｉｏ ｏ ｇ Ｕｎｖ ｒ ｉ ａ ｙ １ ０ ９ Ｃｈｎ ） ａ
文章编 号 ： ２ ３９ ７ ２ １ ） ９０ ２ ～６ ０ ５ —８ Ｘ（ ０ ０ ０ —０ １０
Ｎ ｕ ｅ ｉ ａ ｕ ｙ ｏ ｔｖ ｏ Ｓｅ ｒ ｔｏ Ｃｏ ｒ ｌｆ ｒ ｍ ｒ ｃ ｌＳｔ ｄ ｎ Ａｃ ｉ ｅ Ｆｌ ｗ ｐａ ａ ｉ ｎ ｎｔ ｏ ｏ
Ｌｏ Ｐｒ ｓ ｕ ｅ Ｔｕ ｂｉ ｅ Ｂｌ ｄ ｗ－ ｅ ｓ ｒ ｒ ｎ ａ ｅ
液力透平叶片型线优化及内部流动特性研究
液力透平叶片型线优化及内部流动特性研究液力透平叶片型线优化及内部流动特性研究一、引言液力透平作为一种能量转化装置，在现代工业中被广泛应用。
其工作原理是利用流体在叶轮中产生的动能转化为机械能，通过轴向流的一系列变换过程，实现能量的转化与传递。
而叶轮是液力透平的核心部件，其叶片型线的设计对于透平的性能有重要影响。
因此，液力透平叶片型线优化及内部流动特性的研究至关重要。
二、叶轮叶片型线的优化设计叶轮叶片型线的优化设计是液力透平设计中最关键的环节之一。
叶轮叶片型线的优化目标是使得流体在叶轮中能够实现最大的动能转化，并降低能量损失。
传统的叶片型线设计方法主要基于经验公式和试验数据，而现代优化设计方法则采用基于数值模拟的优化算法，如遗传算法、粒子群算法等。
三、叶片型线的优化算法近年来，遗传算法在液力透平叶片型线优化中得到了广泛应用。
遗传算法是一种模拟自然进化过程的优化算法，其优点是能够全局寻优，而不受初始解的影响。
在叶片型线的优化过程中，首先需要确定优化的目标函数，如最大化流体动能转化效率、最小化能量损失等。
然后，通过不断地迭代计算，逐步优化叶片形状，直至满足设计要求。
四、内部流动特性的研究液力透平的性能与其内部流动特性密切相关。
对于液力透平内部流动特性的研究可以通过数值模拟和实验方法相结合来实现。
数值模拟方法可以利用计算流体力学（CFD）软件对流体在叶轮中的流动过程进行模拟，从而得到流体的速度、压力和温度分布等参数。
实验方法则可以通过建立实验台以获得流场实际数据，与数值模拟结果进行对比验证。
五、内部流动特性的影响因素内部流动特性主要受到液体性质、叶轮叶片型线、进口流量等因素的影响。
液体性质如粘性、密度等对流体流动的阻力和能量损失有重要影响；叶片型线的形状决定了流体在叶轮中的流动路径和速度分布；进口流量的大小和分布也会影响流体在叶轮中的流动情况。
六、流动特性的改善措施根据对内部流动特性的研究，可以采取一系列改善措施来提高液力透平的性能。
叶顶间隙变化对轴流风扇性能影响的数值研究
万方数据砷夯与分析—＿Ｉ一・机械研究与应用・——＿——＿＿—－・——・一设计计算的叶顶间隙分别为Ｏｍｍ、０．５ｍｍ、１．Ｏｍｍ、１．５ｍｍ、２．Ｏｍｍｏ设轴流风扇叶顶间隙为艿，叶片叶高为Ｚ，则所计算叶片的相对间隙∥ｉ分别为图ｌ轴流风扇叶轮结构简图Ｏ％、０．５％、１．Ｏ％、１．５％及２．０％。
表１轴流风扇几何参数表３计算结果及分析３．１总体性能分析叶顶间隙对轴流风扇的压头和效率都有较大影响。
全压随叶顶间隙的变化图，如图２所示。
从图２中可以看出，在相对间隙小于０．５％的区域，间隙增大，全压变小，但变化量不大；当相对间隙大于０．５％时，随着间隙的增大，压力迅速下降，且在０。
５％一１．０％的区域内，下降最快；在相对间隙１．Ｏ％一２．０％的区域，下降的幅度相对前者逐渐趋于平缓。
图３所示为效率随叶顶间隙的变化曲线，其变化规律与压力的变化规律相似。
在相对间隙０～０，５％的范围内，效率基本不变。
实践证明，当相对间隙较小时，间隙可能已被环端面的附面层所阻塞，因此对效率的影响不大。
综合图２、３可知。
随着叶顶间隙的增大，轴流风扇的压头和效率都将减小，且当相对间隙小于０．５％时，减小量最小。
■～翊删１１２．ＵＯ．啪．啪．１０４．】０２．瑚．，４．０蔓孔５鼍餐６Ｔ．０确母。
５０．００．５１．０１．５２．０叶顶问骧／＿图２全压随叶顶间隙的变化０．００．５Ｌ０１．５２．０时顶问骧＾图３效率随叶顶间隙的变化３．２流动特性分析为了研究叶顶间隙对轴流风扇流动的影响，首先・１８・从轴向速度变化情况进行分析。
图４给出了不同叶顶间隙情况下，轴向速度沿叶高方向的变化规律。
从图４中可以看出，轴向速度的变化趋势在５０％叶高处，发生改变；在５０％叶高上方，随着叶顶间隙的增大，轴向速度减小，且在相对间隙０—０．５％的区域最为明显；在相对间隙０．５％～２．Ｏ％的范围内变化较小，甚至趋于重合；在５０％叶高下方区域，随着叶顶间隙的增大。
轴向速度变小，但整个波动范围较小，变化最大的区域同样发生在相对间隙Ｏ一０．５％的区域，但较之上方区域，变化要小。
跨音透平级动叶顶部间隙流动的数值模拟
动 处 于 跨 音状 态 时，泄 漏 涡 和激 波 相 互 干涉 ，将 使
叶栅 顶 部 的 流动 结构 更 加 复 杂。泄 漏 流 动不 仅 改 变 了该 列 叶栅 的 内部 流场 ， 同时 改变 了下 流 叶栅 的进
口条 件，对 于 多 级 的 叶轮 机械 来 讲 ，各排 叶栅 的顶 部 泄漏 流 动 的累积 和 相 互干涉 将 对整 机 产 生影 响。 近年 来 ，对 顶部 间 隙 内的泄 漏 流 动机 理 的研 究
ＺＨＡ Ｎ Ｇ ｎｇ Ｗ ｕ Ｘ Ｕ ａ Ｊ ＨＵ Ａ ＮＧ ｅ－ ｕａ ｇ ＣＨ ＥＮ ｉＸ ｉ Ｈｏ － Ｙ ｎ－ ｉ Ｗ ｉＧ ｎ Ｎａ － ｎｇ
ቤተ መጻሕፍቲ ባይዱ
（ ｓｉｕｅｏ ｎ ｌｅ ｒ ｇ Ｔ ｅ ｍｏ ｈｓ ｓ Ｃ ｉ ｅｅＡ ａ ｅ ｆ ｃ ｎ ｅ ｅ ｉｇ １ ０ ８ ， ｈｎ ） Ｉ ｔ ｔ ｆ ｇｎ ｅｉ ｈ ｒ ｐ ｌ ｃ ， ｈｎ ｓ ｃ ｄ ｍｙｏ ｉ ｃ ，Ｂ ｉｎ ０ ０ ０ Ｃ ｉ ａ ｎ ｔ Ｅ ｎ ｉ Ｓ ｅ ｊ
模 拟。
由于 叶轮 机械 叶栅 顶 部 间 隙 的存在 ，使 得 通 过 间 隙 的泄 漏流 动 不 可避 免 。虽 然沿 径 向间 隙 的高 度
一
般 只 有 叶 片高 度 的百 分 之 一左 右 ，通过 间隙 的泄
漏流 量 很 小，但 其 对 叶栅 通 道 内部 的流 动 ，特别 是 叶栅 顶 部 附近 的流 动却 可 产 生很 大 影 响。尤 其 是 流
透平叶片近前缘端壁处换热性能的研究
透平叶片近前缘端壁处换热性能的研究李劲劲;何坤;晏鑫;李国君【摘要】采用计算流体动力学软件ANSYS CFX11.0、以NASA跨声速透平第一级动叶为研究对象,对带气膜冷却孔的叶栅近前缘端壁区域的流动和换热特性进行了研究,计算获得了3种气膜孔分布条件下,吹风比分别为0.3、0.5、0.7以及孔径分别为1 mm、1.5 mm时叶栅端壁处的流场结构和斯坦顿数分布.计算结果表明:气膜孔的数目及分布对端壁换热性能和换热均匀性有显著影响,减小孔间距与孔径的比值可以降低前缘端壁的换热系数、提高端壁换热的均匀性;吹风比对冷却流的作用范围和贴壁性有很大影响,所研究的3种吹风比中,吹风比为0.5时壁面换热系数最小,吹风比为0.7时换热系数最大;当吹风比保持0.5不变且气膜孔的直径由1 mm增大到1.5mm时,冷却流在端壁上影响的距离增加,相邻冷却流之间区域的换热强度降低.该结果可为透平动叶端壁换热特性的改善和气膜冷却特性的提高提供参考.%Taking the first stage rotor blade of NASA transonic turbine as the research object and using computational fluid dynamics software ANSYS-CFX11.0,the flow and heat transfer performance of the endwall near the blade leading edge was investigated.The flow field structure and Stanton number distribution near the blade endwall were numerically analyzed at three blowing ratios and two different cooling-hole diameters with three kinds of cooling-hole arrangements.The numerical results obtained indicate that the heat transfer performance and heat transfer uniformity on the blade endwall are greatly affected by the number and layout of film-cooling holes.The heat transfer coefficient on the blade endwall near leading edge is reduced by decreasing the hole-pitch to hole-diameterratio.However,the heat transfer uniformity on the endwall is increased correspondingly.It is also seen that the influencing area and adherence property of the coolant to the endwall are significantly influenced by the blowing ratio.Among the studied three blowing ratios,the lowest heat transfer rate on the blade endwall near leading edge is obtained at the blowing ratio 0.5,while the largest heat transfer rate is derived at a blowing ratio of 0.7.At a fixed blowing ratio 0.5,the coverage of the ejected coolant downstream the cooling hole is enlarged as the cooling-hole diameter increases from 1mm to 1.5 mm.However,the heat transfer rate on the endwall between adjacent cooling jets is decreased subsequently.The present research results can provide a reference to improve the heat transfer performance of the turbine rotor blade endwall as well as the film cooling effect.【期刊名称】《西安交通大学学报》【年(卷),期】2017(051)007【总页数】8页(P44-50,104)【关键词】端壁;换热;气膜冷却【作者】李劲劲;何坤;晏鑫;李国君【作者单位】西安交通大学能源与动力工程学院,710049,西安;西安交通大学能源与动力工程学院,710049,西安;西安交通大学能源与动力工程学院,710049,西安;西安交通大学能源与动力工程学院,710049,西安【正文语种】中文【中图分类】TK474.7燃气透平是现代工业重要的动力设备。
燃气透平叶片表面流动与换热的数值计算与验证
燃气透平叶片表面流动与换热的数值计算与验证杨玉骏;戴韧【摘要】The wall temperature of the gas turbine blade depends on the ability of heat transfer on the internal and external the blade surfaces.Accurate prediction of the heat transfer coefficient on the external surface is the basis for the design of blade cooling structure. Commercial CFD software Fluent was used to simulate the flow and heat transfer of VKI-LS89 turbine guide vane in this paper.CFD re-sults were compared with the VKI experimental data.Steady RANS with the transition model gives reliable solutions when the wall's normal grid dimension y+is less than 5.Solutions of LES with near wall viscosity WALE model agree with experiment data at subsonic flow conditions when the grid normaly+reaches near one.However at transonic conditions, LES solutions contain a postponed transi-tion.Heat transfer coefficient is evidently lower than test data and worse than that from RANS.Simulation with proper transition RANS flow model is of larger value for engineering purposes than a LES one with insufficient meshing quality.%燃气透平叶片表面温度决定于叶片内外表面的换热能力，准确预测叶片外表面换热系数是冷却结构设计的基础。
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透平叶片顶部间隙流动特性的实验和数值研究张洪;王建华;张清波【摘要】利用粒子图像测速技术(PIV)捕捉透平叶片顶部泄漏流特征,并以此数据验证湍流模型和用商业软件CFX12.0进行的数值模拟方法.所研究的叶片为典型的GE-E3叶片,为了展示泄漏涡的生成和发展过程,用实验数据展示了3个不同截面的速度分布.数值计算中使用了混合网格生成技术及5种湍流模型.通过与实验数据的比较发现:RNG k-ε模型计算所得的泄漏涡与实验所拍摄的真实流动能较好地吻合.此模型和计算方法同样适用于研究叶顶射流对泄漏流的影响.计算结果显示:通过叶片顶部气膜孔射流产生的阻挡效应,最多能降低6.12％的主流泄漏.%The flow characteristics of turbine blade tip leakage were measured with a particle image velocimetry (PIV) system, and the experimental data was used to estimate the turbulence model and numerical simulation conducted with commercial software CFX12. 0. The test model was a typical GE-E3 blade. To exhibit the generation and development of leakage vortex, three velocity distribution profiles obtained by the PIV system are exhibited. Hybrid mesh generation process and five turbulence models were used during the numerical simulation. Through comparison of experimental data with the simulation results, it can be seen that the vortex obtained by vising RNG k-ε mod el was closer to that captured by PIV system. This turbulence model and numerical approach can be used to estimate the effects of blade tip injection, The numerical results indicated that with coolant injection through the film holes at the blade tip, the leakage flow rate can be reduced by 6, 12% at most.【期刊名称】《实验流体力学》【年(卷),期】2012(026)003【总页数】5页(P56-60)【关键词】PIV;泄漏流;数值模拟;泄漏涡;湍流模型【作者】张洪;王建华;张清波【作者单位】中国科学技术大学热科学与能源工程系,合肥 230027;中国科学技术大学热科学与能源工程系,合肥 230027;中国科学技术大学热科学与能源工程系,合肥 230027【正文语种】中文【中图分类】V231.30 引言在现代燃气透平叶片设计中，动叶片顶部应该尽量接近透平环形的固定壁面，同时又必须留有一定间隙，以适应叶片因离心力及受热引起的伸长和固定壁的热变形。
在叶片压力面和吸力面之间的压差驱动下，来自燃烧室的高温气体穿过这个顶部间隙，称之为泄漏流。
泄漏流将导致以下4个棘手问题：（1）泄漏流在压力、吸力面之间的压差驱动下穿过叶片间隙后与通道中的主流气体混和，产生泄漏涡，导致较大的总压损失；（2）由于粘性作用，泄漏流在固定环壁和叶顶表面形成流动边界层，边界中的气流速度比转子在叶顶处的线速度小，转子运动时受到这部分气流的阻力作用又造成一定程度的摩擦损失；（3）泄漏流直接穿过叶片间隙，没有对叶片做功，因此产生透平级效率损失。
这种损失在一定范围内随着间隙距离的变化而不同。
文献［1］指出间隙为叶片高度1%时将产生1%～2%的主流泄漏损失，从而降低1%～3%的透平级效率；（4）高温泄漏流与叶片顶部壁面的对流换热增大，使得整个叶片顶部表面热负荷最高，从而导致叶片寿命缩短。
长期以来，人们对叶顶间隙泄漏流特性及高温泄漏流与叶片顶部、压力面和吸力面换热特性做了大量研究，并在此基础上，改进旋转叶片顶部结构设计，增加凹槽式迷宫密封及气膜孔冷却顶部，这样既可以减少泄漏流量，又可以冷却叶片顶部。
文献［2］详细回顾了关于叶片顶部高温气体流动和传热的研究情况。
文献［3］的研究结果指出叶片顶部的对流换热与叶片和固定围带之间的相对运动无关；文献［4］在较大的相对速度范围内，其中包括比实际情况更高的速度下通过实验测量和数值计算，结果都确定了这种无关性。
这种现象的本质可以解释为：相对运动的影响其实仅限于一个附着在围带壁面的薄层之内，叶顶附近的速度分布实际上并没有因为相对运动而改变。
这个结论使得对叶顶泄漏流和传热的实验研究可以在静态装置中进行。
在以往的泄漏流特性实验研究中，不同的测量技术被使用。
文献［5］使用激光粒子图像测速技术（particle image velocimetry），观察到顶部间隙泄漏流和主流的混合情况。
文献［6－9］利用萘升华技术，测量了叶片顶部的局部和平均质量传输系数。
在数值计算方面关于叶片间隙区域的传热传质特性也有许多研究报告。
文献［10］采用标准k－ω湍流模型，模拟了带有顶部凹槽的透平叶片的三维流场和传热特性。
文献［11］利用商业软件Fluent，用不同湍流模型进行数值计算，并指出：雷诺应力模型下的结果和实验数据比较吻合。
文献［12］比较了7种不同的湍流模型和不同的网格划分方法，最后指出k－ω模型的结果和实验结果最为接近，同时他们还分析了叶顶形状对流动和传热特性的影响。
实验在静止通道内进行，利用PIV技术获得不同截面上的速度矢量分布图，同时采用CFX12.0计算5种湍流模型下的流场分布，并将实验结果与数值结果进行比较，由此确定与实际流动趋势最吻合的湍流模型。
为下一步进行流－固－热耦合计算顶部传热特性提供依据。
1 实验装置1.1 实验管道和叶片模型为了有利于捕捉内部流场粒子图像，实验管道用透射率非常好的有机玻璃做成。
管道进口截面为164mm×72mm，并在进口段放置一蜂窝器，以降低来流湍流度。
蜂窝器由8mm×8mm的方孔组成，孔间距为3mm，长度为40mm。
试验件是经过发黑处理并放大3倍的GE－E3不锈钢叶片，高度为60mm，叶片顶部开有深度为4.5mm的凹槽。
顶部沿叶片型面中轴线按7.5mm等间距分布11个气膜孔，压力侧凸台上按等间距分布5个气膜孔，每个孔直径1.5mm（如图1所示）。
为了满足周期性条件，试验件两侧均用有机玻璃做成了叶片形状，并与通道连接（如图2所示），叶片的间距为87mm，叶片与来流间的夹角为58°，叶片与出口段的夹角为24°。
中间叶片与管道上表面有一个间隙，以模拟真实燃气透平叶片顶部间隙。
叶片上方的管道处开了一个多边形的孔，在孔处加一个活动盖板，这样可以方便改变试验件与壁面的间隙。
本实验因为要拍摄叶片顶部间隙处的流场，将间隙值设置为12mm。
本次研究不涉及传热和物性相关方面的问题，主要针对流场特性，因此，在保证与真实条件相同吹风比的条件下，依据雷诺相似定律，在常温（293K）下进行的水流模拟实验可以反应相同雷诺数下的气体流动特性。
具体实验参数如表1所示。
图1 叶片外形示意图Fig.1 Schematic of blade shape图2 实验管道截面示意图Fig.2 Schematic of test section表1 实验参数Table 1 Experiment parameters叶片弦长100mm 叶片厚度24mm叶片间距87mm 设计跨度178mm进口气流角32° 出口气流角24°基于叶片轴向弦长的雷诺数1.3×104平均主流速度0.1m／s气膜孔出口冷却流平均流速0.3m／s1.2 PIV系统实验采用的粒子测速（PIV）系统由Nd：YAG激光器、片光发生器、海信CCD摄像系统以及配套的图像处理软件（Dantec Flowmap 1500）组成。
Nd：YAG激光器发射红外线，并可延伸至532nm的绿色可见光波长段，激光脉冲间隔可控制在300ns～300ms之间。
实验用示踪粒子为平均直径10μm的中空球，由光敏材料制造，球与水的质量比为1.05，可以跟随流体运动。
这些中空球既能较为准确地显示流场运动特性，又可以清晰地被CCD相机捕捉。
实验时，激光器触发的激光脉冲间隔选取为3ms，CCD像素为1024pixel×768pixel，每一种测量状态连续拍摄150幅图片，然后用系统软件分析得到所拍摄截面上的二维速度分布。
2 数值计算模型及方法采用商业软件ANSYS CFX 12.0进行数值计算，边界处理和模型尺寸与实验条件一致。
进口段长度取一倍叶片轴向弦长，出口段延伸至足够长以防止出现回流。
计算的边界条件与实验条件一致，流动介质为293K的水，进口条件给定流量入口，流率为1.0586kg／s，给定压力出口条件为常压，顶部气膜孔出口速度为0.3m／s，雷诺数为1.3×104。
计算收敛残差设定为小于10－6。
数值计算中，先后使用了k－ε、SST、SSG、RNGk－ε、k－ω5种湍流模型，并将其计算结果与实验测量数据进行比较。
利用ICEMCFD工具划分网格。
为了考察网格对计算结果的影响，选用5种不同疏密的网格分别进行计算，选取的计算参量是顶部间隙泄漏质量流量。
从表2可以看出，随着网格的进一步加密，间隙流质量流量变化很小，最大仅仅为1.3%，所以可认为此处的计算结果与网格无关。
计算时选取的网格单元总数为596万。
表2 网格无关性验证Table 2 Validation of mesh independent网格总数（万）间隙流质量流量（kg／s）360 0.15669 400 0.156085 596 0.154668 6600.154828 750 0.154729计算区域分为通道区和叶顶区两部分，两部分的网格无关性验证是同时进行的，在验证网格与计算结果无关后，通道区选用结构化六面体网格，网格数为198万；叶顶区及气膜孔内选用非结构化四面体网格，叶顶近壁面网格采用三棱柱网格进行加密，网格数为398万；总网格数约为596万，壁面第一层网格的y＋值控制在1之内。