全气膜覆盖掠叶片的几何成型与网格生成技术
叶片气膜孔加工与测量技术的r现状及发展趋势
叶片气膜孔加工与测量技术的r现状及发展趋势董一巍;吴宗璞;李效基;殷春平;尤延铖【期刊名称】《航空制造技术》【年(卷),期】2018(061)013【摘要】高推重比航空发动机普遍采用气膜冷却技术,叶片气膜冷却孔的加工精度直接影响发动机效能.气膜冷却孔具有孔径小、数量多、深径比高、空间角度复杂的特点,其加工难度大、成形精度要求高.针对当前国外对叶片气膜孔加工技术与装备的严格保密,以及国内气膜孔加工中存在的几何精度偏低、质量不稳定的现状,对气膜孔加工的现状及发展趋势进行归纳总结,为气膜孔加工技术与装备的发展提供参考.首先,概述了叶片气膜孔精确加工的必要性及其重要性,分别介绍了现有气膜孔的加工方法,分析了当前加工方法存在的问题与面临的挑战.鉴于气膜孔精密测量的需要,介绍了现有的气膜孔测量技术.最后,根据气膜孔加工与测量的技术现状及关键核心问题指出了气膜孔加工与测量技术的发展趋势.【总页数】10页(P16-25)【作者】董一巍;吴宗璞;李效基;殷春平;尤延铖【作者单位】厦门大学航空航天学院,厦门 361005;厦门大学深圳研究院,深圳518057;厦门大学航空航天学院,厦门 361005;厦门大学航空航天学院,厦门361005;厦门大学航空航天学院,厦门 361005;厦门大学航空航天学院,厦门361005【正文语种】中文【相关文献】1.航空发动机叶片气膜孔测量技术研究 [J], 王呈;刘涛;穆轩;刘鹏;朱立志2.叶片气膜孔加工缺陷的DR数字成像自动检测方法 [J], 刘涛;石玗;李春凯;孙忠诚;满月娥;吕健3.涡轮叶片气膜孔的纳秒-飞秒双波段激光加工 [J], 蒋其麟;曹凯强;陈龙;冯朝鹏;贾天卿;孙真荣4.超快激光加工涡轮叶片气膜冷却孔技术研究 [J], 张晓兵;纪亮;蔡敏;毛忠;李元成;张伟5.航空发动机涡轮叶片气膜孔加工工艺 [J], 宋金榜;易海云因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。
涡轮冷却叶片参数化造型与网格自动生成
涡轮冷却叶片参数化造型与网格自动生成
岳孟赫;刘勇;刘闯;赵璐
【期刊名称】《航空发动机》
【年(卷),期】2017(043)006
【摘要】为提高涡轮叶片的数值计算效率,开发出基于参数控制的涡轮叶片模型软件.可实现叶片模型重构、计算域分区、结构化网格生成过程的自动完成和参数化控制,使得叶片的造型和网格生成过程简单化;对生成网格进行数值模拟计算,计算结果表明:生成网格在满足叶片数值计算精度的前提下,工作量大大减少,网格生成效率极大提高;在模型调整时,只需更改相应参数即可快速更新模型,缩短模型的生成周期,提高设计工作的可重用性.
【总页数】6页(P15-20)
【作者】岳孟赫;刘勇;刘闯;赵璐
【作者单位】南京航空航天大学能源与动力学院,南京210016;南京航空航天大学能源与动力学院,南京210016;南京航空航天大学能源与动力学院,南京210016;南京航空航天大学能源与动力学院,南京210016
【正文语种】中文
【中图分类】V232.4
【相关文献】
1.模拟和没有模拟涡轮导向叶片激波和尾流的燃气涡轮转子叶片的气膜冷却 [J], Rigby,MJ;鞠云峰
2.基于收扩叶型的涡轮叶片参数化造型方法与分析 [J], 张东宝;刘火星;邹正平
3.沙漠空气预滤器导向叶片参数化造型及结构化网格划分 [J], 董贵杨;谭业发;谭华;周春华;杨自双
4.涡轮叶片精铸模具阴极参数化造型系统 [J], 杨应昌;汪文虎;隽英昌;张军
5.基于Bezier曲线的涡轮叶片参数化造型及优化设计 [J], 张晓东;余世敏;龚彦;杨文武;周权
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基于光纤复合测量技术的涡轮叶片气膜孔检测
第 50 卷第 2 期2024 年 4 月Vol. 50 No. 2Apr. 2024航空发动机Aeroengine基于光纤复合测量技术的涡轮叶片气膜孔检测高继昆1，闫峰1，何小妹2，德晓薇1（1.中国航发沈阳发动机研究所，沈阳 110015； 2.航空工业北京长城计量测试技术研究所，北京 100095）摘要：为了解决航空发动机涡轮叶片气膜孔几何特征参数有效检测手段缺乏、测量结果一致性差的问题，设计并搭建了基于光纤复合测量技术的涡轮叶片气膜孔检测系统，提出了利用该系统对涡轮叶片气膜孔进行测量的方法，通过试验进行了方法验证。
搭建的系统为多传感器测量系统，具备叶片接触与非接触测量、空间姿态定位及3D投影能力，实现了涡轮叶片全范围气模孔的测量。
在试验中，选取高压涡轮叶片作为被测物体，应用该测量系统对叶片上的气膜孔进行了测量，计算得到了气膜孔直径、轴线角度及位置度的准确信息。
结果表明：通过测量不确定度的分析评定可知，该系统对气膜孔直径、位置度的测量不确定度均小于0.01 mm，完全满足设计公差对测量仪器的精度要求，可以用于涡轮叶片气膜孔工程化测量。
关键词：涡轮叶片；气膜孔；几何特征参数；光纤复合测量技术；接触测量；非接触测量；航空发动机中图分类号：V232.4文献标识码：A doi：10.13477/ki.aeroengine.2024.02.019Inspection of Turbine Blade Film Cooling Holes Based on Fiber OpticMulti-sensor Measurement TechniqueGAO Ji-kun1， YAN Feng1， HE Xiao-mei2， DE Xiao-wei1（1. AECC Shenyang Engine Research Institute，Shenyang 110015，China；2. Changcheng Institute of Metrology and Measurement，Beijing 100095，China）Abstract：In order to solve the problems of lacking effective inspection means and poor consistency of measurement results for aeroengine turbine blade film cooling hole geometrical feature parameters, an inspection system for turbine blade film cooling holes was designed and established based on fiber optic-based multi-sensor measurement technique. The measurement method of the film cooling holes using the system was proposed, and verified by measurement practices. The system is a multi-sensor measurement system with the ability of contact and non-contact measurement, spatial attitude positioning, and 3D projection, realizing measurement of film cooling holes over the entire turbine blade. A high-pressure turbine blade was selected for conducting the film cooling hole measurement by using the measurement system. Accurate geometrical feature parameters of the film cooling holes were calculated, including their diameters, axis angles, and position. The results show that through measurement uncertainty analysis and evaluation, uncertainties of the diameters and the positions are both less than 0.01mm, which fully meets the accuracy requirements of the measuring instrument derived from the design tolerances, and the system can be used for the inspection of the film cooling hole of the turbine blade.Key words：turbine blade; film cooling hole; geometrical feature parameter; fiber optic multi-sensor measurement technique; contact measurement; non-contact measurement; aeroengine0 引言涡轮叶片作为航空发动机关键部件之一，其气膜孔测量技术的精度和效率对于提高发动机性能和稳定性具有重要意义[1]。
多源多目标扫掠体的全六面体网格自动生成算法
多源多目标扫掠体的全六面体网格自动生成算法一、导论1.1 研究背景1.2 研究意义1.3 研究现状1.4 研究内容1.5 研究方法二、多源多目标扫掠体的建模方法2.1 扫掠体的形成2.1.1 曲线生成2.1.2 添加时间参数2.1.3 生成截面2.2 扫掠体的六面体网格化2.2.1 六面体网格生成2.2.2 自适应六面体剖分三、多源多目标扫描路径规划方法3.1 扫描路径规划基本原理3.2 多源扫描路径规划方法3.2.1 分支界定法3.2.2 遗传算法3.3 多目标扫描路径规划方法3.3.1 Pareto优化算法3.3.2 支配排序算法四、多源多目标扫掠体的自动六面体网格生成算法4.1 六面体网格生成流程4.2 自动六面体网格生成算法的实现4.2.1 六面体网格的构造4.2.2 六面体网格的优化五、多源多目标扫描体六面体网格自动生成算法的实现5.1 实验设置5.2 实验结果5.2.1 六面体网格自动生成时间5.2.2 六面体网格质量5.2.3 扫描路径规划效果六、总结与展望6.1 研究成果总结6.2 研究不足与展望6.3 研究的应用前景一、导论1.1 研究背景如今全六面体网格自动生成技术已被广泛应用于航空航天、汽车、电子、生物医学等工业领域，是建立虚拟样机的基础，有着广阔的市场前景。
而多源多目标扫描体的全六面体网格自动生成则是全六面体网格自动生成技术的重要扩展和拓展方向。
多源多目标扫描体是指由多个扫描源扫描得到的具有多个目标的三维物体，是典型的多目标优化问题。
全六面体网格自动生成技术的目标，则是要将三角网格模型转化为六面体网格模型，并兼顾六面体网格质量和自适应性能。
因此，对于多源多目标扫描体的全六面体网格自动生成技术的研究意义重大。
1.2 研究意义多源多目标扫描体的全六面体网格自动生成技术的研究，能够提高六面体网格自动生成技术的适用范围和实际应用水平，满足实际工程需求。
与此同时，该技术也可以为扫描源、物体形变和加工状况等提供更精细、更全面的分析与预测。
涡轮静叶表面全气膜冷却换热实验研究
涡轮静叶表面全气膜冷却换热实验研究
涡轮静叶表面全气膜冷却换热实验研究
采用放大的涡轮静叶模型,利用大尺度低速线性叶栅风洞进行实验,测量了涡轮导向叶片表面完全气膜覆盖情况下局部换热系数分布特性.风洞实验段由三个叶片组成,中间叶片为实验叶片,由有机玻璃制成.叶片表面共有54排孔,前缘8排,压力面21捧,吸力面25排.对叶片前腔和后腔表面的换热情况分别进行实验,主要研究了不同质流比对换热特性的影响.研究结果表明:气膜的完全覆盖使叶片表面的换热情况得以明显改善,换热系数的具体分布随质流比的变化有所不同.
作者：梁卫颖周雷声 LIANG Wei-ying ZHOU Lei-sheng 作者单位：梁卫颖,LIANG Wei-ying(广州民航职业技术学院,广东,广州,510403;西北工业大学,动力与能源学院,陕西,西安,710072) 周雷声,ZHOU Lei-sheng(西北工业大学,动力与能源学院,陕西,西安,710072)
刊名：燃气涡轮试验与研究英文刊名：GAS TURBINE EXPERIMENT AND RESEARCH 年，卷(期)：2009 22(3) 分类号：V231.1 关键词：涡轮叶片全气膜冷却传热。
全气膜冷却叶片表面换热系数和冷却效率研究
全气膜冷却叶片表面换热系数和冷却效率研究张宗卫;朱惠人;刘聪;孟庆昆【摘要】The high-resolution heat transfer coefficient and the film effectiveness measurements on a full-film cooling nozzle guide vane with compound and axial angle holes were obtained using a transient liquid crystal technique. The tests were performed in a scaled-up, two-passage cascade at an inlet Reynolds number of 1.0×105. There are eight rows of compound angle cylinder film holes around the leading edge, 21 rows of axial angle cylinder holes on the pressure side, and 24 rows of axial angle cylinder holes on the suction side. The holes are fed from two internal plenum with a mass flow ratio of 4. 56% in the first plenum and 4. 67% in the second plenum. The results show that the film cover region shrinks on the suction side and expands on the pressure side due to the influence of passage vortex. The heat transfer coefficient and the film cooling effectiveness are higher in the near hole region. The heat transfer coefficient is higher and the film cooling effectiveness is lower near the leading edge. The film cooling effectiveness is about 0. 4 on the suction side and about 0. 35 on the pressure side, respectively.%为了研究全气膜冷却涡轮导叶叶片的换热特性,采用瞬态液晶技术获得了叶片全表面的高分辨率换热系数和冷却效率.实验在三叶片两通道放大模型中完成,叶栅进口雷诺数是1.0×105. 叶片前缘有8排复合角孔,压力面有21排轴向角孔,吸力面有24排轴向角孔.气膜孔排由2个供气腔供气,前腔二次流与主流的质量流量比为4.56％,后腔为4.67％.结果表明:受叶栅通道涡作用,气膜出流在吸力面呈聚敛状,在压力面则呈发散状.气膜出流受气膜孔角度影响,气膜孔下游的换热系数和冷却效率都较高.叶片前缘受到冲击,换热强,冷却效率低；叶片吸力面冷却效率维持在0.4左右,压力面维持在0.35左右.该全气膜冷却叶片气膜覆盖效果较好,冷却效率和换热系数分布均匀,是一种较好的冷却结构.【期刊名称】《西安交通大学学报》【年(卷),期】2012(046)007【总页数】5页(P103-107)【关键词】换热;导叶;复合角;轴向角;全气膜冷却;液晶【作者】张宗卫;朱惠人;刘聪;孟庆昆【作者单位】西北工业大学动力与能源学院,710072,西安;西北工业大学动力与能源学院,710072,西安;西北工业大学动力与能源学院,710072,西安;西北工业大学动力与能源学院,710072,西安【正文语种】中文【中图分类】V231.1在现代高性能航空发动机中，涡轮入口温度已经远高于叶片材料的熔点，为了提高发动机的热效率，必须采用有效的冷却措施对叶片进行冷却.在现有燃气轮机高温部件的冷却方式中，广泛应用于涡轮叶片内部或外部的强化换热手段有扰流肋、扰流柱、冲击冷却、内表面凹坑、促旋插片和气膜冷却等［1］.目前气膜冷却大多局限于气膜孔孔型、布局等基础研究［2－3］，对叶片整体换热特性的研究较少.国外Guo等［4］使用薄膜热流计获得了涡轮叶片局部换热系数和冷却效率，Waye 等［5］比较了叶片吸力面上不同气膜孔型的冷却特性，Dhungel等［6］使用红外瞬态测试技术研究了不同气膜孔型的换热特性；国内白江涛等［7］使用液晶瞬态测试技术得到了涡轮叶片全表面气膜冷却特性.为了深入了解全气膜冷却叶片表面换热特性，为涡轮叶片设计提供参考数据，本文使用瞬态液晶测试技术研究全气膜冷却叶片换热特性，得到了高分辨率叶片全表面换热系数和冷却效率数据.相对于热电偶、薄膜热流计，液晶测试属于非接触测量技术，具有布设方便、不破坏实验件表面、能得到全表面温度场分布的优点，且能在外形复杂的实验件表面喷涂使用.目前，多数红外热像仪分辨率较低，热色液晶胶囊微粒直径约为20μm［8］，理论上1cm2内有500×500个有效点，本实验使用4台高清CCD摄像机同时进行联合拍摄，数据处理后可以得到300万像素的高分辨率换热特性分布云图，能更详细地了解涡轮叶片换热特性分布细节.实验系统如图1所示.整个风洞系统分为主流系统和二次流系统两个部分.主流系统由离心风机、稳压储气罐、阀门、稳定段、收缩段、加热器、实验段等组成.主气流由离心风机提供，经稳压储气罐、阀门后进入实验台稳定段.气流在稳压腔内减速稳压，经收缩段加速降低湍流度之后进入瞬态加热器；加热后的气流进入实验段，通过实验段后由出流段排往大气.二次流由罗茨风机提供，通过浮子流量计前的阀门调节气流流量到实验工况需要的流量，气流经加热器加热到合适的温度后供到实验叶片内通道，然后通过叶片表面气膜孔喷出至实验段.实验前，二次流通过两组电磁阀控制，排入大气.实验过程中，4台CCD摄像机与温度采集器同时采集数据，并将数据传入计算机.实验段采用三叶片两通道布局，中间叶片开有气膜孔用于实验测量，两侧叶片仅使用叶盆、叶背曲线型面，不加工成叶片形状.实验采用相似原理，对叶栅通道、叶片实验件放大了2.35倍进行实验研究.叶片气膜孔分前后两腔供气，两内腔结构及位置如图2所示.叶片采用光固化快速成型工艺加工，材料为光敏树脂，型号为DSM 14120.实验叶片弦长D＝164.04mm，叶片表面按压力面、吸力面弧长与叶片弦长之比S ／D、叶片高度与弦长之比H／D规整后展开如图3所示.叶片前缘位置即－0.2＜S／D＜0.1的范围内布置有8排复合角气膜孔，在叶片压力面和吸力面分别布置有21排和24排轴向角气膜孔.图4是复合角孔和轴向角孔示意图.由于有机玻璃通道曲面交接处透光性不好，在叶片S／D＝－0.55位置附近，摄像机捕捉不到液晶颜色变化，相应位置冷却效率和换热系数缺失.本实验采用窄带液晶测量叶片表面温度，通过瞬态实验多次测量求解换热系数和冷却效率.热色液晶瞬态测量技术在国内外已发展得较为成熟，并有广泛的应用，文献［8］对其原理和方法做了详细的介绍.本实验采用的窄带液晶型号为SPN／R25C1W.换热系数和冷却效率的定义为式中：h为当地换热系数；q为热流量；Taw为绝热壁温；Tw为壁面温度；η为冷却效率；Tg为主流温度；Tc为二次流温度.本实验通过两次瞬态实验求得换热系数和冷却效率两个待求量，属于双参数传热实验.根据文献［9］的相关研究，计算得出本实验中换热系数不确定度为6%；当η＝0.1时，冷却效率不确定度为15%，当η＝0.7时，冷却效率不确定度为3%. 实验工况采用叶栅入口雷诺数Rein和质量流量比K确定.实验雷诺数采用端壁台阶面之前的通道速度和叶片弦长定义式中：ρ为气流密度；μ为气流的动力黏性系数；Vg为叶栅前200mm处的速度.质量流量比为二次流通过叶片表面气膜孔流出的质量流量与主流质量流量之比式中：mc为二次流质量流量；mg为主流质量流量.由于叶片分前后两个腔供气，因此定义K1为前腔质量流量比，K2为后腔质量流量比.本实验中，Rein＝100 000，K1＝4.56%，K2＝4.67%.图5是叶片冷却效率云图与展向平均值的分布图，冷却效率的显示范围为0～0.6.由图可知：在各个工况下，吸力面上越往下游，气膜覆盖的范围越小，射流轨迹呈聚敛状；在压力面上，越往下游，气膜覆盖范围越大，射流轨迹呈发散状.这是由叶栅通道中的通道涡造成的.图6给出了文献［10］通过流场显示技术得到的叶栅通道中通道涡系统的示意图.受Vp旋转方向的影响，吸力面的气膜出流向叶片中部卷吸聚拢，叶栅通道的高温气流被卷至叶片吸力面根部，这使得吸力面气膜覆盖区域减小，靠近叶根区域的气膜冷却效率降低.相应地，受Vp和压力面马蹄涡分支Vph旋转方向的影响，压力面气膜孔出流朝叶根叶尖方向发散，气膜覆盖区域逐渐增大.从图5中可以看出，前缘附近－0.2＜S／D＜0.12区域的局部高冷却效率区域倾斜向上，其他区域的局部高冷却效率区域水平向前.这是因为该区域采用复合角气膜孔，出口方向倾斜向上，气膜出流有从叶根向叶尖流动的分速度.气膜出流与主流掺混后，出流倾斜向上.叶片表面前缘位置的冷却效率相对较低，这是因为前缘位置气膜孔受叶栅气流冲击作用影响明显，出流流量较少，气膜覆盖效果相对较差，冷却效率相应较低.在－1＜S／D＜－0.2即吸力面气膜孔区域，冷却效率基本维持在0.4附近.在0.12＜S／D＜0.76即压力面气膜孔区域，冷却效率维持在0.35附近，并且沿S／D增加略微增大.在S／D＜－1和S／D＞0.76即吸力面和压力面最后一排气膜孔之后的无气膜孔位置，冷却效率逐渐减小.叶栅通道主流沿叶片表面从前缘向尾缘流动，压力面与吸力面轴向角气膜孔出流和叶栅主流掺混后，轴向角气膜孔下游局部区域的气流沿主流流动方向流出.图7为叶片换热系数云图与展向平均值分布图，换热系数显示范围为50～200W／（m2·K）.在叶片前缘附近即－0.2＜S／D＜0.12的区域，由于叶栅气流的冲击作用，叶片前缘区域换热系数较高；在前缘两侧，随着冲击作用的削弱，换热系数降低.在叶片轴向孔区域，由于气膜孔出流强烈扰动的影响，换热系数较高，并且分布较为均匀.吸力面换热系数略高于压力面，这是因为气流在吸力面速度较高，换热较强.在叶片尾缘无气膜孔位置即S／D＜－1和S／D＞0.76的区域，如文献［7］中描述，随着到前缘距离的增加，叶栅主流的冲击作用减弱，换热有削弱的趋势；同时，壁面附近气流速度增大，壁面换热系数有上升的趋势.当无气膜作用时，二者综合作用，导致叶片尾缘附近表面换热先降低后升高.本文通过瞬态液晶测试技术，获得了全气膜冷却叶片冷却效率和换热系数的高分辨率分布云图及其展向平均曲线图，主要结论如下.（1）受叶栅通道涡作用，气膜出流在吸力面呈聚敛状，在压力面则呈发散状.气膜孔下游的换热系数和冷却效率都较高.（2）叶片前缘附近由于受到来流直接冲击，冷却效率最低，换热系数最高.在前缘复合角孔射流和来流的共同作用下，气膜出流倾斜向上.（3）在叶片吸力面、压力面气膜孔区域，冷却效率和换热系数分布均匀，射流沿轴向角出口方向喷出.吸力面气膜孔区域的冷却效率维持在0.4附近，压力面气膜孔区域的冷却效率维持在0.35附近.（4）在无气膜孔区域即叶片尾缘位置，叶片表面冷却效率沿尾缘降低，叶片表面换热系数沿尾缘先降低后升高.（5）除叶片前缘部分外，该全气膜冷却叶片气膜覆盖效果好，冷却效率和换热系数分布均匀，是一种较好的冷却结构.【相关文献】［1］曹玉璋，陶智，徐国强，等.航空发动机传热学［M］.北京：北京航空航天大学出版社，2005：4-15.［2］ NA S，SHIH T I.Increasing adiabatic film－cooling effectiveness by using an upstream ramp［J］.Journal of Heat Transfer，2007，129（4）：464－471［3］张宗卫，朱惠人，杜小琴，等.带60°肋和出流孔的矩形通道端壁换热特性研究［J］.西安交通大学学报，2010，44（5）：116－119.ZHANG Zongwei，ZHU Huiren，DU Xiaoqin，et al.Investigations of endwall heat transfer in the rectangular passage with 60－degree ribs and suction holes［J］.Journal of Xi’an Jiaotong University，2010，44（5）：116－119.［4］ GUO S M，LAI C C，JONES T V，et al.The application of thin－film technology to measure turbine－vane heat transfer and effectiveness in a film－cooled，enginesimulated environment［J］.International Journal of Heat and Fluid Flow，1998，19（6）：594－600.［5］ WAYE S K，BOGARD D G.High－resolution film cooling effectiveness comparison of axial and compound angle holes on the suction side of a turbine vane［J］.Journal of Turbomachinery，2007，129（2）：202－211.［6］ DHUNGEL A，LU Y，PHILLIPS W，et al.Film cooling from a row of holes supplemented with antivortex holes［J］.Journal of Turbomachinery，2009，131（2）：21007－21010.［7］白江涛，朱惠人，张宗卫，等.叶片全表面换热系数和冷却效率的实验测量［J］.西安交通大学学报，2010，44（11）：92－97.BAI Jiangtao，ZHU Huiren，ZHANG Zongwei，et al.Measurements of heat transfer coefficient and film cooling effectiveness distribution on a vane using transient liquid crystal technique［J］.Journal of Xi’an Jiaotong University，2010，44（11）：92－97. ［8］ IRELAND P T，JONES T V.Liquid crystal measurements of heat transfer and surface shear stress［J］.Measurement Science and Technology，2000，11（7）：969-986.［9］白江涛，朱惠人，刘存良.双参数传热实验的液晶瞬态测量不确定度分析［J］.航空动力学报，2009，24（9）：1945－1951.BAI Jiangtao，ZHU Huiren，LIU Cunliang.Analysis of uncertainties in two－parameter transient heat transfer measurements with liquid crystal ［J］.Journal of Aerospace Power，2009，24（9）：1945－1951.［10］WANG H P，OLSON S J，GOLDSTEIN R J，et al.Flow visualization in a linear turbine cascade of high performance turbine blades［J］.Journal of Turbomachinery，1997，119（1）：1－8.。
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收稿日期:2008-05-15; 修订日期:2008-12-07基金项目:国家自然科学基金资助项目(50576017)(50476028)作者简介:陈 凯(1979-),男,内蒙古包头人,哈尔滨工业大学博士研究生热力涡轮机械文章编号:1001-2060(2009)04-0421-06全气膜覆盖掠叶片的几何成型与网格生成技术陈 凯,董 平,黄洪雁,韩万金(哈尔滨工业大学能源与动力学院,黑龙江哈尔滨150001)摘 要:详细描述了全尺寸的气膜冷却扭叶片的几何生成技术和复杂结构化网格生成技术,对于气膜冷却几何结构的生成,要遵循由基础到复杂、由粗到精的原则,得到基础的冷却部件后再进行详细的冷却布局划分,冷却腔的形成用片体切割要比直接生成实体更容易实现。
给出了全结构化网格拓扑结构在气膜冷却结构中的详细划分过程,列出了结构化和非结构化网格对于气膜冷却计算的优点和缺点。
网格的划分都遵循由底至顶、逐层分割的方式,冷气柱部分的网格要在腔体划分基础上利用顶点网格块构造法生成。
对于弯扭叶片而言,展向高度大致相近的冷却孔层要尽量切割到相同的层内,才不至于使网格划分线过分密集;由于几何结构制约性产生低质量网格的部分,通过调整网格数量占到整个网格总数的极少数,对于仿真计算没有影响。
关键词:燃气涡轮;弯扭叶片;全气膜冷却;几何造型;网格中图分类号:TK474.7;TK124 文献标识码:A引 言现代航空燃气涡轮发动机为了提高推重比和燃油效率,不断提高涡轮的进口温度,目前涡轮进口温度已经远超出当前材料的温度极限,因此在不断发展具有更高耐热性的合金材料的同时,必须采用复杂的冷却技术来保持材料在高温下的正常运行和工作寿命,如气膜冷却、冲击冷却、发散冷却等一系列措施都是对涡轮叶片进行冷却的有效途径。
由于新型耐热合金材料的研制周期往往比较长,难以满足目前航空发动机涡轮进口温度快速增长的要求,因此采用先进的冷却方式保护热端部件是当前各国研究的重点[1]。
燃气涡轮叶片温度主要由叶片外表面高温燃气、叶片内部冷却气体以及叶片内的热传导相互作用决定的,对涡轮叶片温度场计算的准确与否直接关系到能否准确预测发动机寿命,极大地影响着发动机的设计。
随着计算机技术的发展,气热耦合数值计算因为高效性和较高的准确性而得到越来越多的应用,其中如何获得高质量的三维计算网格是保证准确预测涡轮叶片热负荷的基础。
第一级涡轮导向叶片直接受到燃烧室高温、高压燃气的冲击,受到的热负荷最大,通常采用全气膜冷却,即采用多排密集孔冷气喷射形成气膜隔离叶片和主流燃气以减少对涡轮叶片的热负荷。
全气膜冷却叶片的冷却结构复杂,几何结构和网格生成过程往往要占到整个仿真工作时间的相当大部分的比例。
本研究主要目的是针对典型全气膜冷却叶片的结构特点,根据实践经验,总结出从涡轮叶片CAD 建模到计算域网格划分的完整过程,试图为全气膜冷却叶片气热耦合计算提供一套比较完整的网格生成方法。
1 全气膜冷却涡轮叶片的三维造型建立三维几何模型是网格生成的前提,本文选用UGNX2.0作为几何结构的CAD 生成软件。
1.1 全气膜冷却涡轮叶片的几何分析全气膜冷却叶片结构复杂,叶片表面有多排数量较多、安装方式各异的冷却孔,叶片内部通常包含多个冷却腔室、内壁肋板和尾缘槽缝等特殊冷却结构,因此,几何结构的生成往往会遇到很大的困难。
本研究所选取的叶型为某型涡轮叶片高压导向扭叶片,由图1所示,该设计有以下一些特点:叶片表面共开有11排冷却喷孔,前缘三排冷却孔与径向方向成60 ,压力面前部为四排与壁面垂直的冷却孔,同时中弦区压力面有两排复合角度气膜冷却孔,吸力面前部有两排扩张锥形气膜冷却孔,尾缘位置开有冷却槽缝;有两个单独的冷却腔室,前部冷却腔第24卷第4期2009年7月热能动力工程JOURNAL OF ENGINEERING FOR THERMAL ENERGY AND POWERVol.24,No.4July.,2009室从根部进气,冷却气体从前缘以及压力面和吸力面喷出,后部冷却腔室与尾缘槽缝相连,冷却气体从顶部进气,一部分经压力面一排喷孔喷出,另一部分从尾缘辟缝喷出,进气方式的不同是为了平衡进气冲击力对叶片影响;两个冷却腔室之间采用与径向夹角为3 的隔板,使两个冷却气体进气腔形成一个喇叭形的入口,这样做的目的是为了减少进气阻力和进气流动损失[2]。
通常来说,气冷涡轮叶片气热耦合计算三维CAD 造型应遵循由大到小,由外到内,由粗到精的原则。
第一阶段生成叶片外表面片体,然后以此为基础按照上下端壁型线生成叶片外流道计算域;第二阶段生成气冷叶片内腔表面片体,通过叶片内外表面片体生成叶片固体计算区域以及内腔流体计算区域;第三阶段生成连接内外流体腔室的冷却孔结构,以及尾缘冷区气体喷射槽缝。
以下对几个关键步骤做简要说明。
1.2 内外叶片表面片体以及冷却腔室造型本研究所选叶型为环形叶栅扭叶片,因此所有叶片积叠型线均采用绝对坐标,以X 轴正方向为叶片旋转轴。
图1 导向叶片冷却结构示意图叶片几何造型的实质就是找到一种数学方法描述叶片曲面,本文选用沿叶高方向系列截面型线作为积叠线,采用UGNX 所提供的非均匀有理B 型样条曲线(NURBS),使用UGNX 的自由型面成型(Free For m Feature)中通过曲线(Through Curve)功能将型线拟合成叶片外表面型线。
将叶片外表面型线向内偏移(Offset Curve)叶片腔室厚度大小生成内冷却腔表面型线,然后再参照外表面片体生成过程生成内腔片体,这是初研究的一个难点,首先偏移功能需要曲线在同一个平面内,这对于环形叶栅和弯扭叶片的叶片型线处理比较麻烦;第二对于尾缘处叶片型线向内偏移容易使型线扭曲成 8!字型和尖角。
根据以往的经验,对于第一个问题,上下端壁适当偏移(Offset Face)延长,再使用若干与径向垂直的平面与叶片外表面相交截得若干新叶片表面型线,这些新型线都位于不同的垂直径向的平面内,便于偏移形成内腔型线,而且超出叶片流道上下端壁的部分可以提供型线使得新生成的内腔表面片体大于叶片实际内表面,便于通过布尔运算切割生成内部腔室;对于第二个问题,可在使用叶片外部型线生成叶片实体以后,先将叶片按照预先设计分割成不同的腔室,然后根据不同情况分别处理,如本研究所选叶型沿弦向按腔室分成三部分:前腔,后腔和尾缘槽缝,这样对于前两个腔室的生成按前面所述处理,尾缘部分的槽缝开在压力面侧,所以只需分别对压力面和吸力面型线做偏移并生成片体,然后通过相对简单的切割和布尔运算就可以完成,如果确实需要对叶片型线进行整体偏移生成内腔型线,可以采用偏移功能(Offset Curve)下面的La w control 功能对于型线各点的偏移量做出适当调整,尤其在尾部减少偏移量,避免内腔型线扭曲和形成尖角结构。
1.3 气膜冷却孔的几何造型本研究所选叶片共采用三种冷却孔的形式,即径向倾斜圆孔、弦向倾斜锥形扩散孔和复合角度倾斜圆孔,这几类冷却孔布置方式都是工程实际应用广泛,非常有代表性的冷却结构。
径向倾斜气膜冷却孔的作用是增加冷气射流的径向速度分量,促进冷却射流对孔间区域的有效覆盖;弦向倾斜冷却孔和复合角度倾斜冷却孔都是为了减弱冷却射流与燃气主流之间的掺混,促进射流向叶片壁面贴附,提高射流对下游的冷却效率,尤其是扩张型锥形孔由于出口截面面积增大,可以使冷却射流出口界面吹风比和动量比减小,冷却射流对下游横向覆盖和冷却效率都有较大提高,另外复合角度倾斜冷却孔能够有效的促使冷却射流在叶片表面横向展开,从而提高冷却射流的有效覆盖[3]。
∀422∀ 热能动力工程2009年根据研究的经验,气膜冷却孔的生成主要依靠于临时工作坐标的选取,首先要确定各排冷却孔在叶片表面的分布位置,即冷却孔中心线与叶片外表面相交点的位置,将同一排中心线交点连接成从根部到顶部的连线,并在该交点处使用UGNX 的基准线(Datum Line)功能生成垂直于当地壁面的基准线,以此连线、交点和基准线为基础使用坐标系控制器(CSYS Constructor)生成相应的临时坐标,然后按坐标轴生成气膜冷却孔圆柱,最后根据坐标系旋转到工作角度。
2 分块结构化网格的生成全气膜冷却叶片的结构特点就是在叶片表面上开有多排冷气喷射孔,而且孔的结构和排列方式相差很大。
另外,内/外冷却腔和尾缘辟缝等结构也比较复杂,这些都给网格划分工作带来的很大的困难。
考虑到计算效率以及全气膜冷却叶片的结构特点,采用ANSYS IC EM 作为计算域的网格划分软件,网格形式采用分块结构化网格(Multi-Block Structured Mesh)。
2.1 分块结构化网格的特点分块结构化网格,又称为组合网格,是求解不规则区域中的流动与传热问题的一种重要网格划分方法,从数值方法的角度,又称区域分解法。
分块结构化的原理是把整个不规则求解区域划分为若干个小的规则六面体区域(块),然后对每一块都用结构化网格来离散,并且每一块中都可以采用适体坐标方法(Body-fitted coordinates)生成网格。
采用分块结构化方法的优点是:(1)可以大大减轻网格生成的难度,因为在每一块中都可以方便地生成结构化网格;(2)可以在不同块内采用不同的网格疏密度,从而可有效地照顾到不同区域需要不同空间尺度的情形,块与块之间不要求网格线完全贯穿,便于网格的局部加密;(3)便于采用并行算法来求解代数方程组[4]。
本研究采用结构化网格的主要原因是考虑到全气膜冷却叶片特殊的几何结构,另一个主要原因就是考虑到计算效率问题。
虽然使用非结构化四面体网格生成复杂外型几何体的网格非常容易,使用也很方便,但是在保持相同节点(Node)数量情况下,采用四面体网格生成的网格(Element)数量大约是使用六面体结构化网格的五倍,相应计算所需内存和计算时间都比结构化网格大很多;另外,非结构化网格不适应某些流场求解,如对叶片表面传热影响非常大的边界层内的流动和转捩流场;相比非结构化网格,结构化六面体网格生成的速度快,生成的质量好,数据结构简单,进行数值计算的误差很小、容易收敛等诸多的优点,而且对计算机资源的消耗也相对较低。
2.2 全气膜冷却叶片分块结构和网格生成对全气膜冷却叶片进行网格划分的目的是在ANSYS C FX 平台上进行气热耦合计算,需要将流固区域分开处理,所以根据计算条件将整个计算区域分成五部分:外流道、固体叶片、气膜冷却孔、内腔流道和尾缘辟缝,其中为了做网格方便,将气膜冷却孔与内腔流道结合在一起划分网格,并在外流道叶片壁面上冷却孔相应位置同样按几何相关线划分网格,在计算的时两部分按数据交换面(Interface)处理。
复杂的三维实体能否划分出高质量的六面体网格,关键在于如何合理地将模型分解成若干个与六面体同胚的图形[5]。