扇形气膜孔冷却效率的数值模拟
前缘气膜孔对涡轮静叶冷却效果影响的数值模拟
前缘气膜孔对涡轮静叶冷却效果影响的数值模拟
杨凡;郑洪涛;李智明
【期刊名称】《热能动力工程》
【年(卷),期】2006(21)4
【摘要】采用全三维数值模拟技术,利用k-ε双方程湍流模型和SIMPLE算法,通过求解三维粘性可压缩Favre平均Navier-Stokes方程,对某新型燃气轮机第一级气膜冷却静叶叶栅的三维湍流流场进行了数值模拟。
分别通过改变燃气轮机前缘气膜孔的参数,计算出叶片外表面的温度分布和冷却空气流量大小。
结果表明,前缘气膜孔的直径、数目以及射流方向对叶片表面冷却效果的影响是非常显著的。
从而提出了一种叶片前缘气膜冷却设计的新方案,为工程设计提供了有价值的参考。
【总页数】5页(P345-349)
【关键词】燃气轮机;前缘气膜冷却;数值模拟;涡轮;第一级静叶
【作者】杨凡;郑洪涛;李智明
【作者单位】哈尔滨工程大学动力与核能工程学院
【正文语种】中文
【中图分类】TK474.7
【相关文献】
1.涡轮静叶复合角度气膜冷却孔排布置优化的数值研究 [J], 张玲;汪山入;董海瑞;张宏洋
2.叶栅前缘单排冷却孔气膜冷却效果的数值研究 [J], 袁野;万剑峰
3.涡轮静叶前缘气膜冷却数值模拟 [J], 杨凡;曹辉;郑洪涛;李智明
4.涡轮叶栅前缘气膜冷却数值模拟 [J], 颜培刚;王松涛;韩万金;王仲奇
5.涡轮叶栅前缘槽缝气膜冷却的数值模拟 [J], 王晓东;康顺
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猫耳气膜孔冷却性能数值模拟
AGTB叶型前缘气膜冷却效果的数值模拟研究
究， 但是他们 采用 的仅是简化 的对 称结构 的 Ａ Ｔ ＧＢ 叶型 ， 而且仅考虑了气膜冷却效率 ， 并没有研究换热 系数的影响。关 于气膜冷却 中换热 系数 的计 算方
法 ， 开发表 的文献 中存 在着 两种 不 同的观 点 ： 公 一种 是将 主 流和 射流 设 置 为 等 温 ， 种是 将 主 流 和射 流 一 设 置为 不等 温 的方 法 。 由于热 边 界 条 件 不 一 样 ， 这 两 种方 法反 映 的物 理 问 题 的本 质 也 不 一 样 ， 因此 哪
文献标识码 ： Ａ 文章编 号 ：０９— ８ ９ ２ １ ）４— ０ ２— ８ １０ ２ ８ （０ １０ ０ ２ ０
中图分类 号 ：２ １ Ｖ ３ ．１
气 膜冷 却 是燃气 轮 机高 温 叶片 中普遍 采用 的一
的 ， 以本文 对这 两 种 换 热 系数 的计 算 方 法 进 行 了 所 研究 ， 对结 果进 行分 析 比较 。为便 于描 述 ， 并 本文 分
别用等温法和非等温法命名这两种方法。关于气膜 孔结构 ， 虽然有学者们对开槽气模孔结构进行了研
究 ， 仅 是 局 限 于 平 板 ， 以 ， 文 将 以 实 际 的 但 所 本 ＡＴ Ｇ Ｂ叶型 为对 象 ， 开槽 气 模 孔 结 构 应 用 于该 叶 将 型上 ， 研究 在 实 际 的操作 条件 下 开 槽 气 膜 孔 结 构对 叶 片前缘 冷却 性 能 的改 善程 度 。
ｍ 叶片高度为 ３０ｍ 叶片栅距为 １８５ｍ 安 ｍ， ０ ｍ， ７ ． ｍ， 装角 Ｂ为 ７ 。 ３ 。本文考虑了三种不 同的前缘冷却结
构 ： 一个 结 构 为 二 维 开 缝 结 构 Ａ Ｔ 第 Ｇ Ｂ—Ｓ 该 模 型 ， 用于 计算 方法 的验 证 和 选 择 合 适 的湍 流模 型 ， 结 该 构具 有两个 缝槽 ， 个 在 压力 面 ， 一 一个 在 吸力 面 ， 槽
异型孔阵对气膜冷却效果的数值研究
该 冷 却 结 构 已 经 成 功 地 应 用 到 了 美 国
Ｇ ｎ ｒｌ ｌｃｒ （ Ｅ ｅ ｅａ Ｅ ｅ ｔ ｃ Ｇ ）公 司 为 民 用 客 机 研 制 的 ｉ Ｇ ９ Ｅ ０涡 扇 发 动 机 ， 且 取 得 很 好 的 冷 却 效 果 。 并 国
模 型的流体 域为 ７ Ｏｍｍｘ ３ｍｍ×２ ０ｍｍ， 固 体域 为 ５ ３ｍｍ ×３ｍｍ ×２ｍｍ， 流体域前 端距 固
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图 ３ 物理模 型 示意 图
Ｆｉ ３ Ｇｅ ｇ． ｏｍ ｅ ｒ ｉｍ－ ｏｏ ｅ ｌ ｔｐ ａ ｅ ｔ ｙ ｏｆｆｌ ｃ ｌ ｄ ｆａ ｌ ｔ
Ｄ ： ０ ３ ６ ／．ｓｎ １ ７ — ０ ７ ２ １ ． ２ ０ ６ ＯＩ １ ． ９ ９ ｊｉ ． ６ １８ ９ ． ０ ０ ０ ． ０ ｓ
异 型 孔 阵 对 气 膜 冷 却 效 果 的 数 值 研 究
李 志 强
（北 京航 空航 天 大 学 能源 与动 力 工 程 学 院 航 空 发 动 机 气 动热 力 重 点实 验 室 ， 京 １０ ９ 北 ０ １ １）
摘 要 ：对不同孔 型在 不同的吹风 比下的冷却效率进行数值模拟， 计算结果表明： 收缩进气 可以强化孔 内的对
流 传 热 ； 张 出 气可 以使 冷 气 出 口的速 度 降低 ， 扩 气膜 覆 盖 面更 广 ， 高 气膜 的覆 盖 效 果 。 小 吹风 比下 ， 内 的 提 在 孔 对 流 传 热 在 总 的 冷 却效 果 中 占主 导地 位 ， 时缩 扩 孔 的冷 却 效果 最好 ， 随 着 吹风 比 的 增 大 ， 膜 覆 盖 所起 的 此 而 气 作 用 在 增 大 ， 吹风 比增 大 到 一定 程 度 时 ， 张孔 的冷 却 效 果 将 具 有 更好 的表 现 。 当 扩
旋转对复合角度气膜冷却叶片的数值模拟
旋转对复合角度气膜冷却叶片的数值模拟
李少华;李知骏;王梅丽;郭婷婷
【期刊名称】《汽轮机技术》
【年(卷),期】2011(053)003
【摘要】采用Realizable k-ε紊流模型并结合SIMPLEC算法,对前缘复合角度α=30°、β=45°,α=90°、β=45°的动叶栅在不同旋转状速度下的气膜冷却效率进行计算.分析了不同转速、吹风比、叶片前缘射流角度对气膜冷却效率的影响.计算结果表明:旋转导致冷却射流向叶顶偏移,转速越高气膜冷却效率越低;高转速时叶盆区域有回流涡旋形成;高吹风比使得冷却射流在吸力面的贴壁性变差;比较两种前缘冷气喷射角度的计算结果可以看出,前缘冷却气流喷射角度较小时的气膜冷却效果较好.
【总页数】3页(P164-166)
【作者】李少华;李知骏;王梅丽;郭婷婷
【作者单位】东北电力大学,吉林132012;东北电力大学,吉林132012;东北电力大学,吉林132012;北京国电龙源环保工程有限公司,北京102206
【正文语种】中文
【中图分类】TK262
【相关文献】
1.旋转对涡轮叶片气膜冷却影响的数值模拟 [J], 袁锋;吴亚东;竺晓程;杜朝辉
2.旋流燃烧器内二次风叶片旋转角度对流场影响的数值模拟 [J], 车娟
3.旋转状态下曲率对叶片气膜冷却特性的影响 [J], 张玲;张璐琦;白博升
4.燃气轮机旋转状态下的动叶气膜冷却效果数值模拟研究 [J], 李录平;唐学智;张浩;黄章俊
5.旋转涡轮叶片端部气膜冷却的数值计算 [J], 杨汇涛;曹玉璋
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连续收缩扩张气膜孔排冷却特性的数值模拟
连续收缩扩张气膜孔排冷却特性的数值模拟周骏飞;王新军;张峰【摘要】为研究连续收缩扩张孔的冷却特性,在C3X静叶片上分别建立了连续收缩扩张气膜孔冷却模型、圆柱气膜孔冷却模型和展向扩张气膜孔冷却模型,连续收缩扩张气膜孔每排23个、孔间距为20 mm,展向扩张孔每排19个、孔间距为24 mm,圆柱孔每排19个、孔间距为24 mm.同时,在叶片前部开设了一个U形冷却通道,尾部开设了一个直冷却通道,冷气通过这2个内部冷却通道进入气膜孔.利用ANSYS-ICEM商用软件对上述3种模型进行了结构化网格划分,采用ANSYS-CFX 商用软件和SST湍流模型进行了数值计算和分析比较,结果表明:连续收缩扩张孔的气膜冷却效率高于圆柱孔和展向扩张孔,在孔口附近和高吹风比下的优势最明显;连续收缩扩张孔使冷气射流在相邻两孔的交汇处形成了类似反肾形涡结构,该涡的强度不大,但具有良好的延续性和较大的冷气覆盖面积;复合冷却时冷气射流脱离壁面的现象更明显,孔口附近总冷却效率低于绝热冷却效率.在连续收缩扩张孔的实际应用中选择偏大的吹风比和更小的入射角可以提高气膜冷却效率.【期刊名称】《西安交通大学学报》【年(卷),期】2016(050)003【总页数】7页(P38-44)【关键词】收缩扩张孔;气膜冷却;内部冷却;静叶片;数值计算【作者】周骏飞;王新军;张峰【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【正文语种】中文【中图分类】TK263燃气轮机高温部件必须受到冷却保护,气膜冷却是在透平叶片表面形成低温气体保护层,使叶片能够承受更高的燃气温度。
传统圆柱形气膜孔流动损失大,气膜覆盖率低,在高吹风比下容易产生射流而脱离壁面,且无法满足设计者的要求。
Goldstein 率先提出了一种带有展向扩张的成型孔结构[1]。
Bunker综述了4种典型扩张孔结构并进行了系统分析[2],表明与传统的圆柱孔相比,扩张孔的气膜冷却效率更高,气膜覆盖面积更大,且在较高吹风比下有着明显的优势。
基于CFD数值仿真的工程机械 冷却风扇性能分析
文章编号:１０００-０３３X (２０１７)０５-００８９-０５收稿日期:２０１６-１２-１５基金项目:国家科技支撑计划项目(２０１３BAF０７B０４);唐山市重点汽车实验室建设项目(１２１３０２０１A-２)作者简介:刘佳鑫(１９８３-),男,吉林桦旬人,博士后,讲师,研究方向为工程车辆节能降噪技术.基于CFD 数值仿真的工程机械冷却风扇性能分析刘佳鑫１,２,王宝中１,邢梦龙１,秦四成３,蒋炎坤２,龙海洋１(１.华北理工大学机械工程学院,河北唐山 ０６３００９;２.华中科技大学能源与动力工程学院,湖北武汉 ４３００７４;３.吉林大学机械科学与工程学院,吉林长春 １３００２２)摘 要:为了提升冷却风扇的性能,使流经散热器空气的流动状态得到改善,基于国内某工程机械用冷却风扇建立几何模型,利用CFD 数值仿真对冷却风扇进行模拟.结果表明:原风扇仿真模型正确;孤立翼型法与合理的特征控制可用于风扇的几何开发与建模;当体积流量达到１０．２４m ３㊃s －１时,新风扇全压效率提升了约０．８１％,轴功率降低了０．１２kW .关键词:数值仿真;冷却风扇;风扇设计;工程机械中图分类号:U４１５．５ 文献标志码:BAnal y sis on Performance of Coolin g Fan for ConstructionMachiner y Based on CFD Numerical SimulationLIU Jia-xin １,２,WANG Bao-zhon g １,XING Men g -lon g １,QIN Si-chen g ３,JIANG Yan-kun ２,LONG Hai-y an g １(１．School of Mechanical En g ineerin g ,North China Universit y of Science and Technolo gy ,Tan g shan ０６３００９,Hebei ,China ;２．School of Ener gy and Power En g ineerin g ,Huazhon g Universit y of Science and Technolo gy ,Wuhan ４３００７４,Hubei ,China ;３．School of Mechanical Science and En g ineerin g ,Jilin Universit y ,Chan g chun １３００２２,Jilin ,China )Abstract :In order to increase the p erformance of the coolin g fan so as to im p rove the air flow throu g h the radiator ,the g eometric model was established based on the domestic coolin g fan for construction machiner y ．The p erformance of the coolin g fan was simulated b y CFD numericalsimulation．The results show that the ori g inal simulation model is correct ;the isolated airfoilmethod and reasonable characteristic control can be used for g eometric develo p ment and modelin g of the fan ;when the volume flow reaches １０．２４m ３㊃s －１,full p ressure efficienc y of the new fan increases b y about ０．８１％,and shaft p ower reduces b y ０．１２kW．Ke y words :numerical simulation ;coolin g fan ;fan desi g n ;construction machiner y０ 引 言冷却风扇作为发动机冷却系统的一个重要部件,在为动力舱创造空气流动环境的同时,也为散热器组提供充足的冷却风.通过冷却风扇控制空气流量,可以合理地实现对冷却液温度的调控,保证各部件在合理的温度区间,从而保持发动机高效率的工作状态.由此可见,冷却风扇性能直接影响着设备总体的性能和工作可靠性.针对冷却风扇性能,国内外专家学者已从冷却风扇设计方法入手积极开展研究:上海理工大学王企鲲运用 等密流型 与 变密流型 ２种设计方法进行扭叶片改型设计,并利用CFD (Com p utationalFluid D y namics )仿真对比两者差异,且对２种设计方法作出了评价[１];刘全忠通过数值模拟,以汽轮发电机为研究对象,获得了安装角等参数与效率之间的关系,并对其展开性能优化[２];高红霞等使用控制涡设计理论对直升机轴流风扇气动性能进行改进提升;M Henner 利用CFD 数值模拟的方法,通过调整结构设计参数,实现对风扇性能的改进[３];Zhou Jianhui 则采用理论设计与CFD 仿真验证相结合的方式对CPU 冷却风扇进行了重新设计[４].基于以上已取得的研究成果,本文利用CFD 数值仿真对用于某国内工程机械上的冷却风扇进行性能分析,通过试验数据验证仿真模型;利用孤立翼型法对其重新设计,并对新风扇进行性能仿真,对比仿真结果,以确认性能改进和提升的有效性.１ 原风扇仿真与试验验证１．１ 风扇与风道三维模型根据图纸建立原风扇模型,如图１所示.风扇直径为７８０mm ;轮毂比为０.３３;弯掠角为０ʎ;轮毂直径为２６０mm ;安装角为２６ʎ;翼型为等厚度弯板.图１ 原风扇模型建立风道三维几何模型,如图２所示.风道采用圆形截面,直径等于其风扇当量直径,风道的入口长度为４倍当量直径,出口长度为６倍当量直径.在出口风道２~４倍风扇当量直径处建立整流栅.图２ 风道模型１．２ 网格划分与边界设定利用Gambit 对模型进行网格划分与边界设定.采用结构性网格对风扇表面进行网格划分;对旋转域内部以及进出口处使用结构性与非结构性网格进行网格混合加密,加密后无负网格和扭曲网格,如图３所示.图３ 网格模型将风扇㊁风道表面㊁整流栅设定为wall ;将风扇旋转域与风道进出口公共面设定为interior ;将风道进口设定为velocit y -inlet ;风道出口设定为p res-sure-outlet ;将旋转域以及进口风道㊁出口风道设定为fluid ;风扇转速为２０００r ㊃min －１;选用标准k-ε湍流模型[５-８].图４ 原风扇进口处空气状态１．３ 结果分析与试验验证如图４所示,在原风扇空气进口处,低压区主要集中在风扇中上部分,呈阶梯状分布.这是由于扇叶扫掠过的区域空气体积骤降,周围的空气无法迅速填充而造成的;随后在压差作用下,低压区空气体积不断被填充,该区域逐步回升到环境压强;随着转速的增加,空气持续流通,阶梯状分布的低压区逐渐变成环状低压区.图５(a )中,原风扇空气出口端轮毂处出现较大的低压区;高压区则呈环状分布在０．３倍叶高至叶尖之间,并在叶尖处压强达到最大,这是风扇对气流做功的结果.图５(b )中,气流在叶尖处流速最大,并由此逐渐向两边递减;最低气流速度出现在轮毂处,这种现象可能会导致回流的产生.图５ 原风扇出口处空气状态在风扇转速一定的条件下,对７组不同流量值进行试验仿真,在５倍当量直径处提取全压值,计算全压效率,与试验数据进行对比,绘制两者全压及全压效率性能曲线,如图６所示.从图６(a )可以看出:当风量降低时,二者偏差逐渐增大,最大误差为４.５％;当风量大于６m ３㊃s －１时,原风扇仿真值与试验值逐渐趋于吻合,最大误差约２.３８％.从图６(b )可以看出,随着风量的增加,全压效率都呈现出上升趋势,且均在风量为１０.２４m ３㊃s －１时出现最大值,原风扇仿真值与试验值最大相差约３％.２ 风扇设计与数值仿真２．１ 风扇设计选用孤立翼型设计法对冷却风扇进行设计.设计分为３个阶段:选定设计参数㊁预备设计㊁正图６ 原风扇试验与仿真性能对比式设计.(１)设计参数.参照原风扇性能和结构参数,设定全压为５５０Pa ,体积流量为１０．２４m ３㊃s －１,新风扇采用Clark-y 翼型.(２)预备设计.预备设计计算如下Λ＝V a ΩR λb ＝ΛX bεSb ＝K thλb２C L δ＝２εSb cos βm ìîíïïïïïïïï(１)式中:Λ为叶尖流速系数;V a 为通过叶轮的平均轴向速度;Ω为叶轮叶片的旋转角速度;R 为叶轮半径;λb 为叶片根部流速系数;X b 为轮毂比;εSb 为根部旋流系数;K th 为理论全压系数;C L 为升力系数;δ为实度;βm 为叶片根部合速度与轴向速度的夹角.预备设计筛选依据为:流速系数不大于１．４,旋流系数不大于１,叶片根部载荷因子不大于１.(３)正式设计.正式设计的计算如下n ㊃C R ＝２πσr－φ＝９０ʎ－βm ＋αRe ＝CV a v cos βmȡ２ˑ１０５ìîíïïïïïï(２)式中:n 为叶片数;C 为弦长;σ为实度比;r－为相对半径;φ为安装角;α为气流攻角;Re 为雷诺数;v 为气体动力黏度.２．２ 三维成型依据理论设计,建立新风扇三维模型控制方程,即三维空间坐标转换[９]x ＝r sin αy ＝r cos αz ＝x ０ìîíïïï(３)式中:r 为柱坐标系下圆柱面半径;α为翼型上对应在柱坐标上一点与圆柱截面圆心的连线与zo y 平面之间的夹角;x ㊁y ㊁z 分别为柱坐标系下各点坐标.为扩大冷却风扇的稳定工作范围,提升其工作效率,采用周向前弯布局,如图７所示.前弯角推导公式为[１０]θr －＝θmax ＋arcsinr －２R ＋X ２b R２r－M ２＋X ２bR２－arcsinR ＋X ２bR２M ２＋X ２b R２(４)式中:r －为圆弧上任意点相对半径;θmax 为叶尖重心处前弯角最大值;M 为圆弧圆心横坐标.图７ 前弯角示意图依据以上控制方程建立新风扇模型,网格划分㊁边界设置与１．２相同,如图８所示.２．３ 仿真结果分析由图９(a )压强分布可知,相比原风扇,新风扇每片叶片的后端都出现了大范围均匀分布的低压区,贯穿整片叶片.由图９(b )速度分布可以看出,新风扇最大速度出现在叶尖处,这是由导风罩对气流的挤压作用与叶尖处较高的线速度共同引起的;同时新风扇表现出较为明显的梯度特征,随着风扇的转动,其梯度分布也趋于向风扇转动方向移动.图８ 新风扇三维模型图９ 新风扇进口处空气状态如图１０(a )所示,新风扇出口端低压区分布较小;压强最大值出现在叶片中上部,高压区则均匀分布在大部分出口截面上.如图１０(b )所示,速度呈现出均匀环状分布,最大速度出现在０．７倍叶高以上范围内;由于轮毂处空气无法流通,因此速度最小.３ 仿真结果对比对原风扇和新风扇进行仿真性能对比,结果如图１１所示.由图１１(a )可以看出,随着风量的增大,两风扇仿真值吻合度逐渐提升.从图１１(b )可以看出,两风扇全压效率都呈现出上升趋势,新风扇整体略高于原风扇,在体积流量达到１０.２４m ３㊃s －１时,新风扇较原风扇全压效率提升了０．８１％.在图１１(c )中,新风扇轴功率整体低于原风扇,当流量为１０.２４m ３㊃s －１时,新风扇比原风扇轴功率降低了０．１２kW .图１０ 新风扇出口处空气状态图１１风扇仿真性能对比４结语本文基于国内某工程机械用冷却风扇,使用三维软件建立原风扇几何模型,利用CFD在虚拟风道中进行性能模拟,并将试验数据与之进行对比;随后,使用孤立翼型法重新设计,通过推导成型控制方程建立三维模型,在相同边界下进行仿真,将两风扇的仿真结果相对比,最终得到以下结论. (１)与虚拟风道相结合的CFD数值仿真可用于模拟和预测冷却风扇性能数据.(２)孤立翼型法与翼型控制方程相结合,能更好地进行冷却风扇设计与三维建模.(３)在大部分的流量区间内,新风扇轴功率等性能参数均优于原风扇.当流量为１０．２４m３㊃s－１时,新风扇全压效率提升了０．８１％,轴功率降低了０．１２kW,证明改进有效.参考文献:[１]王企鲲,陈康民．轴流风扇两种扭叶片设计方法及其气动性能的比较[J]．流体机械,２０１０,３８(９):２４-３０．[２]刘全忠,宫汝志,王洪杰,等．汽轮发电机冷却风扇的数值模拟及优化[J]．哈尔滨工业大学学报,２０１０,４２(３):４４２-４４５．[３]高红霞,余建祖,谢永奇．直升机用高转速㊁小流量轴流风扇设计[J]．航空动力学报,２００６,２１(１):１１９-１２４．[４]JIANHUI Z,CHUNXIN Y．Desi g n and Simulation of the CPU Fan and Heat Sinks[J]．IEEE Transactions on Com p o-nents and Packin g Technolo g ies,２００８,３１(４):８９０-９０３．[５]刘佳鑫,秦四成,徐振元,等．虚拟风洞下的车辆散热器模块性能改进[J]．吉林大学学报:工学版,２０１４,４４(２):３３０-３３４．[６]刘佳鑫,秦四成,徐振元,等．基于CFD仿真的车辆散热器性能对比分析[J]．华南理工大学学报:自然科学版,２０１２,４０(５):２４-２９．[７]刘佳鑫,秦四成,徐振元,等．工程车辆散热器模块散热性能数值仿真[J]．西南交通大学学报,２０１２,４７(４):６２３-６２８．[８]刘佳鑫,秦四成,孔维康,等．虚拟风洞下车辆散热器模块传热性能数值仿真[J]．吉林大学学报:工学版,２０１２,４２(４):８３４-８３９．[９]廖庚华,刘庆平,陈坤,等．基于CATIA的轴流风机叶片仿生参数化建模[J]．吉林大学学报:工学版,２０１２,４２(２):４０３-４０６．[１０]刘佳鑫．工程机械散热模块传热性能研究[D]．长春:吉林大学,２０１３．[责任编辑:杜卫华]。
叶栅通道端壁气膜冷却的换热数值仿真
Ｎｕｍ ｅ ｉａ ｉ ｕｌｔｏ ｏ ｒｃ ｌＳ ｍ ａ ｉｎ ｆＥｎｄ ｌ Ｈ ｅ ｔＴｒ ｎｓｅ ｎ ａ Ｔｕｒ ｉ ｅ Ｃａ ｃ ｄ ｗａ ｌ ａ ａ ｆｒｉ ｂｎ ｓａ ｅ
Ｗ ＡＮＧ ａ ＺＨＡＮＧ ， Ｚｈ ｏ． Ｌｉ ＺＨＵ ｉ ｒ ｎ Ｈｕ — ｅ
ｉ ｉ ｎ ｃｕａｅ ｃ ｅｙ． ｆｃｅ ｔｆｕ ｔ ｔｓ ａ ｕｔｌ ｌ
ＫＥ ＹＷ ＯＲＤＳ： ａ － ｌ ｃ ｏｉ ｇ Ｇ ｓ ｆ ｍ ｏ ｌ ；Ｅｎ ｗａｌ ｉ ｎ ｄ ｌ ；Ｈｅ ｔｔ ｎ ｆ ｒｃ ｅ ｃｅ ｔ ｌｗｉｇ ｒ ｔ ；Ｒ ｙ ｏ ｄ ｕ ｅ ａ ｒ ｓｅ ｏ ｆ ｉｎ ；Ｂ ｏ ｎ ａ ｉ ａ ｉ ｏ ｅ ｎ ｌ ｓ ｎ ｍｂ ｒ
ｈ ａ ｒｎｓｅ ｅ ｔｔａ ｆｒ，ｎ ｕｍｅ ｉａ ｉ ｌ ｔｏ ａ ｅ ａ ｅ ｕ ｏ ｄ ｔｒ ｎ ｈｅｃ ｅ ｃ ｅ ｓｏ ｎ ｗａｌｉ ｕ ｂｉ ａ ｃ ｄｅ ｒｃ ｌｓｍｕ ａｉ ｎ ｈ ｓｂｅ ｎ ｃ ｍ ｌ ｎ ａ ｔｒ ｎｅｃ ｓ ａ ． ｉ
第２卷 第９ ８ 期
文 章 编 号 ：０ ６ ９ ４ （０ １ ０ — ０ ０ ０ １０ — ３ ８ ２ １ ）９ ０ ５ — ５
计
算
机
仿
真
２１年９ ０１ 月
叶栅 通 道 端 壁气 膜 冷 却 的换 热 数 值 仿 真
王 钊， 张 丽 ， 惠人 朱
（ 西北工业大学动力与能源学 院， 陕西 西安 ７０ ７ ） １０ ２ 摘要 ： 为了研究气膜孔 、 吹风 比以及雷诺数对 叶栅端 壁换热系数 的影响 的温度特性 ， 为了防止局 部过热影 响涡轮部件 的寿 命， 有必要对端壁实施有效的冷却 ， 提出了叶栅通道端壁气膜冷却 的换 热系数随三种情 况的变化规律 ， 并进 行 了数值仿 真。 对端壁结构二次流吹风 比以及主流雷诺数对端壁 的换热和有气膜冷却的端壁换热与没有气膜冷却做了对 比， 在气膜孔周 同 换热系数明显减小 。二次流质量流量适中时才会使换热系数最大程度降低。通过数字仿真表 明， 为叶栅通道端壁 的温度控 制提供 了参考 。 关键词 ： 气膜 冷却 ； 端壁 ； 换热系数 ； 吹风比 ； 雷诺数
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
维普资讯
第２ ８卷 第 ４期
２０ ０ ８盔
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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 ，
维普资讯
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 、
涡轮端壁气膜冷却效果数值模拟
率 比单 一 角度射 流平均 冷却 效率增 加 １ ６ ． ４ ％； 随着吹 风 比增加 ， 射 流孔 附近冷 却 效 率 下降速 度 变慢 ； 复合 角度射 流 的 引入 会 导致 反 向涡 不对 称 ， 加 强 了 气膜 的 贴壁 性 ， 更有 利 于汽 膜 冷
却。
［ 关
键
词 ］涡轮 机 ； 端壁 ； 单 一 角度 ； 复合 角度 ； 射流； 气膜冷 却 ； 数 值模 拟
Ａｂｓ ｔ ｒ ａ ｃ ｔ： Ｆ ｏ ｕ ｒ ｒ ｏ ｗｓ ｏ ｆ ｃ ｙ ｌ ｉ ｎ ｄ ｅ ｒ ｉｌ ｆ ｍ ｃ ｏ ｏ ｌ ｉ ｎ ｇ ｈ ｏ ｌ ｅ ｓ ｗｅ ｒ ｅ ａ ｌ ｌ ｏ ｃ ａ ｔ ｅ ｄ ａ ｔ ｔ ｈ ｅ ｔ ｕ ｒ ｂ ｉ ｎ ｅ ｃ ａ ｓ ｃ ａ ｄ ｅ ｅ ｎｄ ｗａ ｌ ｌ ｗｉ ｔ ｈ ａ ｘ ｉ ａ ｌ ｂ ｌ ａ ｄ ｅ ｃ ｈｏ ｒ ｄ ｏ ｆ ２１ ％ ， ５ １ ％ ａ ｎ ｄ ８１ ％ ａ ｎ ｄ ｕ ｐ ｓ ｔ ｒ ｅ ａ ｍ ｏ ｆ ｌ ｅ ａ ｄ ｉ ｎ ｇ ｅ ｄ ｇ ｅ ｏ ｆ ９％ ， ｂ ｙ ｔ ｈ ｅ ＣＦＤ ｍｅ ｔ ｈ ｏ ｄ． Ｔ ｈｅ ｓ ｔ ａ ｎｄ ａ ｒ ｄ ｋ － ｅ ｔ ｕ ｒ ｂ ｕ— ｌ ｅ ｎ ｃ ｅ ｍｏ ｄ ｅ ｌ ｗａ ｓ ａ ｐ ｐ ｌ ｉ ｅ ｄ ｔ ｏ ｓ ｉ ｍｕ ｌ ａ ｔ ｅ ｃ ｏ ｏ ｌ ｉ ｎ ｇ ｅ ｆ ｆ ｅ ｃ ｔ ｏ ｆ ｔ ｈｅ ｅ ｎ ｄ ｗａ ｌ ｌ ｗｉ ｔ ｈ ｓ ｉ ｎ ｇ ｌ ｅ ａ ｎ ｇ ｌ ｅ ａ ｎ ｄ ｃ ｏ ｍｐ ｏ ｕ ｎ ｄ ａ ｎ ｇ ｌ ｅ ｉｌ ｆ ｍ— ｈ ｏ ｌ ｅ ｓ ．
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［ 摘
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第36卷第2期2019年6月苏州科技大学学报（自然科学版）Journal of Suzhou University of Science and Technology (Natural Science)
Vol.36 No.2
Jun. 2019
doi ： 10.12084/jassn.2096-3289.2019.02.012
扇形气膜孔冷却效率的数值模拟
王晓春，李娟(苏州科技大学环境科学与工程学院，江苏苏州215009)
摘要：为了改进气膜孔结构，提高航空发动机涡轮叶片表面气膜冷却效率，采用商业软件ANSYSCFX,对扇形圆 角扩张气膜孔的气膜冷却效率进行了数值模拟研究。根据绝热壁面假设下的温度分布云图可以发现,冷气在气膜孔 的出口区域分叉成两股，冷气分叉使最期望被冷却的孔中心的下游区域没有得到充分冷却。随后又根据流固耦合条 件下的模拟结果,提出了定量描述气膜冷却的气膜冷却效率随位置和毕渥数的拟合公式。现有文献关于气膜冷却的 研究往往采用冷却效率云图，而采用数学公式定量描述冷却效率的方法不仅更加简洁,而且更便于定量比较不同结 构气膜孔的冷却效率。关键词：气膜孔;冷却效率;吹风比;数值模拟;扇形孔中图分类号：TK124 文献标志码：A 文章编号：2096-3289(2019)02-0061-05
为了提高战斗机的性能，战斗机不断地向大推力、高速度、高机动性能的方向发展。因此,燃气透平的进 口温度需要不断上升。目前，先进透平燃气进口温度已经远远超过现有透平材料的熔点。为了保证透平高温 部件的安全运行及合理寿命,现有航空发动机端壁中广泛采用了气膜冷却技术。气膜冷却特性的控制受到 很多因素的影响，例如气膜孔的几何参数、叶片的几何参数、孔的气动参数等。在气膜孔几何形状设计方面,Goldstein等人m可能是最先关注不同气膜孔形状导致的冷却特性差异，随 后人们研究了多种扩张气膜孔结构。Wittig等人'Thole等人Pl、GritSch等人W先后比较了圆柱形、出口横向扩 张、横向向前扩张孔的冷却特性。张玲等人[3研究了气膜孔轴向倾角和展向倾角对端壁冷却效率的影响。在 众多气膜孔结构中，扇形扩张气膜孔结构的气膜覆盖面积较大，因而受到广泛的关注和研究[&"\笔者此前的 研究中也比较了三种扇形气膜孔结构的冷却特性™。为清晰的显示扇形气膜孔的气膜覆盖范围，对绝热壁面 假设下的气膜冷却效率进行了数值模拟，结果表明，冷却流在气膜孔下游逐渐分叉成两股，导致覆盖面积变 小，气膜孔下游不能被很好地冷却。在气膜孔的冷却效率研究中，广泛采用实验获得表面冷却效率云图。例如:翟颖妮等人[9]采用热色液晶 技术测量了倾斜角圆柱孔、水滴孔以及曲面簸箕孔的气膜冷却特性;常艳等人[1°]利用红外热像测温技术研究 了带有突片结构的气膜孔的气膜冷却特性;李广超等人[11]也利用红外技术测量了双出口气膜孔的冷却效率。 随着计算机性能的提升，数值模拟方法因其经济且高效的特性在众多领域得到广泛应用[12_13]。笔者通过数值 模拟的方法获得了气膜孔表面冷却效率云图，并以此为基础，尝试通过定量的方式来描述冷却效率,并提出 了精度较高的拟合公式，用公式定量描述冷却效率的方法更便于定量比较不同结构气膜孔的冷却效率。
1研究模型及方法
1.1气膜孔结构图1展示了数值模拟所采用扇形气膜孔结构。该气膜孔由纯圆柱进口和侧向扩张出口两部分组成。纯 圆柱部分的特征直径为0.6 mm,圆柱轴线与气膜孔出口平面的夹角为30°，侧向扩张角为14°。
[收稿日期]2018-03-16[基金项目]江苏省自然科学基金青年基金资助项目（BK20170382);苏州市科技发展计划项目（SNG2018045)[作者简介]王晓春（1987-),男，安徽滁州人，讲师，博士，研究方向：航空发动机叶片流动及换热的实验和数值模拟。62苏州科技大学学报（自然科学版)2019 年
(a)外形轮廓 （b)几何尺寸
图1扇形气膜孔几何结构1.2气膜冷却的数值模型
数值模拟的研究区域如图2所示。图2(a)显示了固壁绝热条件下的研究区域:主流域、冷却流域和气膜 孔。图2(b)展示了流固耦合条件下的模拟区域，比图2(a)多了固体壁面域。图2(c)给出模拟区域的几何尺 寸。研究区域的稳态流动和换热模型可以用可压缩雷诺时均的NaVier-St〇kes(RNS)方程求解。该方程可用张 量表示成如下形式dp | d{PUj ) =Q
dt d%i
d{puj ) | d{pUflii ) _dp l d r I dUj | duf 2 g dui U dj-pu/u/) ⑴dt dxj d%i d%i ^ \ dxj dxj 3 ij d%i IJ dxj
^f1+i^[Ui{pE+p )]=i^l(k+^r采用商业软件ANSYSCFX14.0对该方程进行数值计算。选择RNGk-s揣流模型。该软件计算时利用有限容积法，模拟区域划分和尺寸介绍如图2所示。计算网格利用商业软件ANSYS ICEM 14.0生成。气膜孔 采用六面体0型网格，其他区域采用普通六面体网格。对壁面附近网格加密，使边界层部分第一层网格的y+ 值全部小于1。通过对网格加密来验证无关性，加密前后，气膜孔附近的平均温度偏差小于3%，由此认为加 密后的网格已经符合要求，作为后面模拟研究中采用的网格。
(a)主流和冷却流区域；（b)流体和固体区域；（c)计算模型尺寸
图2数值计算模型
2结果及讨论
2.1扇形气膜孔出口的冷却流分叉现象为了研究单纯由气膜孔引起的冷却效率差异，采用绝热壁面假设，忽略固壁导热的影响，采用商业软件 ANSYS CFX对图2(a)所示的研究区域进行数值模拟。主流和冷却流均采用理想气体。模拟工况的边界条件第2期王晓春，等：扇形气膜孔冷却效率的数值模拟63
表面温度/K ■ 900 ’
850799749698648丨5981 547 BR=0.5孔出口区域■ 900 844789733678622I 567■511 朋=1.0
900 ^9 ■■ 900 ^9843 842 841 |785 728 670 613 ■ 556■4985/2=1.5784726668610j 552* 4941 BR=2.0782723664605546A488BR=3.0
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图3不同吹风比下扇形气膜孔冷却效果比较2.2定量描述气膜冷却效率为了研究固体壁面加人气膜冷却后的综合冷却效果，选择图2(b)所示模型为研究对象。主流和冷却流 工质仍采用理想气体。由于固体导热对综合冷却效果影响很大[8]，所以选取7种不同导热率it(60.5、36.0、 15.1、3.98、0.58、0.15、0.058 WJn^K)-1)的工况进行数值模拟。模拟边界条件的设置如下：主流入口速度 设为12〇111_8-1，温度7^为900 1^主流入口雷诺数办为11 988;冷气入口温度7；为486 1^，速度7(!为 1.024 ml-1(相应的吹风比为2);主流和冷却流通道侧壁面设为绝热。为定量描述气膜冷却效率，在固壁表面选取了 6个特征位置，如图4所示。固壁表面气膜孔出口下游方 向设为％方向，气膜孔的圆柱轴线与固壁表面的交点设为x
轴的原点，6个特征位置分别在％轴上的坐标为1Z)、4D、8Z)、12D、16Z)、2(W)处。通过数值模拟，得到7种导热率下，固壁表面的温度分 布7；，进而可以算出6个特征位置的冷却效率。这里的冷却 效率为综合冷却效率，公式如下
设置如下：主流入口速度设为120 m_s'温度L为900 K，主流入口雷诺数为11 988(特征长度选主 流通道入口的水力直径）;冷气入口温度7；为486 K，吹风比(57?)分别为0.5、1.0、1.5、2.0、3.0，相应的冷气入 口速度F。分别为0.256、0.512、0.768、1.024、1.536 m*S-1;除进出口外，研究区域所有表面均设置为绝热表面。 吹风比的定义如下br=M^_ (2)P〇〇V 00
冷却后的壁面温度分布如图3所示。图3中标尺最大最小值为各自温度分布图的最大最小值。可以发 现：（1)在气膜孔的出口区域，冷气有两个最小值区域，说明冷气在出口处已经分叉成两股。同时，随着吹风 比的增加这种分叉更加明显。（2)在气膜孔出口下游区域，冷气明显分成了两股，吹风比越大，这种分叉程度 越显著。最期望被冷却的孔中心的下游区域，反而变成局部高温。(3)吹风比从0.5增加到1.5时，气膜孔下游 区域温度明显降低。此时增加冷气量，会起到比较好的冷却效果。吹风比从1.5增加到2.0时，温度变化不明 显。吹风比从2.0增加到3.0时可以发现，气膜孔下游区域温度反而上升。因而，扇形气膜孔在吹风比为1.5 时具有最佳的冷却效果。
冈媒
图4孔出口下游6个特征点64苏州科技大学学报（自然科学版)2019 年固壁温度7；与研究位置％和固壁导热率A;有关，研究中，常采用毕渥数(所)描述导热率的变化，因而， 冷却效率可以表示成7]=rj(x,Bi)(4)
如果选择固定位置的％，那么气膜冷却效率将会是毕渥数的函数即(5)这里执定义如下
Bi=h;1k(6)
其中[表示固体壁面的厚度，1.8 mm#为固体表面的对流换热系数，由ANSYSCFX计算获得。笔者对6个特征位置的冷却效率进行拟合，公式(7)在6个特征点均可以得到比较理想的拟合结果。BUD, -Bi /D2 /r,x
V=A~Cie -C2e (7)
式中d、^、仏、/^、^是拟合方程的拟合系数。图5给出了 6个特征位置的拟合曲线。
T] = 0.878 - 0.458e ^ - 0.298e ^ ^ = 〇-632-0.316e 3239 -0.196e
1 nr7) 0.7 r7?
Bix=ADBi；；=0.470-0.234e 2 747 -0.118e 0238
0.5「乃
0.4
0.30.2
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Bi
7] = 0.388 -0.196e - 0.076e
0.4 0.3 0.2
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10.4
0.30.2
= 0.340-0.175^ 2427 -0.052e 0228 77 = 0.307-0.158^"^ -0.039^"^r7? 0.35 rV
Bi^=16DBi
0.300.250.200.150.100.0512120.0
x=20D 1.5 5.0Bi
"lo.o
图5特征位置冷却效率与毕渥数的关系此外利用标准差分进化算法，对7种导热率工况下6个特征位置的数值模拟结果进行拟合，可以得到如 下的拟合公式7y=0.264+0.655e-_/6.628-0.150e-_.493)-0.612e-_/6628 • e_(肌493) (8)根据拟合公式(7)和(8)，当端壁导热率趋于无穷大，即毕渥数趋于0时，气膜冷却效率具有最小值;当端 壁导热率趋于0,即毕渥数趋于无穷大时，气膜冷却效率具有最大值。变化趋势与实际相符合。同时，利用公 式(7)(如图5所示）和公式(8)所得7种导热率工况下6个特征位置的计算值，与采用ANSYS CFX模拟值 的最大偏差小于5.2%。