涡轮叶片尾缘冷却特性数值研究

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1、第1卷第3期2010年8月航窄工程进腱ADVANCESlNAER()NAUTICALS【’lEN【：EANI)}'N(；INEERINGV01．1NO．3Aug．2010文章编号：1674-8190(2010)03—273—07涡轮叶片尾缘冷却特性数值研究罗玛1，孙德琴2，贺宜红1，孙瑞嘉1，杨卫华2，李维1(1．中国航审动力机械研究所．株洲412002)(2．南京航空航天大学能源’j动力学院，南京210016)摘要：为了研究不问叶片尾缘结构对气膜冷却效果的影响规律，设计了■种尾缘结构，采用数值模拟的方法分别对其冷却效果进行r研究。研究结果表明：(1)三种尾缘结构的冷却效率沿壁面的分布有很

2、大差异。针对模型I，在小吹风比时，冷却效率沿尾缘壁面逐渐减小；而在大吹风比时，冷却效牢呈现逐渐升高的趋势；(2)模型玎和模型Ⅲ的冷却效率沿肇【lii均筚现逐渐降低的趋势．但二者降低的规律又不相同；(3)在相同壁面f移置。模型m的冷却效率最高。模型I的冷却效率最低，凶此可以认为，模型Ⅲ所示的尾缘结构更有利于叶片尾缘的冷却。关键词：涡轮叶片；叶片尾缘；气膜冷却；冷却效率中图分类号：V231．1文献标识码：ANumericalStudyofCoolingCharacteristicsforTurbineBladeTrailingEdgesLuoMal，SunDeqin2，HeYihon91，Su

3、nRuijial，YangWeihua2，1．iWeil(1．ChinaAvationPowerplantResearchInstitute．Zhuzhou412002。China)(2．CollegeofEnergyandPower，NanjingUniversityofAeronauticsandAstronautics，Nanjing210016·China)Abstract：Inordertostudythefilmcoolingeffectivenesscharacteristicsofbladetrailingedge，threekindsoftrailingedgemodel

4、saredesigned．Theadiabaticcoolingeffectivenessofthemodelsisstudiedbynumericalsimu—lationmethod．ThesimulationresultshowsthatthecoolingeffectivenessiSdifferentforthreekindsofmodels．ForthemodelI，thecoolingeffectivenessvaluehasalargedifferencewiththedifferenceofblowingratio．Thefilmcoolingeffectivenesso

5、fmodel11andmodelⅢareallgraduallydecreasedalonethesurfaceoftrailingedge；Atthesamesituationonthesurfaceoftrailingedge，thecoolingeffectivenessofmodel山ishigherthantheoth—ermodels，SOtheconfigurationofmodelIIIissuitableforthedesignofturbinebladetrailingedge．Keywords：turbineblade；trailingedge；filmcooling

6、；coolingeffectiveness0引言随着对燃气涡轮发动机可靠性和高效性的追求，提高涡轮前燃气温度已成为提高燃气涡轮发动机性能的重要技术途径。但涡轮前温度提高，给发动机：I：作带来一系列严重的问题，对发动机热端部件的高温机械强度和热稳定性技术指标和使用寿命提出了挑战。叶片尾缘截面积较小，热沉滞强，平均温度最高，最容易出现叶片断裂事故。因此，收稿日期：2009—08一Ol；修回日期：2010-08-22通信作者：杨卫华，yangwh—sjtu@163．eom寻找高效可靠的方法对叶片尾缘进行有效的冷却对航空发动机安伞稳定的工作有着重要的意义。针对叶片尾缘的冷却。多年来国外的许多学者开

7、展了研究工作。文献[1]x．-j-叶片尾缘斜劈缝下游的气膜冷却效率进行了研究，认为尾缘唇厚对尾缘气膜冷却影响很大，而主、次流密度比以及尾缘劈缝的间隔大小对斜劈缝气膜冷却的影响较小。文献[2—5]研究发现，尾缘唇厚和劈缝问隔之比是尾缘半劈缝结构气膜冷却的一个关键参数。文献[6]没计了两种尾缘结构：一种是无尾缘劈缝；另一种足尾缘半劈缝结构，分别采用PlV技术和数值模拟方法对这两种结构的气动特性进行J，分析。文献[7]针对一排