Investigation of film cooling on the leading edge of turbine blade based on detached eddy simulation

In order to assess the influences of curved hole passage on cooling effectiveness and flow structure of turbine blade leading edge,the detached eddy simulation is applied to numerically investigate the AGTB turbine cascade under the condition of global blowing ratio M=0.7.The straight or curved cooling holes are located at either the pressure or suction side near the leading edge.The analysis and discussion focus on the local turbulence structure;influence of pressure gradient on the structure,and distribution of cooling effectiveness on the blade surface.The numerical results show that cooling hole with curved passage could bring positive impact on the increase of the local cooling effectiveness.On the suction side,the increased cooling effectiveness could be about 82% and about 77% on the pressure side,compared to the conventional straight hole.

波浪形前缘叶片对动车组牵引变压器冷却风机气动性能及噪声特性的影响

对现有冷却风机噪声进行测试,并利用LES方法和FW-H方程,建立冷却风机的流场和气动噪声预测模型。利用验证后预测模型,参考驼背鲸鳍肢前缘凸起的波浪形结构,设计3款具有正弦曲线波浪形前缘结构的叶片并应用于出风口叶轮。对比分析装配原型叶片的风机模型和装配波浪形前缘结构叶片的风机模型间流场和远场气动噪声的差异。研究结果表明:现场测试与预测模型的一致性较好;与原型叶片相比,设计的3种叶片可使距出风口1 m处的噪声测点的A计权总声压级降低量达4.5 dB;使用具有波浪形前缘结构的叶片可以提高冷却风机的流量和效率;波浪形前缘结构通过改变叶片前缘的压力梯度分布、破坏前缘处的涡结构及降低叶顶泄漏流的强度可有效降低冷却风机的气动噪声,其中宽频噪声降噪显著,且波浪形前缘结构的波长越短,降噪性能越好。

超燃冲压发动机典型部件热防护

通过在电弧加热器上的试验考核,对进气道唇口前缘、注油支杆等发动机典型被动热防护部件的材料选择和热结构设计进行了研究.发展了主动冷却燃烧室热结构计算评估方法,将经过试验验证的热分析程序应用于燃烧室主动冷却结构的材料配置研究.材料C1和C2的进气道唇口前缘经过60s试验后情况良好;材料Z1的注油支杆经历50s试验后情况良好;将主动冷却燃烧室热分析计算程序应用于冷却面板试验,温度测量值与计算值最大相差55K,表明计算与试验符合较好,计算程序可为主动冷却燃烧室结构材料配置的设计研究提供可信的参考数据.研究所获得的经验和技术可应用于全流道超燃冲压发动机的设计与验证.

冷却管结构及风速对空冷中冷器性能的影响

本文在实验基础上,使用计算流体动力学方法研究了不同空冷中冷器冷却管前缘结构及风速对其冷侧热工水力性能的影响。研究发现,冷却管前缘半径R_(1)相同时,Fanning摩擦因子f随风速的增加而减小,而相同风速不同R_(1)时,f同样随R_(1)的增加而减小,在以R_(1)=0.9 mm为基准时,R_(1)=0 mm的f因子值最大增加12.42%,R_(1)=3.6 mm的f因子值最大减小5.41%;冷却管前缘半径R_(1)相同时,努赛尔数Nu随风速的增加而增大,相同风速不同R_(1)时,Nu同样随R_(1)的增大而减小,在以R_(1)=0.9 mm为基准时,R_(1)=0 mm的Nu最大增加2.22%,而R_(1)=3.6 mm的Nu最大减小1.49%;对于性能评价准则PEC,冷却管前缘半径R_(1)相同时,PEC随风速的增加而增大,而相同风速不同R_(1)时,PEC随R_(1)的增大而增大,在以R_(1)=0.9 mm为基准时,R_(1)=0 mm的PEC值最大降低10.13%,R_(1)=3.6 mm的PEC最大增加3.40%。综上,在R_(1)=3.6 mm、冷侧风速为7.5 m/s时,空冷中冷器冷侧热工水力性能最佳,因此增大R_(1)及风速有助于空冷中冷器冷侧热工水力性能的改善。

冷却管结构及进气方向对空冷中冷器性能的影响

首先,通过试验方法获得了基准空冷中冷器在不同速度时的冷侧静压降和传热系数。然后,采用计算流体力学方法对试验值进行了验证,结果表明,对于静压降,试验值与仿真值的绝对误差不超过7%,而传热系数则不超过15%,说明当前仿真的准确性。接着,继续采用计算流体方法研究了冷侧风速为6 m/s时,不同冷却管前缘半径R_(1)及进气方向β对空冷中冷器冷侧热工水力性能的影响,结果表明,当R_(1)=3.6 mm且β=90°时,Fanning摩擦因子f取得各工况中的最小值;当R_(1)=0 mm且β=90°时,努赛尔数Nu取得各工况中的最大值;当R_(1)=3.6 mm且β=90°时,中冷器热工水力性能综合评价准则PEC取得各工况中的最大值。

翼前缘层板对流冷却结构的防热效果分析

针对飞行器高超声速飞行时严重的气动加热环境,设计一种层板对流冷却结构对翼前缘进行热防护.提出一种壁面冷却效率参数η,并运用流固耦合的分析方法,研究了对流冷却结构在特定条件下的冷却效果,其中采用水冷时头部冷却效率η值最低为0.25.研究表明,对流结构冷却效果与内部冷却槽道深宽比γ有重要关系,η值随γ的增大而增大至一个稳定值,此时冷却效果达到饱和,若此时γ继续增加则可能出现不利于冷却的现象.冷却效果η随着前缘头部半径的减小而减弱.研究还表明,当层板对流冷却结构和材料固定时,η值随冷却剂流量增加而增大,并逐渐趋近至一个稳定值,而冷却槽道进出口压差急剧增大.因此需要综合考虑提高流量给供给系统带来的压力,选取最佳流量值以达到相对较好的冷却效果.对于材料而言,内部冷却通道和外部耐热层都应选择导热系数较高的材料,能够强化结构传热增强冷却效果.