航空发动机涡轮叶片尾缘楔形通道交错肋冷却实验

doi:10.16183/j.cnki.jsjtu.2021.162

航空发动机涡轮叶片尾缘楔形通道交错肋冷却实验

肖克华, 罗稼昊, 饶宇^,

上海交通大学机械与动力工程学院,上海 200240

Experiment on Wedge-Shaped Latticework Channel Cooling Applied in Aero Engine Gas Turbine Blade Trailing Edge

XIAO Kehua, LUO Jiahao, RAO Yu^,

School of Mechanical Engineering, Shanghai Jiao Tong University, Shanghai 200240, China

通讯作者: 饶宇,男,教授,博士生导师,电话(Tel.): 021-34205986;E-mail:yurao@sjtu.edu.cn.

责任编辑: 石易文

收稿日期: 2021-05-18

基金资助:

国家科技重大专项(2017-III-0009-0035)
国家自然科学基金(11972230)

Received: 2021-05-18

作者简介 About authors

肖克华(1998-),男,安徽省安庆市人,硕士生,主要从事燃气轮机叶片冷却研究.

摘要

为研究涡轮叶片尾缘部分楔形通道交错肋流动传热性能,对其进行实验研究.实验应用瞬态液晶测试技术,对比研究了交错肋上、下主表面的局部传热特性,同时用压力扫描阀测得不同雷诺数下的通道压力损失.研究结果表明:尾缘段转折流动配置下,楔形通道交错肋上、下主表面传热差异显著,下主表面平均努塞尔数比上主表面平均高30%以上,尾缘楔形通道内交错肋结构主表面平均换热系数高出针肋结构约46%;交错肋上、下通道之间的交界面处存在强烈的质量交换作用,上、下主表面间断性的高换热区与上、下通道交界面呈现对应关系;随入口雷诺数的增加,通道压降快速增大.楔形通道交错肋压降是针肋的5~7倍,但其换热面积高出针肋107.4%,仍比针肋冷却增加约66%的综合换热性能.

关键词： 涡轮叶片尾缘; 交错肋冷却; 流动传热; 瞬态液晶

Abstract

In order to study the flow and heat transfer performance of wedge-shaped latticework channels in the turbine blade trailing edge, this paper conducted an experimental study by employing the transient liquid crystal (TLC) technique to investigate the local heat transfer characteristics of the upper and lower main surfaces and applying the pressure scanning valve to mesure the pressure loss of the channels at different Reynolds numbers. The experiment shows that there is a significant difference between the upper and lower main surfaces under the turning flow configuration condition at the trailing edge section. The average Nusselt number of the lower main surface is over 30% higher than that of the upper main surface. In heat transfer coefficient, the wedge-shaped latticework channel is over 46% higher than that of the needle rib channel. There is a strong mass exchange at the interface between the upper and lower channels of the latticework channel. The intermittent high heat transfer areas on the upper and lower main surfaces are corresponding to the interface. As the inlet Reynolds number increases, the channel pressure drop increases rapidly. The pressure drop of the wedge-shaped latticework channel is 5 to 7 times that of the needle ribs, but the heat transfer area of latticework channel is 107.4% higher than the needle ribs channel, and the overall thermal performance of the wedge-shaped latticework channel is still approximately 66% higher than that of the needle ribs channel.

Keywords： turbine blade trailing edge; latticework cooling; flow and heat transfer; transient liquid crystal (TLC)

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本文引用格式

肖克华, 罗稼昊, 饶宇. 航空发动机涡轮叶片尾缘楔形通道交错肋冷却实验[J]. 上海交通大学学报, 2022, 56(8): 1034-1042 doi:10.16183/j.cnki.jsjtu.2021.162

XIAO Kehua, LUO Jiahao, RAO Yu. Experiment on Wedge-Shaped Latticework Channel Cooling Applied in Aero Engine Gas Turbine Blade Trailing Edge[J]. Journal of Shanghai Jiaotong University, 2022, 56(8): 1034-1042 doi:10.16183/j.cnki.jsjtu.2021.162

为了提高燃气轮机循环的热效率,涡轮前进口温度被不断提高,迫切需要高效先进的涡轮叶片冷却技术.现有的冷却技术主要分为外部冷却技术和内部冷却技术.外部冷却主要依靠气膜冷却,而内部冷却技术主要包括冲击冷却和强化对流冷却.交错肋通道冷却技术起源于苏联,目前被俄罗斯和乌克兰广泛沿用.该结构不仅具有极高的换热能力,而且能够很好地保持叶片的结构强度^[1],近年来引起了国内外学者的关注.

文献[2]使用瞬态液晶(TLC)测试技术和热红外成像技术研究了交错肋子通道宽度对整体换热的影响,研究表明通道越窄,气流的转角效应带来的换热增强效果越明显.文献[3]运用实验研究了静止和旋转条件下径向流动配置交错肋通道的传热和流阻特性,研究发现低雷诺数下旋转数对交错肋通道换热影响不明显.文献[4]用锌熔法对中弦区和尾缘布置交错肋结构的换热和流阻特性进行了测量,结果表明肋倾角为45°时的换热增强比最佳.文献[5]利用瞬态液晶测试技术实验研究了布置在尾缘区域的伴有尾缘出流的交错肋冷却结构内局部换热系数,发现出流孔使得通道换热均匀性降低.

文献[6-7]采用水蒸气凝结法分别对侧边开槽的交错肋和尾缘段带隔板的交错肋的整体流动传热特性展开了实验研究,结果表明相比于不开槽交错肋通道,侧面开槽交错肋换热明显提高阻力系数明显减小,尾缘带波纹形隔板交错肋综合换热效果优于扰流柱结构.文献[8]对含有凹陷涡发生器的交错肋结构进行了稳态实验和仿真,结果表明在交错肋中流动的弯折效应、上下通道流体的掺混作用和流体对肋壁的冲击作用是交错肋结构强化传热的主要原因.模型采用U型底部优化底部流动,同时应用凹陷涡发生器控制扰流,交错肋结构的综合传热性能得到了大幅提升.

在现有的研究中,大多数学者关注交错肋结构在叶片中弦区域的应用,而对交错肋在尾缘区域的研究较少.带侧边进气道的交错肋结构在叶片的楔形尾缘区域的流动传热研究更是存在空白.在叶片中的应用部位不同交错肋的进气方式有很大不同,同时尾缘通道存在渐缩特性,这些都会对流动换热特性产生影响.

本文研究的独特性在于,利用瞬态液晶测试技术对涡轮叶片尾缘具有侧边进气的楔形通道交错肋冷却结构湍流传热开展实验研究,获得了精细的上、下主表面的传热系数分布以及通道内的压力损失特性.该研究可为交错肋冷却结构在涡轮叶片尾缘的应用提供实验基础.

1 实验研究

1.1 实验测试装置

实验测试装置如图1所示,旋涡式气泵将空气吸入风洞入口,涡街流量计测量记录流量大小.随后,空气进入稳压箱和丝网加热器,温度获得实验所需的阶跃式上升.热空气流入一段光滑通道后充分发展,接着经过90°转角进入楔形通道交错肋的实验核心区,而后通过尾缘劈缝出口段流出实验核心区.交错肋被安置在实验核心区,并用瞬态液晶处理上下表面.核心区段通道入口和出口布置有测压孔和测温孔,使用压力扫描阀和NI(National Insturments)数据采集系统记录压力以及温度数据.在实验时,同步记录上下板面的瞬态液晶颜色变化过程、出入口气流压力和气流温度.实验段进出口处的温度范围为43~47 ℃.随着流量变化,子通道入口平均流速范围为2.52~10.27 m/s,子通道出口平均流速范围为5.89~24.01 m/s.

图1

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图1 尾缘部分楔形通道交错肋冷却结构瞬态液晶实验装置

Fig.1 TLC experiment facility for trailing edge latticework cooling structure with turning flow configuration

1.2 交错肋通道

楔形通道交错肋模型如图2所示.为了满足拍摄和安装条件,交错肋通道采用透明的亚克力材料分别加工上下板面,在实验时压紧密封拼接.模型的几何无量纲数在真实叶片尾缘冷却单元无量纲几何参数范围内^[8-9],流动参数通过无量纲雷诺数与真实叶片工况进行相似模化,雷诺数定义将在下文中详细描述.

图2

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图2 楔形通道交错肋冷却结构核心测试段(mm)

Fig.2 Core test region for trailing edge latticework cooling structure with turning flow configuration (mm)

参数示意如图3所示,其中楔形通道高度方向渐缩倾角为10°;L为交错肋总长度;b_tot为交错肋总宽度;h_in、h_out分别为流道入口、出口处高度;b为交错肋宽度;w为流道宽度;β为肋倾角.具体参数取值如表1所示,其中d_{sub, ave}为子通道中截面平均水力直径;A_wet为润湿面积;n为子通道的总个数.

图3

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图3 尾缘部分楔形通道交错肋参数示意

Fig.3 Parameters for trailing edge latticework cooling structure with turning flow configuration

表1 交错肋通道模型几何参数

Tab.1 Geometric parameters of latticework channel model

参数	取值
β/(°)	35
L/mm	300
b_tot/mm	105
b/mm	6
w/mm	15
n	16
h_in/mm	14.35
h_out/mm	5.25
d_{sub, ave}/ mm	11.22
A_wet/mm²	190188

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1.3 实验原理及实验过程

瞬态液晶测试技术利用液晶颜色随温度变化的特性,基于无限大平板非稳态导热模型,通过实验得到测试件表面温度向流体温度阶跃变化的过程求解出试件表面的对流换热系数.参考文献[10],具体满足: δ>4 $\sqrt{a t}$ (δ为板厚,a为热扩散率,t为测试时长).试件材料为亚克力,热扩散率为a=1.091×10^-7 m²/s,试件板厚δ为20 mm,实验时长不超过90 s,满足半无限大平板假设.通过Fourier变换后得到一维半无限大平板导热微分方程的解为

(1)

\frac{T_{w} - T_{0}}{T_{f} - T_{0}}

=1-exp

(\frac{α^{2} t}{ρ c k})

erfc

(\frac{α \sqrt{t}}{\sqrt{ρ c k}})

式中: T_w为壁面温度,可通过拍摄液晶的变色过程求解获取;T_f为流体温度,通过热电偶记录获取;T₀为壁面初始温度;α为对流换热系数;ρ为密度;c为比热容;k为导热系数.ρ、c、k等物性参数通过查表获取.由于在实验过程中无法保证与来流空气温度是阶跃变化的,所以将来流空气温度根据时间步离散化,引入Duhamel齐次化原理^[11]将式(1)简化如下:

(2)T_w-T₀=

\overset{N}{\sum_{i = 1}} (1 - e x p (α^{2} \frac{t - t_{i}}{ρ c k}) e r f c (\frac{α \sqrt{t - t_{i}}}{\sqrt{ρ c k}}))

× (T_f_,i-T_f_,i-1)

式中:t_i为离散后的第i个时间步, 下标i为离散后的时间步序号.对拍摄的试件表面每一个像素点进行时间步叠加迭代求解,而后求取检测面上的换热系数分布.

实验前先对瞬态液晶进行标定,在铜板的表面喷涂黑漆,以黑漆作为瞬态液晶显色的背景.根据文献[12],瞬态液晶厚度为17 μm时,显色测温效果最佳.计算好瞬态液晶的剂量之后将其稀释并均匀喷涂在铜板上.铜板的背面开有热电偶孔并且插入热电偶.用加热膜加热铜板到特定温度.以热电偶记录的铜板温度为基准,采用G通道峰值法^[13]对瞬态液晶进行标定.

实验时对丝网加热器的加热功率进行预调整,使得瞬态液晶从开始变色到完全变色的时间接近90 s.同步记录下热电偶的温度数据和瞬态液晶的变色录像,分别对应测点的气流温度和交错肋的主表面温度.压力测点布置如图4所示,在实验核心段共布置18个测点,交错肋的进出口各5个.14号测点为参考测点,其他测点与14号测点作差得到相对压力值.实验以25 Hz频率采集压力数据,并取时均值作为最终测得的压力数据.

图4

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图4 测压点示意

Fig.4 Positions for pressure detection

2 实验数据处理

2.1 实验参数

子通道中截面雷诺数根据楔形通道高度中截面上子通道水力直径定义:

(3)Re_sub_,_ave=

\frac{ρ v d_{s u b, a v e}}{μ}

式中:v为通道中截面空气流速; μ为空气动力黏度,其与密度 ρ均基于楔形通道高度中截面空气的平均温度,通过进出口温度插值得到.

为方便实验中的测量计算,式(3)可以简化为

(4)Re_sub_,_ave=

\frac{q_{m} d_{s u b, a v e}}{μ n A_{s u b, a v e}}

式中 :q_m为空气质量流量; A_sub,ave=147 mm²,为楔形通道高度中截面上子通道的流通面积.

努塞尔数的定义如下:

(5)Nu=

\frac{α d_{s u b, a v e}}{λ}

式中: α通过流体的温度数据以及液晶变色过程数据得到;λ为空气热导率.

图5中虚线框部分是照相机的拍摄区域,上、下表面分别代表了涡轮叶片的压力面和吸力面.在数据处理中肋根位置不计入平均努塞尔数计算,后处理过程将肋根位置去除.

图5

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图5 拍摄区域示意

Fig.5 Schematic of photographed region

2.2 误差分析

本实验参考文献[14]使用的误差分析方法对实验误差进行分析.标定过程为稳态过程,实验中标定校准后的热电偶以及瞬态液晶测量温度的误差均为±0.5 ℃,而涡街流量计、实验件(加工)、压力扫描阀精度分别为1.5%、1%以及1.5%.时间项误差为±0.2 s,热电偶以及瞬态液晶随温度响应迅速,不考虑其动态响应过程.采用误差传递的计算方法得到:子通道中截面雷诺数最大误差为±2.1%,努塞尔数的最大误差为±6.7%.

3 结果与讨论

3.1 换热分析

当Re_sub,ave=17600 时,获取的上主表面努塞尔数分布细节如图6所示.流体在入口经过35°折转角之后流入子通道.编号1~5的通道末端是出口,一部分流体通过交错肋上下通道交界面流出,另一部分直接流向出口.针对2~5号通道,流动方向的左侧肋壁相比右侧换热较强,这是因为来自下表面通道的流体对其存在冲击作用.楔形通道的高度随着流动渐缩,平均流速会增加,这使得壁面的换热也逐渐加强.顶部及根部的子通道尽头会接触到壁面,因此气流在此处发生折转产生很强的二次流,从通道6~9可以看出折转强化了换热.且由于通道的渐缩,加速的流体在折转情况下会产生更强的二次流,更进一步强化了通道末端的传热.通道10~13内出现间断性的换热增强,这是因为这些通道的流体全部来源于下部子通道,而上、下通道的折转角不同,通道内流体的压力变化也不同.上主表面的通道10~13与下主表面的中间主流通道直接相通,因此此处压力梯度较大.同时由于通道高度渐缩,流体速度沿通道方向逐渐增强,所以流体对壁面的冲击作用更强.方框中展示了上主表面通道1以及通道10~13换热间断性增强的细节.由于通道高度渐缩,来自下主表面的流体越过上下通道交界面并冲击上主表面肋壁,所以此处换热得到了增强.

图6

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图6 当Re_sub,ave =17600时的上主表面Nu分布

Fig.6 Nu distribution details on upper main surface at Re_sub,ave =17600

当Re_{sub, ave} =17600时,下主表面的努塞尔数分布如图7所示.从2~6通道的努塞尔数分布可以明显看出,下主表面出现了大片的高换热区域.这是由于下主表面通道的来流折转角比上主表面更大,所以入流后的转向冲击作用更加明显.同时由于上下子通道来流折转角的差异,上下子通道流体在交界面处发生了剧烈的质能交换.这种扰动使得下子通道换热得到增强(下子通道主表面换热高于上主表面子通道主表面30%以上).这在7~12号通道中更加明显,从方框中可以看到下主表面的高换热区间断出现,这与交界面的出现一一对应.同时由于高度渐缩带来的流速增加,10~12号通道的扰动也更明显,努塞尔数大幅提高.

图7

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图7 当Re_sub,ave =17600时的下主表面Nu分布

Fig.7 Nu distribution on lower main surface at Re_sub,ave =17600

当Re_sub,ave =17600时,由实验得到的上、下主表面努塞尔数分布对比如图8所示.从图8中可发现,上、下主表面换热差异显著,下表面换热明显优于上表面.这主要是入口气流折转角不同而引发流量分配不同而导致的,下主表面子通道流量高于上主表面子通道.上主表面高换热段集中在靠近出口的底部区域;下主表面高换热区域主要集中在靠近入口的中部区域和顶部气流转折的下游区域.

图8

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图8 当Re_sub,ave =17600时的上、下主表面Nu分布

Fig.8 Nu distributions on upper and lower main surface at Re_sub,ave=17600

实验得到了当Re_sub,ave=4320,7240,10200,13200,17600 时,上下主表面的努塞尔数分布及均值,如图9所示.从努塞尔数分布上看,Re_sub,ave变化并未影响努塞尔数的整体分布趋势.对于上主表面,高换热段集中在靠近出口的底部区域;对于下主表面高换热区域集中在靠近入口的中部区域和顶部气流转折的下游区域.交错肋上、下主表面传热差异显著,下主表面平均努塞尔数高于上主表面30%以上.上、下通道之间的交界面处存在强烈的质量交换作用,上、下主表面间断性的高换热区与上下通道交界面呈现对应关系.

图9

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图9 Re_sub,ave不同时的主表面Nu分布

Fig.9 Nu distributions on main surface at different Re_sub,ave values

不同Re_sub,ave主表面的努塞尔数均值如图10所示.其中:Exp为实验结果;Cor为关联式拟合结果; $\bar{\bar{N u}}$ 为平均努塞尔数.从平均努塞尔数上看,上下主表面平均努塞尔数几乎与子通道中截面雷诺数呈线性正相关.实验范围内,Re_sub,ave =17600 时上下主表面平均努塞尔数最高,上表面平均努塞尔数为89.2,下表面为120.4.在不同工况下,下主表面平均努塞尔数始终比上主表面高出30%以上.拟合得到上主表面平均努塞尔数 ${\bar{\bar{N u}}}_{a v e, u p}$ 与Re_sub,ave的关联式为

(6)

{\bar{\bar{N u}}}_{a v e, u p}

=0.0367R

e_{s u b, a v e}^{0.8}

-2.49

下主表面平均努塞尔数 ${\bar{\bar{N u}}}_{a v e, d o w n}$ 与Re_sub,ave的关联式为

(7)

{\bar{\bar{N u}}}_{a v e, d o w n}

=0.0484R

e_{s u b, a v e}^{0.8}

+3.30

图10

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图10 Re_sub,ave不同时的主表面 $\bar{\bar{N u}}$ 比较

Fig.10 $\bar{\bar{N u}}$ on main surface at different Re_sub,ave values

图11对比了尾缘楔形通道交错肋、楔形通道交错肋^[15]以及转折通道交错肋^[16]在不同Re_sub,ave的上下面平均努塞尔数.3种通道的平均努塞尔数均随Re_sub,ave的增加而增加.对于Re_sub,ave<11000,楔形通道交错肋和转折通道交错肋的平均努塞尔数均高于尾缘楔形通道交错肋.对于Re_sub,ave>11000,尾缘楔形通道交错肋平均努塞尔数高于转折通道交错肋.

图11

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图11 不同冷却通道表面 $\bar{\bar{N u}}$ 对比

Fig.11 Comparison of $\bar{\bar{N u}}$ of different cooling channels

图12对比了对于不同楔形通道入口水力直径雷诺数Re_in下,相同几何参数的尾缘楔形通道中针肋^[17]与交错肋的换热系数,其中: $\overset{=}{α}$ 为实验段上、下主表面平均换热系数.基于楔形通道入口水力直径雷诺数Re_in定义为:Re_in=ρv_ind_in/μ,v_in为入口空气流速,d_in=45.5 mm为楔形通道入口水力直径.对于Re_in=20000 的条件下(相同冷却流量条件下),交错肋结构的平均换热系数高出针肋结构近40%;对于Re_in=60000 的条件下,交错肋结构平均换热系数高出针肋结构近56%.

图12

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图12 尾缘楔形通道中针肋与交错肋的换热系数对比

Fig.12 Comparison of heat transfer coefficients between needle ribs and latticework channel in trailing edge wedge channels

3.2 压降分析

实验得到了楔形通道交错肋冷却前后的压力损失,将其与楔形通道针肋冷却^[17]进行比较,如图13所示,其中:Δp为实验段前后压降.随着入口雷诺数Re_in的增加,交错肋前后压降Δp快速增大,在Re_in=81000 时(q_m=0.071 kg/s),交错肋前后压降达到了 1862 Pa.在实验范围内,交错肋压降是针肋的5~7倍.

图13

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图13 Re_in不同时,不同通道的前后压降

Fig.13 Pressure drop in different channels at different Re_in values

为了对楔形交错肋通道的综合换热性能进行评估,参考文献[18]定义楔形通道交错肋冷却相比楔形通道针肋冷却综合热性能强化因子为

(8)η=

\frac{(α A_{w e t})_{L W} / (α A_{w e t})_{N R}}{(Δ p_{L W} / Δ p_{N R})^{\frac{1}{3}}}

式中:带有LW下标的参数为交错肋通道的流动或传热参数;带有NR下标的参数为针肋通道的流动或传热参数.

图14比较了两种结构的综合换热性能.尽管交错肋压力损失更大,但由于其换热面积比针肋高出107.4%,所以仍将比楔形通道针肋冷却增加约66%的综合换热性能.

图14

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图14 尾缘楔形通道内交错肋冷却相比针肋冷却综合热性能强化因子

Fig.14 Comparison of overall thermal performance enhancement factor of latticework channel cooling to needle ribbed cooling in trailing edge wedge channels

4 结论

本文针对适用于涡轮叶片尾缘的交错肋冷却通道开展了瞬态液晶测试实验.在子通道中截面雷诺数在 4320~17600 内,获取了楔形通道交错肋主表面的传热分布和压力数据,得出以下结论.

(1) 转折楔形通道交错肋上、下主表面的换热存在明显的差异.上、下通道交界面处存在强烈的质量交换作用.上、下主表面间断性出现高换热区,与上下通道的交界面呈现对应关系.

(2) 不同子通道中截面雷诺数条件下,下主表面平均努塞尔数比上主表面均高出30%以上.平均努塞尔数随子通道中截面雷诺数增大而增大.在试验范围内,楔形通道交错肋换热系数高出楔形通道针肋结构约46%.

(3) 随着入口雷诺数增加,交错肋压降迅速增长.在实验范围内,楔形通道交错肋压降是楔形通道针肋的5~7倍,但交错肋换热面积高出针肋107.4%,综合换热性能仍比楔形通道针肋冷却高出约66%.

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Describing the uncertainties in experimental results

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Heat transfer and pressure drop measurements on rotating matrix cooling geometries for airfoil trailing edges

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Heat transfer enhancement and thermal performance of lattice structures for internal cooling of airfoil trailing edges

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Experimental and numerical study of turbulent flow and heat transfer in a wedge-shaped channel with guiding pin fins for turbine blade trailing edge cooling

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Forced convection heat transfer in helically rib-roughened tubes

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DOI:10.1016/0017-9310(80)90177-5 URL [本文引用: 1]

2012

... 为了提高燃气轮机循环的热效率,涡轮前进口温度被不断提高,迫切需要高效先进的涡轮叶片冷却技术.现有的冷却技术主要分为外部冷却技术和内部冷却技术.外部冷却主要依靠气膜冷却,而内部冷却技术主要包括冲击冷却和强化对流冷却.交错肋通道冷却技术起源于苏联,目前被俄罗斯和乌克兰广泛沿用.该结构不仅具有极高的换热能力,而且能够很好地保持叶片的结构强度^[1],近年来引起了国内外学者的关注. ...

Latticework (vortex) cooling effectiveness-Part 1: Stationary channel experiments

2008

... 文献[2]使用瞬态液晶(TLC)测试技术和热红外成像技术研究了交错肋子通道宽度对整体换热的影响,研究表明通道越窄,气流的转角效应带来的换热增强效果越明显.文献[3]运用实验研究了静止和旋转条件下径向流动配置交错肋通道的传热和流阻特性,研究发现低雷诺数下旋转数对交错肋通道换热影响不明显.文献[4]用锌熔法对中弦区和尾缘布置交错肋结构的换热和流阻特性进行了测量,结果表明肋倾角为45°时的换热增强比最佳.文献[5]利用瞬态液晶测试技术实验研究了布置在尾缘区域的伴有尾缘出流的交错肋冷却结构内局部换热系数,发现出流孔使得通道换热均匀性降低. ...

Latticework(vortex) cooling effectiveness: Rotating channel experiments

2005

The investigation of heat transfer in cooled blades of gas turbines

1990

Detailed flow and heat transfer coefficient measurements in a model of an internal cooling geometry employing orthogonal intersecting channels

2014

带交错肋结构涡轮叶片复合通道的实验

2010

... 文献[6-7]采用水蒸气凝结法分别对侧边开槽的交错肋和尾缘段带隔板的交错肋的整体流动传热特性展开了实验研究,结果表明相比于不开槽交错肋通道,侧面开槽交错肋换热明显提高阻力系数明显减小,尾缘带波纹形隔板交错肋综合换热效果优于扰流柱结构.文献[8]对含有凹陷涡发生器的交错肋结构进行了稳态实验和仿真,结果表明在交错肋中流动的弯折效应、上下通道流体的掺混作用和流体对肋壁的冲击作用是交错肋结构强化传热的主要原因.模型采用U型底部优化底部流动,同时应用凹陷涡发生器控制扰流,交错肋结构的综合传热性能得到了大幅提升. ...

带交错肋结构涡轮叶片复合通道的实验

2010

开槽交错肋通道换热和流阻特性

2007

开槽交错肋通道换热和流阻特性

2007

Flow and heat transfer characteristics in latticework cooling channels with dimple vortex generators

2014

... 楔形通道交错肋模型如图2所示.为了满足拍摄和安装条件,交错肋通道采用透明的亚克力材料分别加工上下板面,在实验时压紧密封拼接.模型的几何无量纲数在真实叶片尾缘冷却单元无量纲几何参数范围内^[8-9],流动参数通过无量纲雷诺数与真实叶片工况进行相似模化,雷诺数定义将在下文中详细描述. ...

Flow and heat transfer in a rotating and non-rotating wedge-shaped cooling passage with ribs and pin fins

2015

The transient liquid crystal technique: Influence of surface curvature and finite wall thickness

2005

A transient liquid crystal thermography technique for gas turbine heat transfer measurements

2000

... 式中: T_w为壁面温度,可通过拍摄液晶的变色过程求解获取;T_f为流体温度,通过热电偶记录获取;T₀为壁面初始温度;α为对流换热系数;ρ为密度;c为比热容;k为导热系数.ρ、c、k等物性参数通过查表获取.由于在实验过程中无法保证与来流空气温度是阶跃变化的,所以将来流空气温度根据时间步离散化,引入Duhamel齐次化原理^[11]将式(1)简化如下: ...

液晶热像测量精度分析及其在湍流传热研究中的应用

2013

... 实验前先对瞬态液晶进行标定,在铜板的表面喷涂黑漆,以黑漆作为瞬态液晶显色的背景.根据文献[12],瞬态液晶厚度为17 μm时,显色测温效果最佳.计算好瞬态液晶的剂量之后将其稀释并均匀喷涂在铜板上.铜板的背面开有热电偶孔并且插入热电偶.用加热膜加热铜板到特定温度.以热电偶记录的铜板温度为基准,采用G通道峰值法^[13]对瞬态液晶进行标定. ...

液晶热像测量精度分析及其在湍流传热研究中的应用

2013

On the effects of coating thickness in transient heat transfer experiments using thermochromic liquid crystals

2016

Describing the uncertainties in experimental results

1988

... 本实验参考文献[14]使用的误差分析方法对实验误差进行分析.标定过程为稳态过程,实验中标定校准后的热电偶以及瞬态液晶测量温度的误差均为±0.5 ℃,而涡街流量计、实验件(加工)、压力扫描阀精度分别为1.5%、1%以及1.5%.时间项误差为±0.2 s,热电偶以及瞬态液晶随温度响应迅速,不考虑其动态响应过程.采用误差传递的计算方法得到:子通道中截面雷诺数最大误差为±2.1%,努塞尔数的最大误差为±6.7%. ...

Heat transfer and pressure drop measurements on rotating matrix cooling geometries for airfoil trailing edges

2015

... 图11对比了尾缘楔形通道交错肋、楔形通道交错肋^[15]以及转折通道交错肋^[16]在不同Re_sub,ave的上下面平均努塞尔数.3种通道的平均努塞尔数均随Re_sub,ave的增加而增加.对于Re_sub,ave<11000,楔形通道交错肋和转折通道交错肋的平均努塞尔数均高于尾缘楔形通道交错肋.对于Re_sub,ave>11000,尾缘楔形通道交错肋平均努塞尔数高于转折通道交错肋. ...

Heat transfer enhancement and thermal performance of lattice structures for internal cooling of airfoil trailing edges

2013

Experimental and numerical study of turbulent flow and heat transfer in a wedge-shaped channel with guiding pin fins for turbine blade trailing edge cooling

2021

... 图12对比了对于不同楔形通道入口水力直径雷诺数Re_in下,相同几何参数的尾缘楔形通道中针肋^[17]与交错肋的换热系数,其中:

\overset{=}{α}

为实验段上、下主表面平均换热系数.基于楔形通道入口水力直径雷诺数Re_in定义为:Re_in=ρv_ind_in/μ,v_in为入口空气流速,d_in=45.5 mm为楔形通道入口水力直径.对于Re_in=20000 的条件下(相同冷却流量条件下),交错肋结构的平均换热系数高出针肋结构近40%;对于Re_in=60000 的条件下,交错肋结构平均换热系数高出针肋结构近56%. ...

... 实验得到了楔形通道交错肋冷却前后的压力损失,将其与楔形通道针肋冷却^[17]进行比较,如图13所示,其中:Δp为实验段前后压降.随着入口雷诺数Re_in的增加,交错肋前后压降Δp快速增大,在Re_in=81000 时(q_m=0.071 kg/s),交错肋前后压降达到了 1862 Pa.在实验范围内,交错肋压降是针肋的5~7倍. ...

Forced convection heat transfer in helically rib-roughened tubes

1980

... 为了对楔形交错肋通道的综合换热性能进行评估,参考文献[18]定义楔形通道交错肋冷却相比楔形通道针肋冷却综合热性能强化因子为 ...

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