不同葉片尾緣結(jié)構(gòu)冷卻效率的試驗(yàn)研究

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1、第44卷第1期2012年2月南京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào)JournalofNanjingUniversityofAeronautics8LAstronauticsV01．44No．1Feb．2012不同葉片尾緣結(jié)構(gòu)冷卻效率的試驗(yàn)研究賀宜紅1楊衛(wèi)華2孫瑞嘉1李維1(1．中國(guó)航空動(dòng)力機(jī)械研究所，株洲。412002j2．南京航空航天大學(xué)能源與動(dòng)力學(xué)院，南京，210016)摘要：為了研究不同葉片尾緣結(jié)構(gòu)對(duì)冷卻效果的影響規(guī)律，設(shè)計(jì)了3種尾緣結(jié)構(gòu)，并搭建了試驗(yàn)臺(tái)，采用紅外熱像僅對(duì)葉片尾緣的鮑熱壁溫進(jìn)行洲量．研究結(jié)果表明：(1)3種尾緣結(jié)構(gòu)的冷卻效率沿壁面的分布有很大差異，針對(duì)試驗(yàn)件l，冷卻效率存在最

2、大值，且最大值出現(xiàn)的位王隨著吹風(fēng)比的增加而逐漸遠(yuǎn)離氣膜出口}(2)試驗(yàn)件I和I的冷卻效率沿壁面均呈現(xiàn)逐漸降低的趨勢(shì)，但降低的規(guī)律二者又不相同；(3)在相同壁面位置，試驗(yàn)件I的冷卻效率最高，試驗(yàn)件I的冷卻效率最低，因此可以認(rèn)為，試驗(yàn)件I所示的尾緣結(jié)構(gòu)更有利于對(duì)葉片尾緣的冷卻．關(guān)鍵詞：渦輪葉片f葉片尾緣；氣膜冷jPI冷卻效率中圍分類號(hào)。V231．1文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A文章編號(hào)：1005—2615(2012)01—0008—06ExperimentalStudyonFilmCoolingEffectivenessofTurbineBladeTrailingEdgesHeYihon91，Yan

3、gWeihua2，SunRuijial，LiWeil(1-ChinaAviationPowerplantResearchInstitute，Zhuzhou，412002，China；2．CollegeofEnergyandPowerEngineering，NaniingUniversityofAeronautics&Astronautics，Nanjing，210016，China)Abstract：Inordertostudythefilmcoolingeffectivenessofbladetrailingedge，threekindsoftrailingedgesarede

4、signed，andtheexperimentalsystemisbuilt．Theadiabaticcoolingeffectivenessoftrailedgesisstudiedbyinfraredcameras．Theexperimentalresultshowsthatthecoolingeffectivenessofthethreekindsoftrailingedgesaredifferent．ThereisamaxfilmcoolingeffectivenessvalueofthetestpieceI，andthepointwherethemaxmumcomesi

5、smovingawayfromtheexitwhentheblowingratioincreases．ThefilmcoolingeffectivenessoftestpiecesIandIbothgraduallydecreasealongthesur—faceoftrailingedge．Atthesamepointofthesurfaceoftrailingedge，thecoolingeffectivenessoftestpieceIisbetterthanthoseofothertwotestpieces．Thereforetheconfigurationoftestp

6、ieceIissuit—ableforthedesignofturbinebladetrailingedge．Keywords：turbineblade；trailingedge；filmcooling；coolingeffectiveness隨著對(duì)燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)的可靠性和高效性的追求，現(xiàn)在高性能航空燃?xì)獍l(fā)動(dòng)機(jī)渦輪前燃?xì)鉁囟纫呀?jīng)高達(dá)2000K。提高渦輪前燃?xì)鉁囟纫殉蔀樘岣呷細(xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)性能的重要技術(shù)途徑，但是渦輪前溫度提高，給發(fā)動(dòng)機(jī)工作帶來(lái)一系列嚴(yán)重的問(wèn)題，對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)熱端部件的高溫機(jī)械強(qiáng)度和熱穩(wěn)定性技術(shù)指標(biāo)和使用壽命提出了挑戰(zhàn)。葉片尾緣截面積較小，熱沉滯強(qiáng)，平均溫度最高，最容易出現(xiàn)

7、葉片斷裂事故。因此尋找高效可靠的方法對(duì)葉片尾緣進(jìn)行有效的冷卻對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)安全穩(wěn)定地工作有著重要的意義。針對(duì)葉片尾緣的冷卻，多年來(lái)國(guó)內(nèi)外的許多學(xué)者開(kāi)展了研究工作。文獻(xiàn)E1-]對(duì)葉片尾緣斜劈縫下游的氣膜冷卻效率進(jìn)行了研究，認(rèn)為尾緣唇厚對(duì)尾收稿日期：2011．01．12；修訂日期：2011—10-18通訊作者：賀宜紅，男，工程師，E—mail：heyihon9970817@sina．com．第1期賀宜紅，辱：不同葉片尾綠結(jié)構(gòu)冷卻效率的試驗(yàn)研究9緣氣膜冷卻影響很大，而主、次流密度比以及尾