資源描述：
《新型尾緣渦冷沖擊結(jié)構(gòu)流動換熱特性分析研究.pdf》由會員上傳分享，免費(fèi)在線閱讀，更多相關(guān)內(nèi)容在應(yīng)用文檔-天天文庫。
1、新型尾緣渦冷一沖擊結(jié)構(gòu)流動換熱特性分析研究萬發(fā)君，張麗，欒永先，宋偉。(1．西北工業(yè)大學(xué)動力與能源學(xué)院，陜西西安710072；2．中航工業(yè)沈陽發(fā)動機(jī)設(shè)計研究所，遼寧沈陽110015)FlowandHeatTransferinaNewConfigurationofVortex——impingementforTrailingEdgeCoolingWANFa—jun，ZHANGLi，LUANYong—xian，SONGWei(1．SchoolofPowerandEnergy，NorthwesternPolytechnicalUniversity，X
2、i’an710072，China；2．AVICShenyangEngineDesignandResearchInstitute，Shenyang110015，China)摘要：設(shè)計了一種新型尾緣結(jié)構(gòu)。通過采用雙渦輪前溫度均在1800K以上。在現(xiàn)階段，由于性重渦冷雙重沖擊的方法，最大限度地利用冷卻氣流，能限制，許多新的耐溫材料尚無法廣泛應(yīng)用到航空提高整個尾緣的換熱能力。在優(yōu)化圓形截面通道結(jié)發(fā)動機(jī)中，如何在現(xiàn)有材料的基礎(chǔ)上，提高渦輪葉片構(gòu)過程中，試著通過改變通道橫截面積來減少壓力的冷卻效率就顯得十分重要。在整個渦輪葉片中，損失，通過幾種方案比較，
3、認(rèn)為只擴(kuò)大出口面積效果由于幾何尺寸的局限，尾緣部分的冷卻問題相對棘最佳。手，好多航空發(fā)動機(jī)故障是由于渦輪葉片尾緣部分關(guān)鍵詞：渦輪；葉片尾緣；渦冷；沖擊；換熱；壓力因高溫斷裂引起的，因此，加大對尾緣冷卻的研究十損失；綜合冷效分必要。中圖分類號：V231．1國內(nèi)外很多專家學(xué)者已經(jīng)對尾緣的結(jié)構(gòu)進(jìn)行過文獻(xiàn)標(biāo)識碼：A相對詳細(xì)的研究。但是大多數(shù)研究都是基于擾流柱文章編號：i001—2257(2014)04—0020—04冷卻結(jié)構(gòu)[1]。同樣一種方式，不論怎樣優(yōu)化，還是Abstract：Anewtrailingedgewasdesigned．By無法形成質(zhì)
4、變。只要擾流柱這種冷卻方式不變，那double—-impingementandvortexcoolingconfigu--么尾緣氣流換熱的效率就不會有較大的改變。而ration，usecoolingfluidfarthesttoimprovetheLiuJ等[8對三重沖擊結(jié)構(gòu)進(jìn)行了研究，認(rèn)為三重沖heattransferofthewholetrailingedge．Inthe擊使得冷氣充分對流，在定雷諾數(shù)下，換熱效果較傳processofoptimizingthecirclepassageconfigura—統(tǒng)結(jié)構(gòu)有較大提高。因此，有必要將渦
5、冷和沖擊結(jié)tion，thecrosssectionareaofthepassagewasvar—構(gòu)重新設(shè)計并融合，與傳統(tǒng)擾流柱結(jié)構(gòu)在流動與換iedtoreducepressurelOSS．Comparedwithsome熱方面進(jìn)行對比，并對渦冷一沖擊結(jié)構(gòu)的流動換熱特cases，theoneonlyenlargedtheareaofexitper—性進(jìn)行研究。formedbest．1計算模型Keywords：turbine；trailingedge；vortexcool—1．1物理模型ing；impingement；heattransfer；p
6、ressureloss；o—verallcoolingefficiency為了實(shí)現(xiàn)縱渦和沖擊冷卻的效果，需要設(shè)計出一種不同于現(xiàn)在主流的內(nèi)流通道結(jié)構(gòu)。為此，對尾緣冷卻結(jié)構(gòu)進(jìn)行了改進(jìn)，不再采用擾流柱結(jié)構(gòu)，而是O引言增加交錯的通道，增加氣流沖擊換熱的面積，后段采取收縮結(jié)構(gòu)，增加冷氣出流速度，增強(qiáng)換熱。隨著航空技術(shù)的發(fā)展，航空發(fā)動機(jī)已朝著安全渦冷一沖擊尾緣的整體結(jié)構(gòu)如圖1所示，分別為高效的方向迅猛前進(jìn)。當(dāng)今世界高性能航空發(fā)動機(jī)外形和內(nèi)腔。具體的流動方式如圖2所示。冷氣由收稿日期：2013—12—17進(jìn)氣腔進(jìn)入入口沖擊通道，氣流高速進(jìn)入沖擊腔1，·2O
7、·《機(jī)械與電子22014(4)更加密切，因此，只對流體域網(wǎng)格進(jìn)行無關(guān)性驗證。使用ICEM軟件進(jìn)行網(wǎng)格繪制，分別繪制了103萬、160萬、350萬、500萬以及780萬的流體域網(wǎng)格進(jìn)行對比。經(jīng)過計算，發(fā)現(xiàn)103萬與160萬網(wǎng)格的計圖1渦冷一沖擊結(jié)構(gòu)(外形及內(nèi)腔)算結(jié)果誤差較大，而350萬以上的3種網(wǎng)格計算結(jié)果的對應(yīng)變量最大誤差小于19，6，因此，使用350萬網(wǎng)格進(jìn)行數(shù)值模擬。進(jìn)勝沖擊腔1沖擊腔2出流漸縮通道1．4邊界條件在冷氣的進(jìn)口處給定完全氣體質(zhì)量流量、溫度、流向及湍流度，并假定進(jìn)口參數(shù)均勻分布，冷氣溫度為875K，出口背壓為20atm。固體
8、壁面給第三類邊界條件：壁溫為1800K，與主流間對流換熱系圖2渦冷一沖擊結(jié)構(gòu)(內(nèi)腔分布)對壁面進(jìn)行沖擊冷卻。沖擊腔設(shè)計成圓形結(jié)構(gòu)，這數(shù)h=4000W／(m·K)，材
