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题名旋转对涡轮叶片气膜冷却影响的数值模拟
被引量：10
- 1
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作者
袁锋
吴亚东
竺晓程
杜朝辉
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机构
上海交通大学机械与动力工程学院
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出处
《动力工程》
EI
CSCD
北大核心
2007年第2期161-164,共4页
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基金
国家自然科学基金(50406017)资助项目
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文摘
采用数值模拟的方法对旋转涡轮叶片表面的气膜冷却效率进行了研究,同时对涡轮静叶栅和动叶片在不同的旋转速度下分别进行计算,分析不同转速、吹风比和冷却气流喷射角度对气膜冷却的影响。计算结果表明,旋转使压力面气膜冷却效率降低,转速越高,气膜冷却效率越低;在吸力面冷却孔下游附近区域,叶片旋转对气膜冷却效率的影响不大,但叶片旋转使离冷却孔较远处的吸力面冷却效率升高。同时,在旋转状态下,靠近叶顶区域的叶片表面气膜冷却效率升高。
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关键词
动力机械工程
旋转涡轮
叶栅
气膜冷却效率
数值模拟
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Keywords
power and mechanical engineering
rotating turbine
blade cascade
film cooling effectiveness
numerical simulation
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分类号
V233.5
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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题名气膜孔形状对冷却效率影响的数值研究
被引量：24
- 2
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作者
戴萍
林枫
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机构
哈尔滨工程大学动力与能源学院
青岛科技大学机电学院
中国船舶重工集团第
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出处
《动力工程》
CAS
CSCD
北大核心
2009年第2期117-122,共6页
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文摘
采用控制容积法对三维定常不可压缩雷诺时均紊流方程(N-S方程)进行了离散,并在吹风比M为0.6和1.2的情况下,利用非结构化网格及两层k-ε湍流模型,对气膜孔几何形状对涡轮叶片气膜冷却效率的影响进行了数值模拟,得到气膜孔附近的流场分布.结果表明:圆柱形孔的冷却效率随吹风比的增大而明显降低.前向扩张孔的冷却效率优于圆柱形孔,射流在叶高方向上扩展较广,在侧向孔间区域的气膜冷却效率较高.缩放槽缝孔在不同吹风比下的冷却效率均高于圆柱形孔和前向扩张孔,而且在孔下游较远区域,2个孔之间沿叶高方向的气膜覆盖性较好.缩放槽缝孔和前向扩张孔不同程度地抑制了反向涡旋对的产生,因而提高了射流对壁面的贴附性,增强了壁面的冷却效果.
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关键词
涡轮叶片
气膜孔
缩放槽缝孔
前向扩张孔
气膜冷却效率
湍流模型
数值模拟
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Keywords
turbine blade
film cooling hole
converged slot-hole
forward diffused hole
film cooling efficiency
turbulence model
numerical simulation
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分类号
TK124
[动力工程及工程热物理—工程热物理]
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题名湍流度和吹风比对叶片前缘双出口孔射流冷却效率影响
被引量：2
- 3
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作者
李广超
张魏
高洪利
吴冬
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机构
沈阳航空航天大学动力与能源工程学院辽宁省数字化工艺仿真与试验技术重点实验室
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出处
《空气动力学学报》
EI
CSCD
北大核心
2012年第2期210-214,共5页
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基金
航空科学基金(2010ZB54004)
辽宁省教育厅基金(L2010425)
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文摘
为了探讨湍流度对一种新型气膜孔射流气膜冷却影响,利用商业软件提供的有限体积法求解N-S方程,对湍流度分别为0.4%、10%和20%时的双出口孔射流冷却效率进行数值模拟。吹风比变化范围为0.5到2.0。首先将圆柱孔射流冷却效率计算结果和实验数据进行了对比,二者吻合较好。计算得到了双出口孔射流气膜冷却下的流场、径向平均冷却效率。结果表明,湍流度和吹风比对冷却效率都有较大影响。湍流度为0.4%和10%时,最高冷却效率在吹风比1.0时获得;湍流度30%时,最高冷却效率在吹风比2.0时获得。吹风比0.5和1.0时,冷却效率随着湍流度的增加而降低;吹风比2.0时,冷却效率随着湍流度的增加而增加。
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关键词
发动机
涡轮叶片
气膜冷却
湍流度
数值模拟
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Keywords
engine turbine blade film cooling turbulence intensity numerical simulation
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分类号
V231.1
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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题名涡轮叶片前缘双排孔气膜冷却数值模拟
被引量：7
- 4
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作者
雷云涛
袁新
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机构
清华大学热科学与动力工程教育部重点实验室
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出处
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2012年第5期704-709,770,共7页
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基金
国家自然科学基金(50676043)
国家重点基础研究发展计划(2007CB210108)
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文摘
为了解冷气喷射对涡轮叶片前缘气膜冷却特性的影响,对圆柱形前缘双排孔气膜冷却进行全三维N-S方程数值模拟。计算域网格采用FNM形式的多块结构化网格。研究了射流与主流的流动机理,分析了不同吹风比下对壁面冷却效率的影响。计算结果表明,壁面平均绝热效率随吹风比的增大而升高。针对第二排孔结构参数进行优化设计,优化后的冷却效果要明显优于原始结构。
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关键词
航空发动机
涡轮叶片
气膜冷却
数值模拟
绝热效率
吹风比
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Keywords
Aero-engine
turbine blade
film cooling
numerical simulation
Adiabatic effectiveness
Blowing ratio
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分类号
V231.1
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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题名新型缩放槽缝孔气膜冷却效率的数值研究
被引量：7
- 5
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作者
戴萍
林枫
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机构
哈尔滨工程大学动力与能源学院
青岛科技大学机电学院
中国船舶重工集团第
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出处
《汽轮机技术》
北大核心
2009年第1期1-4,35,共5页
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文摘
基于控制容积法对三维定常不可压缩N-S方程进行离散，采用分区域非结构化网格及两层k-ε湍流模型，在吹风比M=0．6～1．5的情况下，对新型缩放槽缝形气膜孔进行了详细的平板气膜冷却数值计算，得到了在喷孔射流下游处及叶高方向上的气膜冷却效率，并研究了其孔长与孔径比L／D对冷却效率的影响。计算结果表明：高吹风比对缩放槽缝孔沿中心线冷却效率的影响较为复杂；缩放槽缝形气膜孔下游的冷却效率并不随吹风比的变化而单调变化，而是在吹风比为1．0时存在最佳值；在孔口下游较远区域，两个相邻孔之间沿叶高方向的气膜覆盖性较好；缩放槽缝孔的冷却效率随着其孔长与孔径比L／D的增大而增大，当L／D〉8时，增加的幅度趋缓。
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关键词
涡轮叶片
缩放槽缝孔
气膜冷却效率
湍流模型
数值模拟
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Keywords
turbine blade
converging slot - hole
film cooling effectiveness
turbulence model
numerical simulation
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分类号
V231.1
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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