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涡轮导向叶片综合冷却特性

航空发动机涡轮前温度提高可以有效增加推力, 每年极限耐温的提升, 40%依靠材料改进, 其余需要先进冷却技术完成。大推重比发动机的研制要求在提高涡轮前温度的同时降低冷气用量, 这不仅需要开展新型高效冷却技术研究。利用红外测温技术研究了叶片叶盆区域和前缘区域综合冷却特性利用红外测温技术得出吸力面平均冷却效果随流量比的提升而增加 真实尺寸涡轮叶片综合冷却效果主要通过热电偶测量获得, 叶片表面温度信息较少, 不利于叶片冷却结构优化, 叶片综合冷却效果详细分布研究则鲜有报道, 利用红外测温方法系统地分析了真实压比环境中真实尺寸的冲击+气膜复合冷却双层壁叶片前缘、压力面和吸力面综合冷却效果详细分布。

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创建日期:2019-09-16

更新日期:2020-06-10

航空发动机涡轮前温度提高可以有效增加推力, 每年极限耐温的提升, 40%依靠材料改进, 其余需要先进冷却技术完成。大推重比发动机的研制要求在提高涡轮前温度的同时降低冷气用量, 这不仅需要开展新型高效冷却技术研究, 同时也必须挖掘现有冷却方式的冷却潜力, 对叶片冷却进行精准设计。一方面对叶片型面不同区域气膜冷却和内部不同结构强化换热进行基础研究, 利用基础数据进行叶片冷却结构设计。另一方面对叶片进行综合冷却特性分析, 优化冷却结构和冷气量分配。

国内外在基础研究方面进行了大量工作, 包括气膜孔形状、叶片型面孔位、雷诺数、吹风比、动量比等参数对叶片气膜冷却特性影响, 采用全表面非接触温度测量技术获得的高分辨率换热系数和气膜冷却效率可以更加准确地对气膜冷却特性进行设计。内部冲击强化换热也是提高叶片综合冷却效果的有效手段。射流入射角和射流雷诺数增加会提高叶片内冷通道靶面换热能力。针对不同的雷诺数存在不同的最佳冲击间距与冲击孔径之比。孔排射流后的冷气沿着通道方向形成横流, 减弱了下游射流冲击到靶面的强度。改变横流速率和冲击距离可以优化靶面换热分布。这些工作对叶片冷却方式的使用及综合冷却改进起到了重要指导作用。模拟发动机高温高压状态的验证实验耗资大、周期长, 基于相似理论将工况模化到低温低压条件进行实验, 适用于叶片设计优化阶段研究。通过实验和计算得出综合冷却效果随冷热流体温比变化不明显。吴世申等通过实验得出, 不同冷热流体温比叶片综合冷却效果随流量比变化规律相同。呼艳丽等对复合式气冷涡轮导叶的综合冷却效果进行了验证, 在宽广的冷气流量比范围内综合冷却效果达到设计指标。红外测温技术可以获得较全面的温度信息以及宽广的温度测量范围, 在叶片综合冷却效果试验研究中的应用越来越广泛。利用红外测温技术研究了叶片叶盆区域和前缘区域综合冷却特性利用红外测温技术得出吸力面平均冷却效果随流量比的提升而增加

真实尺寸涡轮叶片综合冷却效果主要通过热电偶测量获得, 叶片表面温度信息较少, 不利于叶片冷却结构优化, 叶片综合冷却效果详细分布研究则鲜有报道, 利用红外测温方法系统地分析了真实压比环境中真实尺寸的冲击+气膜复合冷却双层壁叶片前缘、压力面和吸力面综合冷却效果详细分布。


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