CN114687809A - 一种用于涡轮叶片扇形气膜孔的设计方法及应用 - Google Patents
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Abstract
本发明一种用于涡轮叶片扇形气膜孔的设计方法及应用，属于燃气涡轮发动机气膜孔设计领域；首先，结合已有的扇形孔气膜冷却算例，对比不同的算例的结果，筛选出较好冷效的工况，并排除燃气倒灌的情况；其次，将动量比与孔型的几何参数进行归一化处理，提出重要的设计参数——平均法向动量比，并找到冷效最高的气膜冷效工况对应的平均法向动量比；最后，根据最佳的平均法向动量比反解出孔型，确定扇形孔的几何参数，对设计扇形气膜冷却孔提供简单易行的方法。
Description
技术领域
本发明属于燃气涡轮发动机气膜孔设计领域，具体涉及一种用于涡轮叶片扇形气膜孔的设计方法及应用。
背景技术
气膜冷却作为一种高效的涡轮叶片冷却方法，圆柱形气膜孔是航空发动机上应用最普遍也是最容易制造的气膜冷却孔型，但是大量的研究表明，异型气膜孔可以有效地减弱气膜射流在主流中的穿透，使得气膜射流容易在主流作用下贴附在壁面上，从而获得更好的气膜冷却效果。通过设计更好的孔型，设法在相同或者更少的冷气质量流量下获得更好的气膜冷却效果是现今气膜冷却研究中的一个热点问题。
近年来，Thole等人[1,2]在总结前人研究的基础上提出了一种标准的扩张异型孔：7-7-7孔，即展向扩张角和前倾扩张角均为7°的前倾扇形孔。其冷效相较于圆柱型气膜孔得到了很大程度地提升，尤其是对气膜孔出口的展向有较好地覆盖，其中扇形孔和前倾扇形孔均可以实现这一点。但前倾扇形孔在扩张面积较大时容易出现燃气倒灌的现象，而扇形孔既可以实现冷气射流较好的展向覆盖，又能在很大程度上避免燃气倒灌的发生，因此经常被用来设计气膜孔型。然而，目前对扇形孔的设计有诸多因素需要考量，譬如扩张段比例、气膜孔倾角、展向扩张角以及雷诺数和动量比等参数，影响因素众多，且各因素之间相互关联，过程复杂繁琐，难以形成简单清晰的设计方法。因此，本发明综合考量了影响扇形孔气膜冷却的几何参数和气动参数，在不失于气膜冷却效果的基础上，提出一种新的设计参数，可以简单易行地确定扇形气膜孔的几何参数，达到较高的气膜冷却效率，对指导工程实践有重要的意义。
[1]Schroeder,R,P and Thole K,A.,2013,“Adiabatic EffectivenessMeasurement for a Baseline Shaped Film Cooling Hole”.ASME Paper GT2014-25992；
[2]Schroeder,R,P and Thole K,A.,2013,“Shaped Hole Literature ReviewDatabase,”Penn State Experimental and Computational Convection Laboratory(ExCCL).
发明内容
要解决的技术问题：
为了避免现有技术的不足之处，本发明提出一种用于涡轮叶片扇形气膜孔的设计方法及应用，将各个影响参数无量纲化后归纳到一起，提出新的设计参数，可以使所有扇形孔实验有所参照对比，节约了大量的实验成本。
本发明的技术方案是：一种用于涡轮叶片扇形气膜孔的设计方法，其特征在于具体步骤如下：
步骤一：结合已有的扇形孔气膜冷却算例，对比不同的算例的结果，筛选出符合冷效效果的工况，并排除燃气倒灌的情况；
步骤二：将动量比与孔型的几何参数进行归一化处理，提出重要的设计参数——平均法向动量比，并找到冷效最高的气膜冷效工况对应的平均法向动量比；
步骤三：根据最佳的平均法向动量比反解出孔型，确定扇形孔的几何参数，从而完成扇形气膜冷却孔的设计。
本发明的进一步技术方案是：所述的步骤一中，选取的扇形孔气膜冷却算例中几何参数包含气膜孔圆柱段直径d、轴向长度L、扩张段长度L1、气膜孔射流角α和展向扩张角β；其中，扩张段长度L1＝3/4L，气膜孔射流角α为30度到45度之间，展向扩张角在7度到15度之间；
气动参数包含基于孔径d的主流雷诺数Red和动量比I，根据相似原理，主流雷诺数Red与发动机工况相同，动量比I设定为0.1～2.0之间。
本发明的进一步技术方案是：所述的步骤一中扇形孔的所有工况，在气膜孔射流角α为30度到45度之间，展向扩张角在7度到15度之间，动量比在0.5～2.0之间时，扇形孔未发生燃气倒灌现象。
本发明的进一步技术方案是：所述的步骤一中，冷效效果的工况计算：
首先，求取气膜孔出口下游平面的冷却效率η，其定义为：
其中，Tg为主流温度，Taw为绝热壁面温度，Tc为二次流温度；
然后，计算得到基于面积平均的气膜冷却效率值，即
其中，
为基于面积平均的气膜冷却效率值，m,n分别为气膜孔出口表面沿两个方向的节点数，ηi,j为每个节点上的气膜冷效值。
本发明的进一步技术方案是：所述的步骤二中，对于扇形孔而言，最佳的平均法向动量比为0.09。
本发明的进一步技术方案是：所述的步骤二中，冷效最高的气膜冷效工况对应的平均法向动量比
表示气膜孔射流动量的法向分量与主流动量的比值，计算如下：
其中，I为圆柱段流通面积定义的气膜孔射流动量与主流动量的比值，ρc为二次流密度，ρg为主流密度，Uc为二次流延孔轴线方向的速度，Ug为主流速度，α为气膜孔射流角，Uc,n为二次流法向的分速度，
为面积平均的二次流法向速度，AR为扩张型孔出口面积与入口面积的比值，Aout为气膜孔出口面积，Ain为气膜孔进口面积，各个值的定义式如下：
Uc，n＝Uc*sinα
AR＝Aout/Ain
整合所有扇形孔气膜冷却的工况，建立起基于面积平均的气膜冷效
及其对应的平均法向动量比
关系图，找到最大的冷效值
对应的最佳平均法向动量比
本发明的进一步技术方案是：所述的步骤三中，当平均法向动量比在最佳值
附近时，其壁面气膜冷效最佳；根据
值反解出最佳的面积比，从而确定扩张角的角度：
进一步地，可以从几何关系出发由面积比AR推导展向扩张角β；
因此，展向扩张角β可以表示为
由此确定气膜孔型。
一种用于涡轮叶片扇形气膜孔的应用，其特征在于：所述扇形气膜孔应用于发电用重型燃气轮机、航空发动机及舰船燃气轮机的涡轮叶片。
有益效果
本发明的有益效果在于：本发明提出一种用于扇形气膜冷却孔设计的简单易行的参考方法，通过对扇形孔的最佳平均法向动量比的计算，进而设计指导实验。本发明中设定的平均法向动量比
是由动量比I用面积比AR和气膜孔倾角α进行归一化处理后得到的，解决了设计扇形孔时影响因素多，过程复杂繁琐的难题，使得不同扩张角，不同面积比以及不同气膜孔射流角的扇形孔有了统一比较的基础。同时，在本方法的指导下，由最佳的平均法向动量比确定出的孔型在气膜孔下游可以得到较高的冷却效率。这样形成了关于扇形气膜冷却孔的一套行之有效的设计准则，可以使所有扇形孔实验有所参照对比，节约了大量的实验成本。
附图说明
图1扇形孔几何参数示意图；
图2扇形孔侧视图；
图3扇形孔俯视图；
图4面平均冷效与平均法向动量比的关系；
图5设计方法流程图；
图6α＝30度时最佳扩张角确定；
图7α＝45度时最佳扩张角确定；
附图标记说明：α—射流角，β—展向扩张角，θ—壁厚，L—气膜孔轴线长度，L1—扇形孔扩张段深度，d—气膜孔圆柱段直径。
具体实施方式
下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。
一种用于涡轮叶片扇形气膜孔的设计方法，所述d代表孔直径，d＝0.5mm；θ代表壁厚，即实际发动机中叶片或者端壁的厚度，θ＝1mm；α代表了气膜孔射流角，L代表孔长度，在壁厚已知，气膜孔射流角已知的情况下L＝θ/sinα；扩展段深度L1代表了扩张型气膜孔的扩张深度，即沿着气膜孔轴向方向上，从开始扩张到孔出口的长度。在本研究中，L1/L＝3/4。β代表了扇形孔的展向扩张角，是气膜孔出口平面上斜边切线与流向方向的夹角。
下面结合具体实施例和附图对本发明作进一步描述：
步骤一：结合已有的扇形孔气膜冷却基础算例，对比各工况的孔中截面温度场，孔内温度场和速度场。并根据温度场和速度场分布情况判断是否发生流动分离和燃气倒灌。
结合附图1，对扇形孔建立计算模型，为保证数值模拟的工况贴近现实的涡轮静叶工作工况，设计模拟工况选择保证以气膜孔直径为特征长度的雷诺数相同，Red＝11000，再由动量比I＝0.11,0.43,0.97,1.73确定四个二次流流量，再结合射流角与扩张角的不同组合，具体工况如下表所示，
表1扇形孔计算工况表(Red＝11000)
通过分析其结果(包括：壁面绝热冷却效率，孔中截面温度场以及孔内温度场及速度场)由绝热冷效变化规律可看出：随着动量比的增大，一般规律是绝热冷效也增大。对比不同扩张角的工况，比如α＝45°，β＝15°时扇形孔壁面绝热冷效展向均值，整体的展向均值随着动量比的增大而增大直到I＝1.73才出现了冷气脱离壁面的现象，说明对于这种几何结构的扇形孔来说，最佳动量比已经可以达到1.5，相比α＝45°，β＝11°的扇形孔在相同的动量比下，展向均值提升了15％到30％；比起α＝45°，β＝7°的扇形孔，低动量下提升了20％到100％，动量比越大，增加的幅度也越大。
而通过分析孔中截面无量纲温度分布，可以看出一些气膜射流的具体信息。在小动量比下，各个孔型(β＝7°，β＝11°，β＝15°)喷出的冷气在喷出后就完全贴附在壁面上，而且形成的气膜厚度很薄，同时扇形孔的扩张角度越大(或者说出口面积越大)形成的气膜厚度就越薄，这是因为扩张角度越大，孔出口展向宽度就越长，在射流喷出后就很容易的在主流作用下贴在了壁面上，形成了一层比较薄的气膜。在大动量比下，对于展向扩张角度小的扇形孔，由于法向穿透动量较高，气膜射流核心区脱离了壁面，即气膜射流中温度最低的部分没有接触壁面，发生了射流核心脱离壁面的现象；随着扩张角的增大，冷气的法向穿透动量减小，并未发生射流核心脱离壁面的现象。从上述的分析，我们可以大致得到以下结论：对于扇形孔，只存在展向扩张角时，增大展向扩张角，其冷却效果随之上升；而增大气膜孔射流角会使得异型孔的冷却效果下降。
步骤二：将动量比参数与孔型的几何数据进行归一化处理，提出重要的设计参数——平均法向动量比，并找到冷效最高的气膜冷效工况对应的平均法向动量比
表示气膜孔射流动量的法向分量与主流动量的比值。
平均法向动量比
的定义如下：
在已知动量比设计工况I、气膜孔倾角α和面积比AR时，可以求得平均法向动量比
作出面积平均的冷效
值与平均法向动量比
的关系，如附图4，找到各个孔型的冷效达到最大值时对应的平均法向动量比
对于本实施例中扇形孔的所有工况而言，其最佳的平均法向动量比
的值为0.09.
步骤三：根据最佳的平均法向动量比反解出孔型，确定扇形孔的几何参数，并对比最优孔型与其他基础孔型的冷效大小，验证本方法的有效性。
前文已经推导过，展向扩张角β可以表示为
由于面积比AR可以表示为
因此，展向扩张角β可以表示为
当气膜孔倾角α＝30度和45度时，选取动量比I＝1.73的工况，利用最佳平均法向动量比
求解展向扩张角β。可以得到在气膜孔倾角分别为30度和45度时，最佳的展向扩张角分别为12.4度和10.6度，如表2所示，
表2展向扩张角β的最佳值
| 气膜孔倾角α | 30度 | 45度 |
| 动量比I | I＝1.73 | I＝1.73 |
| 最佳展向扩张角β | 12.4度 | 10.6度 |
做出最佳展向扩张角对应的模型并数值模拟，与相同动量比I＝1.73下的工况(A4,B4,C4,D4,E4,F4)作对比，在相同的气膜孔倾角条件下，将气膜孔下游的气膜冷效展向均值作在同一张图中，如附图6和7。可以看出，在相同的气膜孔倾角和动量比条件下，按照本方法确定扩张角β，设计出的孔型具有更高的冷却效率。
尽管上面已经示出和描述了本发明的实施例，可以理解的是，上述实施例是示例性的，不能理解为对本发明的限制，本领域的普通技术人员在不脱离本发明的原理和宗旨的情况下在本发明的范围内可以对上述实施例进行变化、修改、替换和变型。
Claims (8)
1.一种用于涡轮叶片扇形气膜孔的设计方法，其特征在于具体步骤如下：
步骤一：结合已有的扇形孔气膜冷却算例，对比不同的算例的结果，筛选出符合冷效效果的工况，并排除燃气倒灌的情况；
步骤二：将动量比与孔型的几何参数进行归一化处理，提出重要的设计参数——平均法向动量比，并找到冷效最高的气膜冷效工况对应的平均法向动量比；
步骤三：根据最佳的平均法向动量比反解出孔型，确定扇形孔的几何参数，从而完成扇形气膜冷却孔的设计。
2.根据权利要求1所述用于涡轮叶片扇形气膜孔的设计方法，其特征在于：所述的步骤一中，选取的扇形孔气膜冷却算例中几何参数包含气膜孔圆柱段直径d、轴向长度L、扩张段长度L1、气膜孔射流角α和展向扩张角β；其中，扩张段长度L1＝3/4L，气膜孔射流角α为30度到45度之间，展向扩张角在7度到15度之间；
气动参数包含基于孔径d的主流雷诺数Red和动量比I，根据相似原理，主流雷诺数Red与发动机工况相同，动量比I设定为0.1～2.0之间。
3.根据权利要求1所述用于涡轮叶片扇形气膜孔的设计方法，其特征在于：所述的步骤一中扇形孔的所有工况，在气膜孔射流角α为30度到45度之间，展向扩张角在7度到15度之间，动量比在0.5～2.0之间时，扇形孔未发生燃气倒灌现象。
4.根据权利要求1所述用于涡轮叶片扇形气膜孔的设计方法，其特征在于：所述的步骤一中，冷效效果的工况计算：
首先，求取气膜孔出口下游平面的冷却效率η，其定义为：
其中，Tg为主流温度，Taw为绝热壁面温度，Tc为二次流温度；
然后，计算得到基于面积平均的气膜冷却效率值，即
其中，
为基于面积平均的气膜冷却效率值，m,n分别为气膜孔出口表面沿两个方向的节点数，ηi,j为每个节点上的气膜冷效值。
5.根据权利要求1所述用于涡轮叶片扇形气膜孔的设计方法，其特征在于：所述的步骤二中，对于扇形孔而言，最佳的平均法向动量比为0.09。
6.根据权利要求1所述用于涡轮叶片扇形气膜孔的设计方法，其特征在于：所述的步骤二中，冷效最高的气膜冷效工况对应的平均法向动量比
表示气膜孔射流动量的法向分量与主流动量的比值，计算如下：
其中，I为圆柱段流通面积定义的气膜孔射流动量与主流动量的比值，ρc为二次流密度，ρg为主流密度，Uc为二次流延孔轴线方向的速度，Ug为主流速度，α为气膜孔射流角，Uc,n为二次流法向的分速度，
为面积平均的二次流法向速度，AR为扩张型孔出口面积与入口面积的比值，Aout为气膜孔出口面积，Ain为气膜孔进口面积，各个值的定义式如下：
Uc，n＝Uc*sinα
AR＝Aout/Ain
整合所有扇形孔气膜冷却的工况，建立起基于面积平均的气膜冷效
及其对应的平均法向动量比
关系图，找到最大的冷效值
对应的最佳平均法向动量比
7.根据权利要求1所述用于涡轮叶片扇形气膜孔的设计方法，其特征在于：所述的步骤三中，当平均法向动量比在最佳值
附近时，其壁面气膜冷效最佳；根据
值反解出最佳的面积比，从而确定扩张角的角度：
进一步地，可以从几何关系出发由面积比AR推导展向扩张角β；
因此，展向扩张角β可以表示为
由此确定气膜孔型。
8.一种采用权利要求1所述方法设计的扇形气膜孔的应用，其特征在于：所述扇形气膜孔应用于发电用重型燃气轮机、航空发动机及舰船燃气轮机的涡轮叶片。
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
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| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
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| WW01 | Invention patent application withdrawn after publication | ||
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Application publication date: 20220701 |