涡轮叶片压力面缝型气膜冷却结构的数值研究

中国民航大学学报 ›› 2021, Vol. 39 ›› Issue (4): 32-36.

涡轮叶片压力面缝型气膜冷却结构的数值研究

周峰

（中国民航大学工程技术训练中心，天津 300300）

收稿日期:2021-05-06 修回日期:2021-05-06 接受日期:2020-11-06 出版日期:2021-08-25 发布日期:2021-12-03
作者简介:周峰（1988—），男，河北沧州人，助教，硕士，研究方向为航空航天高温部件热防护与性能分析.

Numerical study of slit film cooling structure on turbine blade pressure surface

ZHOU Feng

( Engineering Techniques Training Center, CAUC, Tianjin 300300, China )

Received:2021-05-06 Revised:2021-05-06 Accepted:2020-11-06 Online:2021-08-25 Published:2021-12-03

摘要/Abstract

摘要： 气膜冷却技术是涡轮叶片最为高效的冷却方式之一。本文提出一种新型涡轮叶片缝型气膜冷却结构，采用数值计算方法模拟涡轮叶片工作过程并获得温度和压力参数，以分析不同缝型结构的缝宽、唇口厚度及不同加工位置对冷却效率和气动损失的影响规律。结果表明：相同来流参数条件下，缝宽与唇口厚度比值为 1.0 左右时，均匀冷却和气动损失效果最好；最佳开缝位置在距叶片前缘 60%处。

关键词: 涡轮叶片, 气膜冷却, 缝型冷却, 冷却效率

Abstract: Film cooling is one of the most efficient cooling methods for turbine blades. A new type of slit cooling structure of turbine blades is proposed, numerical simulation is used to simulate the working process of turbine blades and the temperature and pressure parameters are obtained to analyze the effects of slit width, lip thickness and different machining positions on cooling efficiency and pneumatic loss. The results show that under the same incoming flow parameters, when the ratio of slit width to lip thickness is about 1.0, the new structure can achieve the best result; the top 60% of blade leading edge is the best machining position.

Key words: turbine blade, film cooling, slit type cooling, cooling efficiency

中图分类号:

周峰. 涡轮叶片压力面缝型气膜冷却结构的数值研究[J]. 中国民航大学学报, 2021, 39(4): 32-36.

ZHOU Feng. Numerical study of slit film cooling structure on turbine blade pressure surface [J]. Journal of Civil Aviation University of China, 2021, 39(4): 32-36.

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