Эффективность пленочного охлаждения вогнутой поверхности профиля сопловой лопатки турбины авиационного двигателя при пульсирующем вдуве через веерные отверстия

Выполнены экспериментальные исследования по определению эффективности пленочного охлаждения вогнутой поверхности профиля сопловой лопатки турбины авиационного двигателя при вдуве пульсирующего вторичного потока воздуха через ряд веерных отверстий. В качестве базовых использованы данные, полученные после вдува через цилиндрические отверстия при прочих равных условиях. Вдув вторичного потока воздуха выполнен под углами 30, 45 и 75 . Частота пульсаций вторичного потока воздуха составляла 14 Гц, относительная кривизна вогнутой поверхности — 0,00574, число Рейнольдса вторичного и основного потоков — (0,4…7,6)??104 и 2,6?105 соответственно. Параметр вдува (численные значения которого определяли по входному сечению отверстия) варьировали в диапазоне 0,5…2,0, относительное расстояние от сечения вдува до исследуемой точки поверхности (отношение расстояния от сечения вдува до исследуемой точки поверхности к диаметру отверстия вдува), — в интервале 1… 37. Анализ результатов экспериментальногоо иссследования показал, что во всех исследованных режимах на вогнутой поверхности вдув через веерные отверстия обеспечивает более высокую эффективность пленочного охлаждения, чем через цилиндрические отверстия. В рассмотренных условиях на переходном и основном участках смешения потоков наблюдались различные тенденции изменения относительного параметра, определяемого отношением эффективности пленочного охлаждения вогнутой поверхности при вдуве через веерные отверстия к таковой через цилиндрические отверстия, с увеличением относительного расстояния от сечения вдува до исследуемой точки поверхности. Неодинаковые значения этого параметра обусловлены различием процесса массообмена между основным и вторичным потоками, формируемыми веерными и цилиндрическими отверстиями.
EDN: DPUCZW, https://elibrary/dpuczw

Литература

[1] Иноземцев А.А., Нихамкин М.А., Сандрацкий В.Л. Основы конструирования авиационных двигателей и энергетических установок. Т. 2. Москва, Машиностроение, 2008. 366 с.

[2] Данильченко В.П., Лукачев С.В., Ковылов Ю.Л. и др. Проектирование авиационных газотурбинных двигателей. Самара, Изд-во СНЦ РАН, 2008. 619 с.

[3] Горелов Ю.Г., Тюльков К.В. Сравнительное исследование эффективности пленочного охлаждения сопловых лопаток турбины с цилиндрическими и профилированными отверстиями в адиабатных и сопряженных условиях. Проблемы и перспективы развития двигателестроения. Мат. док. межд. науч-тех. конф. Ч. 1. Самара, Самарский ун-т, 2016, c. 9–11.

[4] Hada S., Yuri M., Masada J.et al. Evolution and future trend of large frame gas turbines: a new 1600 degree C, J class gas turbine. Proc. ASME Turbo Expo, 2012, paper no. GT2012-68574, pp. 599–606, doi: https://doi.org/10.1115/GT2012-68574

[5] Щукин А.В., Ильинков А.В., Такмовцев В.В. и др. Теплофизика рабочих процессов в охлаждаемых лопатках газовых турбин. Казань, Изд-во КНИТУ-КАИ, 2020. 390 с.

[6] Виноградов К.А. Повышение эффективности газовой турбины путем структурно-параметрической оптимизации обводов переходного канала и формы отверстий пленочного охлаждения. Дисс. … канд. тех. наук. Рыбинск, РГАТУ, 2015. 168 с.

[7] Халатов А.А., Борисов И.И., Дашевский Ю.Я. и др. Теплообмен и гидродинамика в полях центробежных массовых сил. Т. 10. Перспективные схемы пленочного охлаждения. Киев, НТУУ КПИ, Политехника, 2016. 238 с.

[8] Li X.C., Subbuswamy G., Zhou J. Performance of gas turbine film cooling with backward injection. Energy Power Eng., 2013, no. 5, pp. 132–137, doi: https://doi.org/10.4236/epe.2013.54B025

[9] Saumveber C., Schulz A., Wittig S. Free-stream turbulence effects on film cooling with shaped holes. J. Turbomach., 2003, vol. 125, no. 1, pp. 65–73, doi: https://doi.org/10.1115/1.1515336

[10] Wright M., McClaine S., Clemenson M.D. Effect of density ratio on flat plate film cooling with shaped holes using PSP. Proc. ASME Turbo Expo, 2010, paper no. GT2010-23053, pp. 1691–1702, doi: https://doi.org/10.1115/GT2010-23053

[11] Li W., Li X., Ren J., Jiang H. Experimental investigation of wall thickness and hole shape variation effects on full-coverage film cooling performance for a gas turbine vane. Appl. Therm. Eng., 2018, no. 144, pp. 349–361, doi: https://doi.org/10.1016/j.applthermaleng.2018.08.068

[12] Щукин А.В., Ильинков А.В., Такмовцев В.В. и др. Эффективность тепловой завесы при вдуве пульсирующего потока воздуха (обзор). Теплоэнергетика, 2023, № 9, c. 5–17, doi: https://doi.org/10.56304/S0040363623090060

[13] Lutum E., Wolfersdorf J., Semmler K. et al. Film cooling on a concave surface: influence of external pressure gradient on film cooling performance. Proc. NATO/AGARD Symposium on Advanced Flow Management. Part B. Heat Transfer and Cooling in Propulsion and Power Systems, 2001. URL: https://www.researchgate.net/publication/235088269 (дата обращения: 16.06.2024).

[14] Lu Y., Dhungel A., Ekkad V. et al. Effect of trench width and depth on film cooling from cylindrical holes embedded in trenches. J. Turbomach., 2009, vol. 131, no. 1, art. 011003, doi: https://doi.org/10.1115/1.2950057

[15] Ильинков А.В., Такмовцев В.В., Тукмаков А.Л. и др. Эффективность тепловой завесы при вдуве пульсирующего потока воздуха через однорядные пояски отверстий. Известия вузов. Авиационная техника, 2022, № 4, с. 139–145.

[16] Ekkad S.V., Ou S., Rivir R.B. Effect of jet pulsation and duty cycle on film cooling from a single jet on a leading edge model. J. Turbomach., 2006, vol. 128, no. 3, pp. 564–571, doi: https://doi.org/10.1115/1.2185122