涡轮叶栅端壁区流动的实验研究.pdfVIP

航空动力学报990311 航空动力学报 JOURNAL OF AEROSPACE POWER 1999年 第14卷 第3期 Vol.14 No.3 1999 涡轮叶栅端壁区流动的实验研究* 董志锐　刘松龄　张玉金　许都纯 　　【摘要】　本文在大尺寸低速开式叶栅传热风洞中对一种高压涡轮导向叶栅中的 流场进行了实验研究。采用五孔针对5个雷诺数下的叶栅端壁区三维流场进行了测量， 并用线簇和小球浮动法对5个工况的流动进行了流场显示。实验结果表明：马蹄涡压力 面分支在向吸力面运动的过程中，破坏了来流附面层的结构，在马蹄涡压力面分支之 后，叶栅通道中产生了一个新的从压力面到吸力面的新附面层，新附面层的厚度小于 来流附面层厚度；三维流动区约占叶栅通道的40%；雷诺数的增大将增强端壁区的三 维流动。从流场显示图片可以观测叶片吸力面靠近端壁的角涡形成与发展，以及吸力 面上的三角形区域；流场显示的通道涡大小与流场测量结果吻合。本文的实验结果有 助于分析端壁表面和叶片表面换热特性的形成机理。 　　主题词：叶栅　三维流动　测量　实验 　　分类号：V211　O357.1 EXPERIMENTAL INVESTIGATION OF ENDWALL FLOW IN A TURBINE CASCADE file:///E|/qk/hkdlxb/hkdl99/hkdl9903/990311.htm（第 1／9 页）2010-3-22 22:44:58 航空动力学报990311 1　引　言 　　涡轮叶栅端壁区的流动十分复杂，存在着马蹄涡、通道涡和角涡组成的涡系，呈 现出三维性。该区域的流动损失比较大，流动形态对叶片近壁区和叶栅端壁表面的换 热有直接的影响。因此研究和掌握端壁区流动的规律对组织端壁区气流结构、降低流 动损失，以及安排端壁的有效冷却有十分重要的意义。参考文献［1～4］对不同几何 结构叶型组成的涡轮直叶栅中的流场进行了实验研究，参考文献［5～7］采用不同的 方法对叶栅中的流动进行了流场显示。为了掌握涡轮叶栅端壁区流动的第一手数据和 图形，为涡轮叶栅端壁区的换热研究奠定基础，本文在新建立的大尺寸低速开式传热 实验风洞上，采用五孔针测量以及线簇和浮动小球显示方法对叶栅中的流场进行了研 究。 2　实验装置与条件 　　图1为实验所用的大尺寸低速开式传热风洞示意图，其主要性能参数为：实验段进 验叶片及端壁可加热温度范围0～50℃；实验段进口气流不均匀性小于5%。F1和F2截面 可用于加装紊流发生器。图2为实验段平面示意图，为了便于观察和测量，整个实验段 由有机玻璃制成。X和Z向如图所示，Y向为叶高方向。实验直叶栅由5个叶片构成，测 用于插入五孔针测量速度分布。实验叶片型面坐标取自某发动机高压涡轮导向叶片。 实验叶栅的主要几何参数为：有效出气角68°，叶片弦长205 mm，叶片轴向弦长122.1 mm，叶栅栅距160 mm，叶片高度300 mm。实验雷诺数定义为Re=V ∞C／ν，其中V ∞ 为来流速度，C为叶片弦长，ν为空气动力粘性系数。本文流场测量和显示的工况雷 诺数分别为：100000，150000，200000，250000和300000。 file:///E|/qk/hkdlxb/hkdl99/hkdl9903/990311.htm（第 2／9 页）2010-3-22 22:44:58 航空动力学报990311 图1　大尺寸低速开式传热风洞示意图 图2　实验段示意图 　　三维流场采用经过校准的2.8 mm的五孔球形探针，并用转动法进行测量。压力信 号经电容式压差变送器转变为电信号，并经信号放大器接入计算机，进行数据记录和 处理。经数据处理可获得如下参数：来流Re数；测点坐标X，Y和Z；速度方向角α和 * β；气流速度和分速度V，V ，V 及V ，测点总静压p和p。每一工况的总测量点数为