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邓丽君,宣文韬,钟博,杨卫华.涡轮叶片表面温度场及综合冷却效果试验研究[J].南京航空航天大学学报,2021,53(3):442-448
涡轮叶片表面温度场及综合冷却效果试验研究
Experimental Research on Surface Temperature field and Comprehensive Cooling Effect of Turbine Blade
投稿时间:2021-01-09  修订日期:2021-04-30
DOI:10.16356/j.1005-2615.2021.03.016
中文关键词:  航空发动机  涡轮叶片  气膜冷却  温度场  综合冷却效率
英文关键词:aero-engine  turbine blade  film cooling  temperature field  comprehensive cooling efficiency
基金项目:国家科技重大专项(2017-III-0003-0027)资助项目。
作者单位邮编
邓丽君 中国航发湖南动力机械研究所株洲 421002 421002
宣文韬 南京航空航天大学能源与动力学院南京 210016 210016
钟博 南京航空航天大学能源与动力学院南京 210016 210016
杨卫华 南京航空航天大学能源与动力学院南京 210016 210016
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中文摘要:
      涡轮叶片温度场分布受到气膜孔排布方式和内冷通道的影响,涡轮叶片结构不同导致传热特性不同。为了更准确获得有气膜冷却条件下涡轮叶片综合传热特性,设计试验方法在叶片中截面采用埋入式热电偶测温,通过热电偶测温与红外测温结合获取更准确的温度场,展开试验研究获得了流量比、温比和落压比对叶片综合冷却效率的影响规律。
英文摘要:
      The temperature field distribution of turbine blades is affected by the arrangement of film holes and the internal cooling channels. The different structures of turbine blades result in different heat transfer characteristics. In order to obtain the integrated heat transfer characteristics of turbine blades under film cooling conditions more accurately, the design test method uses embedded thermocouples to measure the temperature of the blade in the cross section and obtain a more accurate temperature field through the combination of thermocouple temperature measurement and infrared temperature measurement. The experiment is carried out to obtain the influence law of flow ratio, temperature ratio and pressure ratio on the integrated cooling efficiency of blades.
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