文摘

膜冷却是至关重要的燃气轮机叶片保护他们免受高温,因此较高的热应力。在目前的工作,在平板膜冷却参数的优化数值调查。膜冷却参数如入口速度的影响方向,横向和转发扩散角,吹比,和流向角冷却效果进行了研究,选择和最佳冷却参数。冷却液流的数值模拟通过平板洞系统使用“CFDRC包”加上“单纯形优化算法最大化整体膜冷却效果。非结构化有限体积方法用于解决稳定,三维可压缩n - s方程。结果相比发布的数值和实验数据的圆柱形round-simple洞,和结果显示良好的协议。此外,结果表明,平均膜冷却效果总体是增强通过减少流向角高吹风比和通过增加横向和转发扩散角。最优几何冷却孔的平板。此外,数值模拟实际的膜冷却涡轮叶片进行使用平板几何优化洞。

1。介绍

在过去的五十年,飞机和发电燃气轮机设计师专注于增加了燃烧室出口温度改善发动机的性能,提高推力,减少燃料消耗。不幸的是,这些高温高压的完整性有负面影响涡轮组件专门涡轮叶片。因此,需要有一个高效的冷却系统改造的方式,这样发动机操作期间最大的叶片表面温度不超过最大允许温度的叶片材料。

为了实现这一目标,一些研究人员等(1,2专注于各种创新的冷却技术。根据冷却液流的性质,涡轮的冷却方法目前实现行业可以分为两个主要类别的内部和外部冷却,如图1。在第一式冷却器空气压缩机级的流血,然后通过内部通道纳入叶片设计。这是最常见的技术,称为增强通道冷却。最大热吸收,空气也可以影响叶片的内壁。这种技术称为冲击冷却。在外部冷却,空气压缩机级的流血,通过涡轮叶片的内部腔导管,然后通过小洞/排放槽刀片外墙。这个空气提供了一个薄,冷却和绝缘膜沿涡轮叶片的外表面,由于冷却的方法被称为“电影。“这部电影提供了叶片保护,从而增加叶片的生活。

为了更好地理解膜冷却,一个简单的案例被认为是主流和空气冷却剂混合在一起,如图2。热通量是热空气间的热量交换和涡轮叶片。很明显,保持这个值降到最低是可取的。为此,介绍了膜冷却创建一个防护区叶片的热空气和表面之间。

膜冷却被发现是非常敏感的许多参数,如coolant-mainstream密度,动量和质量流量比率,主流湍流强度,主流通道/提示漩涡,上游醒来,表面曲率和粗糙度。彻底审查提供的参数影响膜冷却纳西尔et al。3),伯加德和忍耐4),和地堡5]。

coolant-mainstream吹的影响比调查Rallabandi et al。6]。这项研究由Rallabandi et al。6]表明,无量纲温度和吹膜冷却效果增加在低比率无论孔形状和喷射角度。然而,除了临界吹比膜冷却效果降低。这一结果可以归功于薄膜冷却发射的现象,高动力的飞机无法附着在板表面和射流穿透成为主流。

coolant-mainstream密度比(博士)在现代的涡轮引擎通常约2.0,由于冷却剂的温度明显降低。按比例缩小的实验室测试,模拟发动机不同密度比的条件下,通常涉及的冷却剂温度很低。一般来说,增加密度比在给定的主流导致更高的效率,特别是在提高吹比率,因为高密度的速度冷却剂在给定低。这部电影注入冷却剂在主流的一个角度(复角)导致更高的膜冷却效果,由于较低的倾向于升空。嵌入膜冷却孔槽的地堡(7韦妙宜),和伯加德8)被发现在洞的距离增加膜冷却效果。

多行膜冷却孔通常用于涡轮叶片设计。Ligrani et al。9)研究典型分布简单和复合角度。以更低的比率,吹的影响相当微不足道的行数。然而,双喷射行显示了高吹比率更高的有效性。最近,Kusterer et al。10]研究了两行膜冷却孔的相反方向和内部供应的几何图形。

在1960年代末,Goldstein et al。11]研究了横向注入对气膜冷却效率的影响。Honami et al。12)同步速度和温度测量了一排横向射流发行注入一个湍流边界层。非对称流结构检测到大规模的涡旋运动,从而导致低膜冷却速率增加有效性。李等人。13]调查一个倾斜喷射孔的流动结构与不同方向的角度。一个表面流模型。

丹顿(14]表明,尽管估计增加涡轮入口温度100 K / 1%的冷却剂质量流量,减少大约1%的涡轮效率每1%冷却液流可以在整个循环效率产生重大影响。这是冷却剂的粘性效应不可逆转的混合和主流流动。

Ligrani et al。15]目前实验结果描述流动结构和孔气膜冷却参数的下游一行复角。他们的研究结果表明,复合角度注入配置大大提高了膜冷却保护。在传热测量,森et al。16和施密特et al。17]研究绝热壁效率和传热系数使用单一排斜孔有不同的形状,不同的复合角度,长度4 d的一个洞。他们的研究结果表明,孔大复角小动量对传热速率影响很小比率,而传热水平显著增加孔与复角大动量比率。Ekkad et al。18,19]目前膜冷却效率和换热系数分布在一个平面上的斜孔一行三种不同复合角度和密度比率在高架freestream湍流强度来确定当地同时效率和传热系数分布。研究表明,复合角度注入提供了更高的效率。

冷却射流与横流式的交互的产生一种高度复杂的三维流场附近的射流注入。流的特点是两个大规模和小规模的湍流相干结构。混合过程是由这些结构的动力学控制。最重要的相干结构已确定发表文献中射流剪切层漩涡,马蹄形漩涡,反向旋转涡对,随着漩涡在喷射后形成的。射流剪切层漩涡主导的初始部分喷射而马蹄形漩涡环绕的喷气机。反向旋转涡对结果的脉冲射流横向气流。准确预测这种结构需要正确预测射流穿透和回贴长度很重要的传热计算和优化膜冷却效率。的流动和传热计算涡轮转子叶片的膜冷却和高压气体是由医生和杜宾(20.与评估几种湍流模型)。使用PSP技术莱特等。21)结果表明,自由流湍流对冷却效果,造成高空扩散膜冷却效果,但对高速率飞机升空阻止动荡水平不同影响效果多。Muppidi和足够的22,23)直接数值模拟是用来研究一个圆形层状横向气流湍流射流,其平均速度和湍流强度相比,他们从模拟获得通过发表的实验数据。

在最近的研究中,在研究了平板膜冷却数值选择compound-hole形状的不同的参数,可以提高冷却效果。流在平板膜冷却数值模拟使用稳定、可压缩n - s方程和湍流建模。流解算器加上一个优化技术获得的冷却参数。单纯形算法用于优化程序。冷却孔形状的四个变量定义流向角()、横向扩散角(),向前扩散角(),冷却剂吹比()。数值模拟是进行一个洞在一个平板,因为可以获得同样的效果超过一个洞被同等距离对平板和应用对称边界条件。然而,很难模拟数组的洞在一个实际的三维涡轮叶片的形状沿叶片高度不同,因为叶片扭曲和枢纽的作用,提示部分叶片冷却。因此,优化膜冷却参数完成最初在一个平板获得初始形状优化膜冷却孔的实际涡轮叶片。

优化过程是使用“CFDRC包。“这个包ACE的解算器使用了三维可压缩粘性流场稳定加上- - - - - -湍流模型。非结构化网格用于平板上的模拟。控制方程的离散采用有限体积在太空技术和二阶精度。

2。数值模型

2.1。平板数值模拟

在平板气膜冷却是使用三维数值模拟,稳定,动荡和可压缩流方程。湍流模型- - - - - -用于模拟。的控制体积平板模型如图3。冷却孔直径(5毫米)被选中。计量部分长度和扩散部分长度被认为是总长度的一半();也就是说,。由沥青()是被冷却孔直径的三倍。冷却液注入到主流流向角()是不同的从20°- 90°,和一个跨度明智的角()。

2.2。冷却孔几何

选中的冷却孔的几何被认为是广义横向和forward-diffused (LFDSA)(也称为扇形闲适)类型,如图4。在当前的研究中,横向扩散角()和向前扩散角(从0°15°)不同。提名LFDSA-LL-FF孔配置,会和FF外侧和转发扩散角。

2.3。边界条件

图5介绍了平板模型的边界条件与系统的漏洞。主流气体近似为空气温度333 K。入口的主流流动被认为是有一个统一的10 m / s的速度。采取冷却剂进口空气温度293 K。进气冷却剂流被认为有一个均匀的速度。密度比率维持在1.14。指定吹比、冷却剂的入口速度可以计算。对称边界条件应用在两个垂直的平面。平板的上游和下游表面被认为是绝热的。此外,应用对称边界条件的上限控制卷从流场的梯度性质被认为衰变孔直径的10倍。

2.4。单纯形优化方法

在当前的工作中,最优孔形状的平板膜冷却获得使用单纯形算法。单纯形是一个简单的优化算法寻找相对应的参数向量的全球极端(最大或最小)维函数,通过参数空间搜索(搜索区域)。优化的成本函数在当前的研究中是平均膜冷却效果。

二维单形始于三个观测系统的响应得到三个不同的参数设置(猜测)。这三个观测对应三角形的顶点构成第一个单纯形。在三维空间中,四个初始观察定义一个四面体的身体是必需的。空间高于三维的过程是有效的,尽管很难想象。

单纯形算法程序如下。(1)提供一个值为δ(第一步大小)优化器构建第一个单工用于启动优化过程。三角洲和初始值的两个变量是用来创建第一个3分(B, NB,和W),左边的图6。(2)然后计算质心的位置。岑坐落之间最好的B点和最佳点NB。(3)反映通过岑W执行糟糕的反应点,和响应RR反映点R的评估。(4)如果R是在搜索区域内及其响应RR比RW但不是比RB,然后一个新的单形是由取代W R .重复的过程与步骤新的单形。(5)如果R的反应,RR,是更好的,也就是说,比RB,那么这是一个迹象表明单纯形正朝着正确的方向发展。因此一个扩展点E是尝试(E是两倍远岑R方向相同)。(6)如果E是在搜索区域内及其响应优于RR,然后W E所取代;否则W被替换为r过程重复步骤新的单形。(7)如果初始反射失败,也就是说,RR比RW最差,或R不是在搜索区域内,然后执行收缩。简约点C(位于介于W和岑)取代W .过程重复步骤新单形等等。

二维单纯形算法例子展示了程序的优化开始构建第一个三角形(A)和反映,扩张或收缩三角形内的搜索区域,直到达到成本函数的最大值(深蓝色颜色)(f),如图6。

优化程序由发展中三个在PYTHON编程语言编写的程序(几何图形文件,解算器文件,和优化或控制文件)。图7提出了优化程序开始的控制文件定义以下变量:(我)初始变量;(2)变量的限制(最大和最小);(3)优化周期的最大迭代次数(100次迭代的案例研究);(iv)精度(为案例研究);(v)每个变量的步长(20%的区别是每个变量的最大和最小值)。

3所示。结果

3.1。非结构化网格敏感性分析

网格大小函数是用来调整边界附近的网格大小。功能应用的最小单元尺寸大小0.4毫米高曲率区域和一个2.4毫米的最大细胞大小较低曲率区域(直区)。增长率的因素是用来调整两个区域之间的网格数量。非结构化网格的模拟使用LFDSA-5-5膜冷却孔呈现在图8。

网格敏感性分析的一个案例研究与流向LFDSA-5-5孔形状角等于30度吹比指定的执行这是定义如下:

网格敏感性分析的结果在图所示9非维壁平均温度。总体平均气膜冷却效率的定义如下:

结果呈现在图9表明,平均膜冷却效果稍微改变网格大小大于400000个细胞。此外,图10介绍了无因次量(+)表达的密度网格表面平板墙上有一个洞的不同数量的控制体积细胞。很明显从图的密度网格区域的值较小+其他地区相比,在不同情况下的网格大小400000个细胞。的最大价值+的值不超过5网格。

图11提出了不同细胞的数量的影响流向的方向。膜冷却效果的资料显示在不同的切割线的平面对称为案例研究与30度角回水区LFDSA-5-5孔形状和吹比1。图表明,墙中心线膜冷却效果或膜冷却层厚度与不同数量的细胞增加流向方向网格大小为400000。结果不改变网格大小大于400000。因此,网格大小被认为是足够准确的模拟。

此外,图12介绍了膜冷却效果变化的方向。气膜冷却效率有一个最大值的平板中心线沿着流向方向,和这个值减少顺翼展方向的方向。结果表明,合适的准确模拟细胞的数量是400000个细胞。

3.2。数值模型的验证

在平板气膜冷却的喷射孔形状LFDSA-00-00 (CYSA)进行了数值模拟,结果与Daud et al。24),人工智能等。25),纳西尔et al。26],克莱恩et al。27]。这个CYSA孔形状的模拟计算是基于非结构化网格和RNG湍流模型。使用了相同的边界条件的达乌德在当前模拟。主流进气道流假定有302 K温度和统一的18 m / s的速度。冷却剂的温度输入流是假定为153.3 K。模拟由达乌德使用流利的结构化网格和RNG湍流模型。结果与计算Daud如图13。结果显示良好的协议。

膜冷却效果的当前结果当地使用CFDRC包和非结构化网格有两个不同的湍流模型(- - - - - -和RNG)与Daud前面的理论结果相比et al。24和刘et al。28由Sinha)和实验结果等。29日在两个不同的位置如图14。结构化网格和RNG紊流模型所使用的达乌德et al。24和刘et al。28]。目前的结果显示良好的协议与以前的数值模拟和实验数据。此外,沿板的结果(方向)表示- - - - - -模型具有良好的协议与实验数据和之前的模拟。RNG模型比- - - - - -模型之间的混合区域主流和冷却流。

3.3。参数研究平板膜冷却

3.3.1。冷却液入口速度的影响方向

冷却速度的影响方向上膜冷却效果研究流向30度角。两种不同的速度方向用于冷却剂注入如图(15日)和15 (b)。在图(15日),冷却剂流全会的价值被认为是正常的和流向60度角;同时,在图15 (b),被认为是正常全会值相同的冷却速度。

很明显的结果如图16的膜冷却效果没有发射低吹比为0.45的两例,钢板墙沿中心线覆盖。的情况下正常速度方向的洞,冷却剂渗透深入纵向覆盖主流流动的冷却速度比流向的方向。在吹1的比例,小发射发生孔入口速度正常的情况下,钢板墙是沿中心线如图中详细介绍(17日)。起飞不存在的情况下冷却气体注入平行于流向角。在这种情况下,钢板墙很好覆盖沿中心线如图17 (b)。

吹比2和冷却速度正常洞入口,更高的发射值存在,钢板墙是没有很好覆盖沿中心线如图(18日)。而对于速度平行于流向角发射不发生板是覆盖着冷却空气,如图18 (b)。

注入孔内的速度矢量及其大小如图所示19描述一个分层的动能在洞里面。速度方向是正常的边界时,结果表明,大部分的流体在高速撞击左边一半的管。正确的一半,携入的流体是创建一个小的再循环。

0.45低吹比液体,叶子板表面是蔓延的洞。飞机的身体是没有检测到,钢板墙很好覆盖沿中心线。吹比1,飞机的身体变得辨认的左半部分内冷却孔的垂直速度分量增加洞退出前缘。正确的一半,携入的流体是创造更多的再循环,如图19 (b)这是增加撞击板表面的空气冷却。因此,从热气体保护板表面。吹比2,飞机的身体变得非常框内冷却孔的左半部分,增加了垂直速度的前缘洞退出。在右半边,携入的流体是创建一个从板表面分离,降低了速度的后缘孔出口,和缺陷的影响是强大的。发射现象发生,如图19 (c)。

当速度方向平行于流向角,结果表明,大部分的流体撞击在一个较高的速度在右边一半的洞。在左边的一半,携入的流体是创建一个小的再循环。低吹比0.45,飞机的身体不能很好地发现和钢板墙沿中心线。冷却的渗透流的纵向范围小于在第一种情况下(速度方向是正常的边界),如图20(一个)。在吹1和2的比率,飞机身体不检测。洞的速度提高后缘出口,和一个小再循环退出前缘如图20.。钢板墙沿中心线很好覆盖,减少升空。

流速剖面在不同部分流向方向呈现在图21。图表明,冷却的混合与主流流沿流向的方向改进。此外,进气冷却流的速度剖面,以防被注入正常胖比进气冷却回水区注入的情况下对不同吹风比的值沿流向的方向,特别是在和墙背后的速度剖面变得很胖这意味着不充分混合的高强度反向旋转涡对和高墙上升空。

吹的影响比中心线纵向效果呈现在图22上述两例的速度方向。速度方向平行于流向角,膜冷却效率随着吹风比的增加而增加吹比有一个小的冷却效果影响速度方向正常洞入口的相反方向平行于流向速度的情况下角。

侧角的变化与冷却流注入方向流向对膜冷却效果有很大的影响在高空回水区方向,这变化取决于冷却吹风比的值。通过增加侧向角墙上的效果有一个更广泛的地区。这种扩散形状降低电梯在混合区与主流流,它能覆盖的区域流向方向与冷却流除了良好的冷却由方向。但高增加横向角度降低冷却速度,所以之间的混合冷却流和主流流在流向方向变得非常糟糕,但一个好的冷却顺翼展方向的方向。图23介绍了高空回水区不同的横向角度与气膜冷却效果等于15度角和流向角等于30度在不同吹风比的值。在法律上的价值比率,吹,LFDSA-0-15 (FDSA)中心线的良好冷却孔出口截面面积,但迅速减少冷却由方向流向方向和良好的冷却相比,其他情况下,中心线的LFDSA-10-15形状有很好的冷却孔出口截面面积高空和流向的方向。最坏的情况下冷却孔中心线的退出和流向的方向吹比高侧角LFDSA-15-15形状向前冷却流量较低,但与更深的冷却由方向。高吹风比的值,改善由膜冷却效果通过增加侧向角的改进也在流向膜冷却效果度。如果外侧角大于这个值增加,膜冷却效果降低回水区的流向是获得有效性。

3.3.2。流向角的影响

流向角有显著影响主流流之间的动量交换和冷却流吹膜冷却效果的高比率。0.2低吹比流向角很小的影响由于低价值的冷却剂质量流率如图24。随着吹风比的增加排飞机的一个给定的流向角,孔附近的有效性增加到一定值的飞机开始起飞,效率降低。最佳吹比例中可以清楚地看到数据25,26,27在飞机升空并不存在。最大膜冷却效果对不同吹风比的值发生在30度角回水区具有高速率之间的动量交换mainflow和冷却流和更好的冷却。

吹的影响比对中心线多达25有效性下游的冷却孔如图28不同角度回水区的LFDSA-00-00配置。点缀在这个案例中,发现在法律上吹比例中心线有效性大约相同的弦长()对不同流向角度由于低质量流率的冷却孔。吹比例增加,中心线效率略有增加尤其是小流向角度。增加不同于低价值流向角(度)和高价值流向角度(和90度)。在的发射现象出现高值的角度和回水区中心线有效性降低。通过增加吹比率的价值,中心线效果有一个低价值的弦长;这个值弦长度增加而增加。

膜冷却流的结构检查研究反向旋转涡对的影响(CRVP)膜冷却。传统上,冷却剂的动量通量率被认为是最关键的参数对膜冷却效果。然而,膜冷却性能的指标也是影响尤其是反向旋转涡对。的来源CRVP管涡流,管边界层涡度和射流/主流交互效应单独或组合。通过模拟一般斜圆柱冷却孔平板,CRVP是可视化以及主流的交互和冷却剂流管作为显示在图29日。这个数字提出了不同的流管流向LFDSA-0-0吹不同比率的角度。飞机/主流交互是反向旋转涡对的唯一的重要来源。在吹比1和流向30度角,一个好的混合之间的主流和冷却剂流由于反向旋转涡对没有升空是注意到,结果在横向气流从飞机的冲动。随着漩涡形成较弱。反向旋转涡对增加的强度增加流向角。在90度角回水区,反向旋转涡对强由于高冷却剂动量通量在垂直方向导致冷却射流表面分开。因此,发射时,气膜冷却效率降低。此外,反向旋转涡对高等吹比会变得很强特别是对于在不同流向角度。这大机制结构减少了交换动量和飞机之间的传热和主流流。

3.3.3。横向效应和转发扩散角平均整体膜冷却效果

三个孔的不同侧面和扩散角了。非维壁平均温度或平均整体膜冷却效果呈现在图30.等边和扩散角孔的0,10和15度。结果表明,整体平均膜冷却效果增加迅速增加吹比某些价值。在这个价值更好的混合和良好的冷却在高空回水区最小化平均壁绝热温度从而平均整体膜冷却效果。通过增加吹比例超过价值赋予最大的平均效率,升空开始出现在平板上。最优角回水区,最大化平均整体膜冷却效果,是20度三洞不同吹风比的值。最大化的最佳吹比平均膜冷却效果总体最优流向角为这些不同的洞是列在表中1。本研究最小化的目标搜索区域中使用单纯形优化以减少迭代次数。

4所示。优化结果

4.1。单纯形优化结果对平板膜冷却

优化过程需要进行一个成本函数的定义。在本节中,给出了平板优化的结果。客观或成本函数中定义的整体平均膜冷却效果(2)。优化平板膜冷却的结果展示在表2。优化结果见表2表明,最优值的平均lfdsa总体膜冷却效果是0.244 - 9.3 - 14.6孔形状。

图31日提出了整体平均膜冷却效果的变化与迭代的数量。整体最优值平均为0.244获得气膜冷却效果lfdsa - 9.3 - 14.6孔形状、回水区21度角和吹比为1.78。顶部和对称平面的有效性和温度轮廓优化孔形状呈现在图32。

4.2。膜冷却涡轮叶片

从平板获得最优LFDSA孔形状单纯形优化用于实际的涡轮叶片冷却。涡轮冷却也完成了圆柱和LFDSA-5-5孔形状,和结果比较三个孔的形状。的数值计算涡轮叶片用单一吸入端声响器技巧来减少叶尖泄漏流。

图33显示的几何叶片冷却孔的三个数组。第一个数组有八个LFDSA洞,它位于叶片压力面侧的百分之十长度测量的前缘。第二个数组位于叶片吸力面侧的百分之二十五长度测量的前缘。最后一个数组有七个圆柱形孔形状和位于叶尖弧线。计算域由一个单一的叶片与圆周周期沿边界条件(θ)方向。1.5%的叶片的叶尖间隙跨度假定斯腔深度2.1%的叶片。系统入口膜冷却孔的直径是0.127厘米,流动注射温度923 K。入口边界被放置在1/2上游叶片的弦长,这样简单的均匀流入边界条件可以使用。总温度1700 K和总压力为1.675 MPa指定的入口气流角32度。进气流动速度是183米/秒。 The exit boundary is located at one chord length downstream of the blade trailing edge to provide appropriate resolution of the tip leakage flow and passage vortices. The static pressure is specified as 1.03 MPa at the exit. Therefore, the inlet total pressure to the outlet static pressure ratio)是1.63。在叶片表面,无滑动条件指定。转速为9600 rpm中使用目前的模拟而裹尸布仍然是静止的,如图34。细胞用于数值模拟的总数是140万个细胞具有相同的价值从平板获得+网格敏感性在叶片表面。

叶片冷却效率的分布为三孔配置呈现在图35吹的比率在叶尖和圆柱形孔形状。冷却剂注入是21度角回水区在叶尖吸力面。然而,冷却剂的喷射角度的叶片压力面了是35度,因为很难有交集的冷却孔和叶片的压力面小角和高前进角回水区(LFDSA情况)。三种不同情况下模拟数值计算的电影在涡轮叶片冷却效果。第一个病例是一个圆柱形的涡轮叶片孔压力和吸力面形状。第二个病例是一个涡轮叶片压力和吸力面有LFDSA-5-5洞。最后一种情况下是涡轮叶片lfdsa - 9.3 - 14.6压力和吸力面。

结果表明,有效分配压力和吸力面配置变化显著变化的洞。获得最高效率的配置lfdsa - 9.3 - 14.6的孔的形状。这些配置的叶片膜冷却效果总体是列在表中3。

5。结论

在目前的工作,在平板膜冷却参数的优化数值调查。参数研究是进行平板膜冷却,以确定最优参数。膜冷却参数如入口速度的影响方向,横向和转发扩散角,吹比,和流向角冷却效果进行了研究,选择和最佳冷却参数。冷却液流的数值模拟通过平板洞系统使用“CFDRC包”加上“单纯形优化算法最大化整个膜冷却效果。非结构化有限体积方法用于解决稳定,三维可压缩n - s方程。执行网格敏感性分析平板膜冷却,并发布结果与数值和实验数据的圆柱形round-simple洞。结果显示良好的协议发布的数据。此外,结果表明,膜冷却效果总体是增强通过减少流向角高吹风比和通过增加横向和转发扩散角。目前的研究表明,冷却液流应该设计这样的洞的方向流向角高吹风比减少发射现象。冷却孔的最佳几何确定平板。 In addition, numerical simulations of film cooling on actual turbine blade are performed using the flat plate optimal hole geometry.

命名法

	孔直径(米)
:	孔长度(米)
:	洞计量部分长度(米)
:	孔扩散段长度(米)
:	吹比,
:	壁温度在任何点,(K)
:	平均壁温(K)
:	冷却空气,温度(K)
:	热空气温度
:	涡轮入口温度,(K)
:	冷却空气的速度(米/秒)
:	热气体,速度(米/秒)。

希腊符号

:	流向(简单的)角
:	横向喷射角
:	前方注入角
:	当地的膜冷却效果,或
:	平均膜冷却效果,或
:	冷却空气的密度()
:	热空气密度()。

缩写

:	横向地在简单扩散角
:	涡轮叶片的压力面
:	涡轮叶片吸力面。

:	横向地在简单扩散角
:	涡轮叶片的压力面
:	涡轮叶片吸力面。