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Thermal Performance of Transonic Cooled Tips in a Turbine Cascade

机译：透平叶栅中跨音速冷却叶的热性能

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Transonic high-pressure turbines are promising candidates for future aircraft engines. Recent studies in transonic turbine cascades showed that shock waves appeared over the uncooled flat tip, which affects its heat transfer. However, the effects of coolant injection on the thermal performance of transonic cooled tips are not clear. The current study aims to understand the thermal performance of a cooled flat tip and a cooled cavity tip in a transonic turbine cascade. The effects of tip film cooling are studied at five coolant pressure ratios (which are the stagnation pressure ratios of the coolant inlet and the cascade inlet) from 0.8 to 1.2. The flow physics over the tip, the heat transfer coefficient, the film-cooling effectiveness, and the heat flux of the tip are investigated. The effects of relative endwall motion are considered.
机译：跨音速高压涡轮机是未来飞机发动机的有希望的候选者。跨音速涡轮叶栅的最新研究表明，冲击波出现在未冷却的扁平尖端上，这影响了其传热。然而，冷却剂注入对跨音速冷却尖端的热性能的影响尚不清楚。当前的研究旨在了解跨音速涡轮叶栅中冷却的扁平尖端和冷却的腔体尖端的热性能。在从0.8到1.2的五个冷却剂压力比（冷却剂入口和叶栅入口的停滞压力比）下研究了顶膜冷却的效果。研究了尖端上的流动物理特性，传热系数，薄膜冷却效率和尖端的热通量。考虑了相对端壁运动的影响。

著录项

  • 来源
    《Journal of propulsion and power》 |2015年第5期|1268-1280|共13页
  • 作者

    Chao Zhou;

  • 作者单位

    Peking University, 100871 Beijing, People's Republic of China;

  • 收录信息
  • 原文格式 PDF
  • 正文语种 eng
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