Study of secondary flow and coolant film interaction in a high subsonic cascade

جریان های ثانویه می تواند به طور قابل توجهی زمینه جریان جریان را در یک تیغه یا پهلو از یک توربو شارژی تغییر دهد. رابطه بین میدان جریان سه بعدی و جریان سطح برای درک بهتر برای عملکرد در توربین های گاز ضروری است، جایی که یک جریان ثانویه هوا (خنک کننده) از طریق سوراخ های گسسته ارائه شده در انتهای ورقه برای خنک سازی تزریق می شود. هدف از تحقیقات حاضر، تعیین تاثیر جریانهای ثانویه در خنک سازی فیلم و بالعکس با استفاده از تجسم جریان جریان، اثر بخشی خنک کننده و ضریب تخلیه سوراخ خنثی فیلم است. برای انجام آزمایش، یک آبشار بالاسوزونیک با گشت خلقی عصبی 0.68 مورد استفاده قرار گرفت. تزریق فیلم دیجیتالی در انتهای درونی داخلی با استفاده از یک ردیف از سوراخ های خنک کننده استوانه ای فیلم ارائه شده است. مشاهده شد که نقطه ی زانوی به سمت جلو پیشانی هواپیما با افزایش نسبت خنک کننده خنثی حرکت می کند. خطوط ریز نشان می دهد که گرداب نعل اسب پیشرو محدود به حدود 2٪ از فاصله هواپیما برای مورد بدون دم و محدود شده است با تزریق فیلم. افزایش نسبت دمیدن، اثر بخشی خنک کننده فیلم را در انتوال بهبود داد. ضریب تخلیه سوراخ خنک کننده فیلم، حداکثر تناوب در پایین ترین نسبت دمیدن را نشان می دهد و وابستگی شدیدی به فشار اصلی محلی استاتیک و محل خطوط جداسازی نشان می دهد.