高位垂直进气转静系旋转盘流动与换热计算

采用混合长度模型,用共轭数值计算的方法研究了高位垂直进气转静系旋转盘、腔内的流动与换热,得到了盘、腔内的流场、温度场、转盘表面的平均努赛尔特数,并与实验结果进行了比较。计算结果显示：扩展的混合长度模型对高位垂直进气转静系旋转盘流动与换热的计算是可行的。     

高位垂直进气旋转盘流动与换热的实验研究

本文用实验的方法对高位垂直进气转静系旋转盘附近冷气流动与换热特性进行了实验研究, 得到了静盘表面压力、转盘表面温度、局部努赛尔特数的分布及平均努赛尔特数, 并对结果进行了相应的分析。      

涡轮盘腔内流动和传热的数值模拟

将实际涡轮盘腔简化为转子系统, 并用混合长度模型、N-S方程和能量方程模拟了该系统的流场和温度场, 采用SIMPLE法数值计算了自由转盘周围的温度场;封闭转子-静子腔内的流场和温度场;有入流和出流的转子-静子腔内的流场。计算结果与实验值符合较好, 因而为数值模拟涡轮盘腔内的流场和换热打下了基础。      

有预旋进气转静盘腔中的流动和换热特性数值研究

运用RNG湍流模型对有静盘外缘预旋进气和轴向中心进气、转盘外缘轴向出气和外围屏径向出气的转-静盘腔中流动和传热过程进行了数值研究。在盘腔结构中,静止内隔片和旋转内隔片将盘腔分为内转-静盘腔室和外预旋腔室。由于盘腔流动结构具有周向周期性,取盘腔的1/30作为计算域。研究发现:旋转雷诺数Re_θ、预旋喷嘴进气无量纲流动速度C_w,_p、静盘中心轴向进气的无量纲流动速度C_w,_d和预旋比β_p都不同程度地影响盘腔内流动和换热。预旋和隔片的协同作用可以很好地起到阻止热燃气入侵转-静盘腔和提供低静温冷却气体流入涡轮叶片冷却通道。      

中心出气对高位进气旋转盘流动与换热的影响

用实验的方法对三种预旋角度(0°、15°、30°)高位进气中心出气的转静系旋转盘附近冷气流动与换热特性进行了研究, 中心出气量最大为总流量的10%.实验结果显示:由于中心出气量占总出气量较小时, 对转盘表面的平均努赛尔特数影响不大, 可以忽略中心出气对换热的影响.中心出气量的增加将导致静盘中心附近压力下降得较快, 而转盘转速在不同进气方式情况下对腔内静压的影响各不同.      

转静系盘腔转盘风阻温升实验

采用红外测温技术对转静系盘腔转盘风阻温升特性进行了实验研究,利用高速旋转实验台测量了不同流动参数以及转静间隙比下转盘各半径处的壁面温升,并研究了径向出流处增加封严环对于转盘温升量的影响.同时通过CFD数值模拟得到转静系盘腔内流动特点.结果表明:由于风阻引起转盘温升量实际上就是转盘的绝热壁温与环境温度之差,并能通过红外热像仪准确测量.针对无封严开式转静系,转盘温升量主要受到旋转影响,仅在小转静间隙比时,通流的变化才会影响风阻温升.总体上,转静间隙比的改变对转盘温升影响不大.与封严转静系对比可知,在湍流参数较小的情况,封严环的引入会使转盘温度有所升高.      

中心进气开式转静系转盘风阻扭矩实验

采用实验的方法对中心进气开式转静系转盘的风阻扭矩特性进行了研究,利用特殊的测量装置设计,实现利用静止扭矩仪测量转盘受到的风阻扭矩。结合流动参数以及转静间隙比等变量,对比研究了有无封严结构的转静系两种模型,并总结出开式转静系转盘的扭矩系数经验关系式。结果表明,转盘的风阻扭矩主要受到腔内的流动结构影响,腔内流体的流动形式,旋转主导或者通流主导对转盘扭矩系数有着不同的影响。对比自由盘,开式转静系中静盘对扭矩系数的影响与间隙比的大小有关。分析实验数据发现最小临界间隙比以及最大临界间隙比的范围,分别为G=0.02~0.04以及G=0.06~0.08,当间隙比较小且腔内旋转主导,转盘扭矩会比对应参数自由盘模型小5%~15%,而出口封严环罩会使得转盘扭矩系数增大20%。     

有去旋进气共转盘腔内流动换热数值模拟

对左边转盘高位带去旋孔且附有内隔片的共转盘腔内的流动和换热进行了数值模拟.揭示了去旋角、旋转雷诺数、去旋喷嘴进气无量纲流量系数等参数对共转盘腔内的流动结构、压力损失和换热效果的影响.结果表明:盘腔内的总压降随无量纲流量系数的增加呈"S"形变化趋势;旋转雷诺数和冷气无量纲流量系数的增大都能增强转盘表面的换热效果;与预旋转静盘腔相比,去旋进气共转盘腔能使出口气流温度更低,冷却效果更好.      

旋转盘换热研究准则系统的确定

通过引入特征温差qrR/λ_D,对控制转静系旋转盘腔内流动与换热的微分方程组进行了无量纲化,得到了研究转静系旋转盘腔内换热研究的准则系统。确定了涡轮盘冷却研究的主要研究内容和影响因素:除盘面对流换热的努赛尔特数外,还应包括反映涡轮盘总体温度水平的无量纲过余体平均温度和反映转盘径向热应力大小的无量纲径向温差,借助于涡轮叶片冷却效果的概念,给出了涡轮盘冷却效果的表达式。      

旋转盘腔预旋角度的敏感性分析

采用单向FSI(fluid structure interaction)数值方法,研究转静系旋转盘腔进气预旋角度的变化对冷却效果的影响,并依据旋转盘腔冷却问题的工程评价体系对冷却效果进行评价.结果表明:当进气和旋转雷诺数均不变时,旋流比是进气预旋角度的单值函数.旋流比的改变能够使流动结构发生变化,影响盘面换热效果和转盘温度分布,导致与温度梯度相关的热应力也发生变化.随着旋流比的增加,旋转盘腔的流阻损失增大,迎风面平均换热效果呈现先减弱后增强的趋势,转盘整体应力水平上升,以及在盘心处的最大等效应力值增大.进气预旋角度的变化能够从部件承受能力和实际使用载荷两方面对涡轮盘的失效概率产生影响,因此,在涡轮盘腔设计阶段,需考虑预旋角度对涡轮盘安全性的影响.      

旋转带肋U型通道内流动与换热的数值模拟

为了获得能够模拟高参数涡轮叶片内冷通道换热效果的模型，数值模拟了旋转状态下U型通道内的流场和温度场，比较了数值模拟与实验的结果。结果表明：所采用的计算程序和模型与实验结果吻合。旋转状态下，通道内各面换热的变化是和通道内流场的变化密切相关的；哥氏力在垂直于旋转半径截面上的不均匀分布引起流动较大变化，对通道内各面换热的影响比较大。哥氏力的作用较大幅度强化指向面换热，小幅强化两侧面换热，而弱化背向面换热。对于带肋通道，总体上阻力系数随着旋转速度的增加而升高。     

航空发动机高压旋转涡轮盘腔流动与换热

在同模型实验参数范围内，且数值解和实验解基本吻合的前提下，对发动机原型参数进行数值模拟，求解了旋转系下流体流动与换热微分方程组，通过对气体域和固体域进行共扼计算，并将动量方程与能量方程福合求解。结果表明利用低参数下实验数据支持的数值计算程序对真实参数的模拟是合理的，对于复杂的非线性现象，数值外推法比传统实验外推更加准确。     

旋转受限层板中隔板对层板流动换热的影响

采用数值模拟的方法,研究了旋转受限层板结构中隔板对层板中冷却气体流动换热的影响机理.结果表明:隔板结构能够有效地提高层板的换热能力,旋转受限层板比不受限横流冲击层板的Nu高18%,比不受限横流冲击出流层板的Nu高15%.隔板导热条件下比绝热条件下的层板的Nu提高10%~15%.在旋转受限层板中,冲击孔靠近旋转中心一侧换热能力随着旋转数的增加而降低,冲击孔远离旋转中心一侧换热能力随着旋转数的增加而增加.旋转的加入,可以有效地降低靶面上由于隔板的加入而导致的高温区的温度,旋转受限层板更适用于涡轮动叶.     

液体火箭发动机推力室复合冷却流动与传热研究

为了预测液体火箭发动机推力室的复合冷却性能,建立了推力室再生冷却通道和超临界氢的三维仿真模型以及推力室内燃气和超临界氢膜的轴对称二维仿真模型。通过边界耦合发展了液体火箭发动机推力室复合冷却流动与传热的数值仿真方法。对航天飞机主发动机推力室内部燃气、超临界冷却膜、室壁和再生冷却剂进行了流动与传热耦合计算仿真研究。研究表明,仿真方法可较好地预测推力室燃气及再生冷却剂的流动和传热,计算得到航天飞机主发动机的燃气侧壁面最高热流密度为129MW/m2,最高壁温为885K,冷却剂温升为192K,压降为8.8MPa,结果与已有数据吻合较好。模型和仿真方法可用于液体火箭发动机推力室冷却系统传热计算和冷却结构的优化设计。     

反向旋转盘间非稳态换热特性的实验研究

将反向旋转的高低压涡轮盘简化成了几何形状相对简单的反转盘系统。用实验的方法研究了非稳态情况下改变冷气流量和改变两盘转速对两盘温度和盘面平均努塞尔数的影响。结果表明:(1)进气雷诺数是最重要的影响因素,它对换热的影响是瞬时的,雷诺数升高两个盘面的努塞尔数同时增加;(2)在本实验范围内,转速对盘面换热的影响有限,而且它只影响转速变化的盘的表面换热而对对面的盘没有明显的影响。      

旋流对旋转受限层板换热的影响

应用数值模拟的方法,模拟了旋转受限层板内旋流对层板换热的影响.研究表明:在冲击受限层板内,由于侧壁面会产生对称的旋流,对哥氏力产生的二次流具有抑制作用,有利于旋转受限层板换热;旋转导致的离心力和哥氏力显著地影响旋流的作用,旋流的作用区域随着转速的增加而减小.合理设计旋转受限层板的长度可以增加旋转受限层板的换热.     

不同压比下冷却剂流量对塞锥再生冷却换热的影响

为了解塞式喷管发动机高低空不同的再生冷却换热特性,分别对二维型面内喷管和塞锥建立计算模型,采用数值模拟的方法,得出内喷管的冷却换热结果和出口参数,重点研究了塞锥在地面和设计点工作时的不同换热特性及其冷却剂流量的影响.计算过程中采用二阶迎风格式离散控制方程.计算结果表明:地面工况下,冷却剂流量的改变对塞锥和塞锥底部壁面的压强、热流密度和温度的影响较大,高空环境下,冷却剂流量的改变对塞锥和塞锥底部壁面的压强、热流密度的影响较小;在冷却剂流量相同的情况下,塞锥和塞锥底部在地面工况下的壁面温度要远高于在高空环境下的温度;在相同工况和相同冷却剂流量的情况下,塞锥壁面上的温度要远高于塞锥底部壁面上的温度.     

燃气非平衡流再生冷却流动传热数值模拟

为准确预测液体火箭发动机推力室身部再生冷却换热状况,采用数值模拟方法,对燃气、推力室壁和超临界气氢进行三维流动和换热耦合计算。采用6组分9步反应动力学模型计算燃气的非平衡化学反应,采用DO模型计算燃气辐射换热,考虑超临界气氢物性随温度和压力的变化。获得了室壁温度场、燃气及冷却剂流场。结果表明,Redlich-Kwong方程、Peng-Robinson方程、Lucas法、TRAPP法能分别准确计算超临界氢的密度、定压比热容、粘度、导热系数,采用燃气非平衡流计算所得流场值更符合实际情况。     

Experimental research in rotating wedge-shaped cooling channel with multiple non-equant holes lateral inlet

The heat transfer in a novel smooth wedge-shaped cooling channel with lateral ejection of turbine blade trailing edge is experimentally investigated in both non-rotating and rotating cases. Beside the conventional inlet at the bottom of the channel, an extra coolant injection from 8 lateral non-equant holes is introduced to improve the overall heat transfer. The total mass flow rate ratio (lateral mass flow rate/total mass flow rate) varies from 0 to 1.0. The major inlet Reynolds number and rotation number respectively vary from 10000 to 20000 and from 0 to 1.16. Experimental results show that the lateral inlet decreases local bulk temperature and increases local heat transfer at the middle and the top of the static channel. In rotating cases, the lateral inlet notably improves the heat transfer at the high-radius half channel and compensates the negative effects induced by the rotation. Both intensity and uniformity of heat transfer inside the channel are enhanced while flow resistance decreases with proper mass flow rate ratio of coolant from two inlets. The most satisfactory total mass flow rate ratio is around 2/3. This new structural style of cooling channel has huge potential and provides new direction of heat transfer of turbine blade trailing edge.     

旋转状态气膜换热机理的数值研究

大涡模拟研究了旋转对单孔平板气膜冷却的影响,气膜出流的雷诺数为2600,吹风比为0.5,计算了静止和旋转数为0.02两种状态的流动和换热,从湍流结构演化的角度讨论了旋转状态气膜换热的机理.结果表明:①发卡涡是决定气膜换热的主要湍流结构,旋转状态发卡涡的形状和运动规律主要受哥氏力的影响;②气膜在哥氏力作用下向高半径方向偏...