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火焰筒多斜孔冷却方式壁温梯度和冷却效率试验 总被引:4,自引:0,他引:4
针对高温升燃烧室以延长其火焰筒使用寿命为目的,实验研究了多斜孔冷却方式孔排列方式、壁厚与孔径比h/d以及无量纲参数PS/d2对主燃烧室采用多斜孔冷却方式的火焰筒壁温梯度和冷却效率的影响.实验中冷却气为常温常压,主流速度ug≈20 m/s,多斜孔内气流与主流速度比约为0.66,主流与冷却气温度比约为1.2.实验结果表明:长菱形多斜孔实验板比正菱形实验板壁温梯度小、冷却效率高;减小h/d或者增大PS/d2都可以降低壁温梯度,但同时冷却效率也会降低. 相似文献
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冲击/发散冷却壁温分布和冷却效率研究 总被引:7,自引:5,他引:2
针对高温升燃烧室长寿命火焰筒的要求,实验研究了孔排列方式、发散壁壁厚与孔径之比以及单位面积开孔率对壁温分布和冷却效率的影响.实验中冷却气为常温常压,主流速度20m/s,发散壁孔内气流与主流速度比为0.63,主流与冷却气温度比为1.6.实验结果表明:长菱形排布与正菱形排布相比冷却效率更高,但孔的排布方式对于壁温分布的影响较小;增大发散壁壁厚与孔径比可以增强冷却效果,并使壁温分布变得均匀;而减小单位面积开孔率对于壁温分布的影响较小,同时冷却效率也会降低. 相似文献
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随着航空发动机燃烧室性能的提高,燃烧室火焰筒热防护问题显得越来越突出.燃烧室内采用浮动壁结构可以减小壁面热应力,改善火焰筒的受力状况.介绍了火焰筒冷却结构的发展历程,包括气膜冷却、多斜孔冷却和多孔层板冷却,并对它们的优缺点进行了阐述;分析了浮动壁冷却结构的发展状况、技术特点和在浮动壁结构基础上采用冲击/发散气膜复合冷却结构的效率;阐述了浮动壁结构的关键技术(材料、制造工艺和冷却结构特征等);展望了冷却结构和浮动壁火焰筒在未来航空发动机中的应用. 相似文献
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单、双层壁火焰筒壁面冷却效果比较试验研究 总被引:5,自引:0,他引:5
在纯气膜壁面冷却设计的单层壁短环形燃烧室试验件基础上 ,设计了局部双层壁结构 ,构成冲击 逆向对流 气膜复合冷却 ,并进行了单层壁火焰筒与双层壁火焰筒壁面冷却效果对比试验。结果表明 :相对单层壁的纯气膜冷却 ,由双层壁形成的冲击 逆向对流 气膜复合冷却方式使气膜段最高壁温下降、沿气膜流动方向壁面温度梯度减小。 相似文献
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分别对收缩通道、扩张通道和直通道中亚声速主流条件下的气膜冷却进行数值模拟,对比分析了不同主流压力梯度、次流吹风比条件下的主流和次流流场、温度场特征。研究结果表明:引起气膜冷却效率变化和不同发展趋势的因素可归结为主流边界层厚度、主次流自由剪切混合程度、肾形涡的强度和位置等因素。相对于零压力梯度的主流条件,在吹风比较小(M=0.25)的情况下,主流的逆压力梯度一方面增厚边界层、增强了气膜射流对主流的穿透,另一方面减小了肾形涡的强度,综合作用的结果是气膜平均冷却效率提高了4.91%。在吹风比较大(M=2)的情况下,主流的顺压力梯度扼制主流边界层的发展、抑制气膜射流的穿透能力,降低肾形涡涡核的位置,从而提高气膜冷却效率达17.40%。 相似文献
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多斜孔壁与机加环气膜冷却燃烧室面换热特性数值研究 总被引:3,自引:2,他引:1
数值研究了在燃烧室实际工作条件下,多斜孔壁冷却燃烧室和机加环气膜冷却燃烧室的流动、换热特性,比较分析了内、外壁温度场以及冷却流量的变化.研究发现,采用多斜孔壁后,壁面冷却效果得到强化,相比机加环气膜冷却燃烧室,燃烧室前段壁温略有升高,而后段受到气膜冷却效果增强的影响,壁面温度有所降低,壁面温度梯度明显减小.流量系数明显减小,冷却空气量降低23%,用于组织燃烧用气量增加.多斜孔壁冷却技术可以为高温升燃烧室的发展提供有效的冷却技术. 相似文献
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发散冷却与冲击/发散冷却的冷却效率对比 总被引:6,自引:1,他引:5
为了得到最佳的冷却结构,在相同冷却气量下对发散孔单层壁与冲击/发散孔双层壁冷却结构的冷却效率进行了试验研究.试验保证相同的发散孔排布规律、热侧与冷侧进气温度、冷却气量、热气量以及热冷侧之间的空气压降,使用红外热像仪对发散孔壁的热侧壁面温度进行测量以得到冷却效率,并对两种结构的冷却效率进行对比分析.试验结果表明:在相同冷却开孔面积、相同冷热气条件下,冲击/发散孔双层壁的冷却效率要比发散孔单层壁大约高30%,这归因于冲击/发散冷却方式存在更高的换热强化能力. 相似文献
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冷气预旋系统温降与流阻特性的试验 总被引:3,自引:0,他引:3
简化发动机冷气预旋系统,对特定结构的两种冷气进口预旋角度的转静盘腔系统,开展冷气温降和流阻特性的试验研究.建立预旋系统旋转试验台,在旋转部件表面采用微型压力传感器测量压力,经过标定校正后获得预旋系统的出口总压.获得了旋转雷诺数、无量纲质量流量对预旋系统温降和流阻特性的影响规律.研究结果表明:对两种角度的预旋喷嘴,无量纲温降随无量纲质量流量的增大先增大后减小,随旋转雷诺数的增大而减小;无量纲压降随无量纲质量流量的增大而增大,随旋转雷诺数的增大而减小. 相似文献
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Film cooling experiments with sonic injection were conducted to investigate the effects of the number of the injection holes, the mass flow ratio, and the hole spacing on the film cooling effectiveness. The mainstream was obtained by the hydrogen-oxygen combustion, entering the experimental section at a Mach number of 2.0. The nitrogen with ambient temperature was injected into the experimental section at a sonic speed. The measured mainstream recovery temperature was approximately 910K. The mass flow ratio was regulated by varying the nitrogen injection pressure. The experimental results show that for the investigated cooling surface, the cooling effectiveness increases with the increase in the number of the injection holes with other parameters held constant. For a fixed cooling configuration, the cooling effectiveness increases with the increase in the mass flow ratio. Different from the subsonic film cooling, the optimal mass flow ratio is not observed. When the hole spacing is less than 4, no obvious difference is observed on the cooling effectiveness and lateral uniformity. With the mass flow ratio increasing further, this difference becomes much smaller. The shock wave also has an effect on the cooling effectiveness. Downstream the incident point of the shock wave, the cooling effectiveness is lower than that in the case without the shock wave. 相似文献
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对推力为100N,转速为1×105r/min的微型涡喷发动机BUAA100的特点进行了介绍,然后对该发动机的主轴内冷通道基于Navier-Stokes方程和能量方程建立了计算模型,采用迭代法解决了前螺母简易离心泵进口边界条件和通道下游边界流动、换热相互耦合的问题,进行了数值模拟研究.给出的主轴内冷通道、简易离心泵创新设计方案和数值研究方法,可供其它微发研究参考. 相似文献
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涡轮叶片前缘气膜冷却换热实验 总被引:8,自引:1,他引:7
针对某型涡轮叶片放大模型的前缘冷却结构气膜冷却效果开展了细致的实验研究,利用红外热像仪测量了叶片表面的温度场分布,分析了前缘的气膜孔倾角、吹风比、主流雷诺数等参数对绝热冷却效率和压力损失的影响.实验中前缘的3排气膜孔倾角变化范围是35°~90°,主流雷诺数变化范围是76112~142624,吹风比变化范围是0.44~2.64.结果表明:气膜孔倾角越小,前缘驻点附近的气膜覆盖效果越好;气膜孔倾角为45°的叶片压力损失系数最小,气膜孔倾角为75°的叶片压力损失系数最大;主流雷诺数增大,绝热冷却效率下降,压力损失系数增加;吹风比增大到1.32时,绝热冷却效率达到最大,吹风比再增大绝热冷却效率反而下降. 相似文献
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采用气流流场与叶栅温度场耦合求解的数值模拟方法,研究了涡轮冷却叶栅前缘附近有冲击冷却结构时冷却流量变化对叶栅冷却效果的影响。计算结果表明:冷却流量增大,冷却气流射入主流场的穿透能力增强,在卵形涡对的诱导下,高温燃气绕过冷却气体并包围住了冷却气流核心区域,使其远离壁面。同时,冷却气体与主流相互作用发生掺混的能力增强,温度很快升高,对叶栅壁面的气膜保护作用降低;冷却流量增大,主冷却腔和冲击冷却腔内部流速增大,换热效应增强,内壁面冷却气流带走的热量加大。 相似文献