涡轮导向叶片综合冷却效率实验研究

为了研究流动参数对涡轮导向叶片综合冷却效率的影响,采用红外热像仪对叶片表面的温度分布进行了测量,得到了叶片的综合冷却效率随流量比、温比、主流进口雷诺数和湍流度的变化规律。实验过程中,次流与主流的流量比分别为0.15,0.18,0.20,0.22和0.24;主次流温比分别为1.4,1.7,1.93和2.2;主流进口雷诺数分别为1.0×10~5,1.1×10~5,1.2×10~5,1.3×10~5和1.4×10~5;主流进口湍流度分别为0.506%,8.156%,14.92%。结果表明,综合冷却效率在前缘处最低,沿流向逐渐升高;增大流量比会显著提高叶片的综合冷却效率,在温比为1.93时,流量比由0.15增大至0.24,综合冷却效率平均增加29.3%;温比和主流进口湍流度的增大均不利于综合冷却效率的提升,流量比为0.20时,温比由1.4增大至2.2,综合冷却效率平均下降46.5%,湍流度由0.506%增大至14.92%,综合冷却效率平均降低15.5%;主流进口雷诺数对叶片综合冷却效率的影响很小。     

高温风洞中空冷涡轮叶片冷却特性的实验研究

为了研究涡轮叶片在高温燃气冲刷下的冷却特性,搭建了高温风洞环形叶栅实验台。采用红外热像仪对不同冷气流量比(0.016 ~ 0.036)及温比(0.47 ~ 0.58)工况下涡轮叶片吸力面冷却效率及温比特性进行了研究。结果表明:受叶片前后部冷却腔冷却特性的影响,吸力面前部和后部区域表现出了不同的冷却特性;在实验工况内,流量比从0.016增加到0.036过程中,叶片吸力面前、后部面积平均冷却效率分别增加了 30.4%和49.1%,相对温度分别降低0.017和0.049;当流量比不变,温比从0.47增加到0.58时,叶片吸力面前、后部面积平均冷却效率变化较小,分别减少了 2.9%和9.6%,相对温度分别增加0.013和0.015。     

涡轮导向叶片综合冷却特性实验研究

为了优化设计涡轮导向叶片冷气用量,采用红外测温技术对叶栅进出口压比2.378,冷热流体流量比0.059～0.118的叶片综合冷却效果进行了研究,获得了叶片表面综合冷却效果二维分布以及展向平均和区域平均综合冷却效果随流量比的变化规律。结果表明:流量比变化对前缘和压力面区域平均综合冷却效果的影响明显大于吸力面。前缘最大展向平均综合冷却效果出现在滞止线附近,该冷却结构对前缘可以进行有效冷却。流量比由0.059增大到0.118,区域平均综合冷却效果先升高后降低,流量比0.078获得最大综合冷却效果。将设计点流量比从0.098减小到0.078,不仅减少冷气用量,还提高了叶片综合冷却效果。     

温度比对导叶端壁冷却特性的影响

利用高温风洞及远红外热像技术,在两种主流/冷气温度比(1.53和2.29)和3种冷气/主流质量流量比(0.50%, 1.25%和1.50%)下,研究了温度比对导叶端壁综合冷却特性的影响。对比高、低温比下的实验结果发现:保持冷流温度不变,通过增加主流温度来提高温比,会使整个端壁表面冷却效率却显著增加；高温比改变了端壁表面的冷却特性,端壁不同位置冷却效率在高温比时增加的幅度不同,端壁高、低冷却效率区发生变化,适用于低温比的气膜孔布局方案可能并不适用于高温比；温比对端壁前缘冷却特性的影响较大,对端壁尾缘的影响较小。      

密度比对弯扭导叶扇形孔气膜冷却效率的影响

针对带扇形气膜孔的三维弯扭的高压涡轮一级导叶，采用压力敏感漆传质类比测量技术，研究了不同密度比与质量流量比下叶片的全表面气膜冷却效率分布特性。结果表明：叶片气膜冷却效率随密度比和质量流量比的增加而增大，冷气密度比从1.0增加到2.0时，叶片展向平均气膜冷却效率提升6%～32%。气膜冷却效率随密度比呈现非线性的变化，冷气密度比从1.0增加到1.5时，气膜冷却效率的增幅较小，密度比从1.5增加到2.0时，气膜冷却效率的增幅较大。     

各向异性复合材料平板气膜冷却特性实验和数值研究

针对不同编织方式形成的复合材料平板气膜冷却开展了实验研究，利用红外热像仪测量了热侧壁面的温度场分布，分析了平板导热系数、吹风比、主流温度等参数对综合冷却效率的影响。在实验验证的基础上，进一步对单向增韧特点的复合材料进行数值模拟,分析了X、Y、Z三个方向导热系数对单孔气膜冷却壁面温度场分布和综合冷却效率的影响。结果表明:随着吹风比的升高，气膜综合冷却效率升高；随着主流温度的升高，气膜冷却效率降低；25D编织复合材料冷却效率最高，3D编织复合材料冷却效率最低。各向异性复合材料内部的温度梯度、传热量都与材料的导热系数特征有关，X方向和Z方向的导热系数增大，沿程综合冷却效率升高；而Y方向导热系数的增大对气膜冷却效率几乎没有影响。      

旋转状态下涡轮叶片复合冷却结构

采用三维流固耦合换热计算研究了旋转状态下涡轮叶片冷却结构的复合冷却性能,讨论了辐射换热和转速对综合冷却效果的影响.结果表明:结构1叶根处出现局部高温区,低冷却效率范围大,叶片整体温度分布不均匀,结构2通过更合理的气膜流量分配提高了前缘附近冷却效率,降低了叶片表面最高温度,结构3采用内部蛇形通道使吸力面冷却效率显著提高,叶片整体冷却效率分布较为均匀；考虑壁面辐射换热时叶片表面温度升高,当表面发射率为1时局部温升超过50K,壁面辐射换热的影响不能被忽略；压力面综合冷却效率随转速增大而升高,3种结构的局部冷却效率最高分别能提升15.6%，13.4%和16.4%,吸力面上除弦中区冷却效率随转速升高有所降低外,其余位置冷却效率变化不大.      

叶片前缘圆柱形孔和扩张形孔气膜冷却特性研究

采用考虑曲率影响的瞬态液晶测量技术测量了叶片前缘扩张形孔和圆柱形孔的气膜冷却特性,分析了不同孔形在不同平均吹风比下气膜冷却效率的局部分布特征及定量变化关系,结果表明:①与圆柱形孔相比,扩张形孔射流的覆盖面更大,主要覆盖区域的偏移角度更小;②圆柱形孔的平均冷却效率在不同测量区域内均随平均吹风比的增加先升高后下降,扩张形孔的平均冷却效率在孔排间区域随平均吹风比的增加单调升高,在第二排孔后区域各平均吹风比下基本一致;③在实验范围内,扩张形孔的展向平均冷却效率较高.      

气膜冷却对涡轮叶片表面压力分布影响的试验研究

本文在中温，中压条件下，对有气膜冷却的复合式涡轮叶片的表面压力分布进行了试验研究。探讨叶片冷气流量比，气膜孔开设位置，燃气与冷气的绝对温度比对表面压力分布的影响。介绍了在中温，中压条件下，各冷却参数对涡轮叶片表面压力分布综合影响的试验研究结果。     

涡轮动叶表面换热特性的试验研究

航空发动机性能的提高对涡轮叶片耐热极限提出了更高的要求,为了更准确地分析涡轮叶片的传热特性,选取某型气冷涡轮动叶10%、50%和90%叶高的特征型面通过低导热光敏树脂材料经过3D打印而成,通过叶片表面粘贴厚度为0.02mm康铜加热膜接通恒定电流加热,使用红外热像系统精确测量叶片壁面温度,在平面叶栅中研究了吹风比(M)和雷诺数(Re)对气膜绝热冷却效率和努塞尔数(Nu)的影响(试验中基于弦长的进口雷诺数Re为8.0×10⁴-16.7×10⁴,吹风比M为1-3)。试验结果表明：M=1时气膜能够较好附着在叶片表面,叶片表面得到较好冷却;随着主流雷诺数的增加,绝热壁面温度逐渐升高,绝热效率逐渐降低;吹风比对涡轮叶片的传热特性的影响与气膜孔出流角度有关,随着吹风比的增大,压力面绝热冷却效率逐渐增大,由于吸力面的气膜孔出流角较大,吹风比增大使得吸力面的绝热冷却效率逐渐减小;随着吹风比的增加,对流换热系数增大。     

复合冷却结构冷却效率的试验研究

本文从主次流气动参数(相对静压降、主次流温比、主流马赫数等)和冷却结构(冲击高度、开孔率等)两方面比较分析了两种双层壁复合冷却结构及对应的单层壁冷却结构的冷却效率。试验结果表明:气动参数中相对压降对冷却效率的影响较大,结构参数中冲击高度对冷却效率的影响较小,而试验孔板开孔率对冷却效率的影响较大,增加冲击板后的双层壁复合冷却结构冷却效率大大增强。     

机载电子设备冷却散热技术的发展

机载电子设备高性能、高可靠、低成本的发展趋势对冷却散热技术不断提出更高的要求。详细介绍了用于机载电子设备的风冷、液冷以及其他新型冷却散热技术,阐述了各种散热技术的原理和特点,探讨了未来机载电子设备冷却散热技术的发展方向。研究结果表明:液冷必将取代风冷成为机载电子设备的主要冷却散热方式。未来机载电子设备还将采用混合冷却的设计方案,最大限度地发挥电子设备的热性能,提高机载电子设备综合化设计能力。     

比较研究多种气膜冷却模型的冷却效果

计算并比较了高性能航空燃气发动机尾喷管扩张调节片采用以下几种气膜冷却结构的冷却效果 :缝槽气膜冷却、离散小孔气膜冷却、缝槽 /小孔复合气膜冷却 ,发展了用单排孔和缝槽气膜的有效温比计算多排孔和缝槽 /小孔复合气膜有效温比的公式 ,计算了考虑喷管内高温燃气辐射和气膜冷却作用下喷管壁面的温度分布 ,为高性能航空燃气发动机高温部件冷却结构的选型提供了有益的参考。     

Review on active thermal protection and its heat transfer for airbreathing hypersonic vehicles

Hypersonic vehicles with turbojet, ramjet, and scramjet engines are expected to be widely applied to future transportation systems. Due to high-speed flight in the atmosphere, body outer surfaces suffer strong aerodynamic heating, and on the other hand, combustion chamber inter walls are under extremely high temperature and heat flux. Therefore, more efficient and stable active cooling technologies are required in hypersonic vehicles, such as regenerative cooling, film cooling, and transpiration cooling, as well as their combinations. This paper presents a comprehensive literature review on three active cooling methods, i.e., regenerative cooling, film cooling, and transpiration cooling, and deeply analyzes the mechanism of each cooling method, including the fluids flow, heat transfer, and thermal cracking characteristics of different hydrocarbon fuels in regenerative cooling, the heat transfer and flow mechanism of film cooling under supersonic mainstream conditions, and the heat transfer and flow mechanism of transpiration cooling.     

内部冲击和外部气膜的组合特性研究

利用数值模拟的方法研究了一种外部稀疏气膜和内部冲击复合的导向器叶片冷却结构.研究的重点是气膜孔和冲击孔的相对位置以及气膜孔直径对叶盆和叶背冷却效率的影响规律, 并对叶盆区域和叶背区域的综合冷却效率和热均匀性做了讨论.计算表明:在计算所选取的参数范围内, 气膜孔直径的增大提高了叶盆区域的综合冷却效率, 而对叶背区域的影响规律则较为复杂;综合考虑叶盆叶背的冷却效率和热均匀性, 气膜孔的位置在单元腔的前部时冷却效果最好.      

扫掠冲击-气膜冷却结构的气动传热特性数值研究

为了揭示“扫掠冲击-气膜”冷却结构的换热机理,采用气热耦合方法和SST k-ω湍流模型,对比分析了吹风比为1, 2, 3, 4和气膜孔角度为30°, 45°, 55°, 65°等条件下“直接冲击-气膜”组合方式和“扫掠冲击-气膜”组合方式在平板模型上的气动传热特性。结果表明,流体激振器的扫掠频率、冲击靶面上的Nu数随吹风比增大而增大,并且几乎不受气膜孔角度影响。两种组合方式的总压损失系数和综合冷却效率随吹风比增大而增大,并且随气膜孔角度的增大而略微减小。尽管在使用相同冷气流量时“扫掠冲击-气膜”组合方式的冷气进口静压较高,但是其具有冲击靶面上Nu数分布均匀、综合冷却效率更高且分布面积更大的优势。     

孔内“喷射现象”影响气膜冷却流动传热机理

为了揭示气膜孔内不同“喷射现象”对气膜冷却流动传热的影响,在相同射流角基础上选取7种不同进气角的冷气腔以改变气膜孔内的“射流效应”,并对7种冷气腔在不同吹风比条件下进行了对比研究。结果表明:当进气角不为0°时,不同进气角会在气膜孔内产生不同的“喷射现象”。低吹风比时不同进气角的气膜冷却效率相差不大。随着吹风比的增加,不同进气角时的冷却效率存在很大差别。在吹风比为1.5,进气角不大于0°时冷气在孔外形成了强肾形涡;而当进气角大于0°时冷气在与高温主流相互作用后,上游低动量区的冷气会绕开下游高动量区冷气后贴附壁面,增大涡对之间的距离从而减弱相互增强的效应。相对于原始冷气腔,在吹风比为1.5,进气角为15°和30°时的平均气膜效率分别提高了约130%和70%。      

民用航空器蒸发循环制冷系统及其维护

凭借其独特的优势,蒸发循环制冷系统在民用航空器上的应用越来越广泛.但该系统容易出现泄漏,在可靠性方面存在不足,维护也较为复杂.本文在对该系统各部件特点深入了解的基础上,对各个工作环节提出有针对性的维护建议,可以切实提高系统的维护质量,增加其运行可靠性.     

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。     

旋转条件下带出流孔的受限空间内冲击换热

以旋转涡轮叶片内部冷却为背景,在旋转条件下对带出流孔的受限空间内冲击换热特性进行了实验研究。在冲击与旋转方向、相反两种情况下,通过改变冲击雷诺数Rej(5 000~10 000)、旋转数Ro(0~0.003 4)、无因次温比(Tw-Tf)/Tw(0.056~0.134)对冲击靶面的平均换热特性进行了研究。研究发现,靶面的换热随冲击雷诺数的增加而变好;旋转对冲击换热的削弱在雷诺数较大时表现更明显;实验参数范围内浮升力对换热的影响较小;离心力、哥氏力等对换热的影响程度与内部空气的流动结构及出流方式有关。