抽吸腔中心隔板对弯曲壁面边界层抽吸性能影响研究

为了研究抽吸腔内隔板对边界层抽吸性能的影响,在弯曲壁面上均匀分布22个抽吸槽,并在抽吸腔内布置中心隔板,改变抽吸腔出口大小以及入射激波的位置。数值计算采用基于有限体积法的二阶迎风格式来离散二维可压N-S方程,湍流模型采用标准k-ε模型,从流场结构、抽吸流量、弯曲壁面的表面摩擦阻力系数、平均总压恢复系数以及平均马赫数等方面对流场进行了分析。结果表明在弯曲壁面抽吸腔内布置隔板会对抽吸效果产生影响,并且影响程度随抽吸腔出口大小以及激波位置的改变而改变。抽吸腔出口非节流时:布置隔板后,激波位于弯曲壁面中段、后段,抽吸效果均无明显变化,进气道性能亦无明显改变;激波位于弯曲壁面前段时,平均总压恢复系数增加8.33%,质量流量增加3.27%,抽吸效果有所改善,进气道性能也有所增强。抽吸腔出口节流时:布置隔板后,与非节流时相反,当激波位于弯曲壁面前段时,抽吸效果无明显改变,进气道性能不变;当激波位于弯曲壁面中段时,弯曲壁面分离泡的长度减小近2倍,质量流量增加66.15%,抽吸效果显著增强,进气道性能变好;当激波位于弯曲壁面后段时,分离泡长度增加了5倍,分离泡高度增加了近2倍,平均总压恢复系数降低8.33%,同时质量流量也减少1.83%,抽吸效果变差,进气道性能恶化。     

通道深宽比对液体火箭发动机推力室再生冷却的影响

应用湍流模型对液体推进剂火箭发动机再生冷却推力室通道的流动与传热进行了三维数值模拟, 冷却工质为氢气, 其密度、导热系数、动力粘度随着温度和压力而变化, 冷却剂比热容及金属固体物性随着温度而变化.计算采用标准k-ε两方程湍流模型及气-固耦合算法.保持再生冷却通道个数及冷却工质进口流量不变, 通过改变通道肋壁厚度来改变冷却通道深宽比, 研究不同深宽比对推力室壁面再生冷却效果的影响规律.计算结果表明:增加通道深宽比对推力室壁面能够起到强化传热的作用, 但同时也增加了冷却通道的进出口压差.这是由于冷却工质流速的增高, 从而提高了推力室传热系数.随着深宽比不断增加, 推力室再生冷却效果趋于饱和, 而冷却工质进出口压降则不断上升.      

壁面微通道冷却对旋流燃烧室性能影响实验

为了探索微通道高效换热技术在低污染燃烧室壁面冷却中的应用,实验研究了壁面微通道冷却对模型旋流燃烧室性能的影响。结果表明:微通道结构对燃烧室热壁面具有显著的冷却效果,在雷诺数小于350时,雷诺数增加对壁面冷却有明显提升作用,在雷诺数大于350后,雷诺数的增大对冷却效果提高的促进作用减小；雷诺数增大对相同进气工况下CH*化学发光信号表征的火焰时均结构几乎不产生影响,但在个别工况下会使火焰产生黄色火星,甚至间歇地产生黄色火焰,带来不完全的燃烧；雷诺数增大会增强微通道对流换热程度,加大壁面传热速率,加剧火焰和微通道换热间的相互作用,使火焰表面发生较大的热量损失,最终造成CO排放量增加,NOx排放量降低,并使整体燃烧效率下降。      

液体火箭发动机推力室冷却通道传热优化计算

采用标准K-ε两方程湍流模型对液体火箭发动机推力室再生冷却通道三维湍流流动与传热过程进行了数值预测，冷却工质为氢气，其密度、导热系数、动力粘度随着温度和压力而变化，通过两种优化方案来改变推力室冷却通道的深宽比。方案一为保持冷却通道的深度及肋宽不变，通过改变推力室壁面通道个数来改变通道的深宽比，方案二为保持通道数目不变，通过增加或降低通道高度来改变通道的深宽比。以此计算在不同通道深宽比下推力室壁面的传热特性，并进行了优化分析。计算结果表明：存在着一个最佳冷却通道个数，使得推力室壁面再生冷却效果达到最佳；在相同质量流量下，降低通道高度能够强化推力室传热，但同时增加了进出口压差。     

分隔式射流通道对凹面腔内爆震起爆与反传的影响

针对凹面腔内激波聚焦起爆的爆震波反传现象,采用燃料与氧化剂以分隔式通道进入凹面腔的非预混燃料入射方案,通过数值计算,主要探讨了射流入射通道截面积、各截面积比和通道数量对激波聚焦起爆的影响作用。计算结果表明:燃料/氧化剂射流入射通道截面积比为化学恰当比时,凹面腔底部的掺混程度较好,有利于点火起爆;入射通道截面积比为化学恰当比的多入射通道方案,其凹面腔底部激波聚焦起爆时温度和压力更高,相同时刻的燃烧流场其温度和压力峰值均较高,更利于增强凹面腔内的掺混程度,使燃料浓度分布均匀;小截面积比的射流入射通道,有助于增大波阻提高抑制压力反传效果,减小压力反传强度。     

旋转U型通道流动与换热特性的数值研究

应用k-ω SST（shear stress transport）湍流模型,计算分析旋转U型通道在不同进口雷诺数（10000~60000）和高旋转数（0~2.013）范围内的流动与换热特性.结果表明:在静止和旋转状态下,进口雷诺数越大,努塞尔数越大.相比于同一工况下的静止状态,旋转显著增强了径向外流直通道的换热强度,径向内流直通道换热强度增大不明显.旋转数对U型通道换热的影响主要通过改变哥氏力和浮升力的大小.受哥氏力的影响,径向外流直通道后缘面换热增强,前缘面换热减弱.浮升力诱发了近壁面的流动分离,使得径向外流直通道前缘面不同位置处的换热强度随旋转数的增加而先减小后增大,计算得到的临界旋转数变化规律与实验测量结果保持一致,即无量纲距离参数与临界旋转数的乘积为定值.      

激波对气膜干扰作用的抑制机理研究

为了研究激波对气膜冷却效果的破坏机理，并消除这种影响，以平板壁面为基础设计了一种带有卸压槽的壁面结构。通过数值计算研究了主流马赫数为3.2，冷流马赫数分别为1.0、0.6和0.4三种工况下开槽壁面对激波破坏的抑制作用。结果表明，在有激波入射的条件下，开槽壁面比平板壁面具有更好的流场结构，可使激波导致的近壁气膜的分离区最多减小至原来的三分之一，并有效减弱气膜入射后在肩部产生的反向涡旋对，这很好地抑制了气膜的卷吸和与主流的掺混。计算显示开槽壁面最大能够使壁面冷却效率提高6%，且这种作用效果与通过卸压槽的气流流量大小有关。此外仿真结果表明，在相同条件下波前卸压较波后卸压效果更好。通过合理安排卸压槽位置及槽面宽度，可以将总压损失控制在合理范围内。     

超声速涡轮叶栅超声速气膜冷却数值研究

为了研究超声速涡轮叶栅通道内的超声速气膜冷却,采用数值计算的方法,对主流压比2.33~4、冷气入射角度15°~45°条件下的涡轮叶栅超声速气膜流动和传热进行了研究。计算结果表明:超声速气膜射流与主流作用后产生的斜激波与尾缘激波交汇,形成两道反射激波,其中一道反射激波作用在气膜孔下游的叶片表面又形成了反射;在不同的主流压力下,超声速气膜射流在叶片法向和展向上展现出不同的发展特征,对转涡对(CVP)在展向上相互挤压,扼制了高温主流卷入叶片壁面;主流压比增加到4,气膜射流区在法向拉长,在展向相对较弱,导致主流在对转涡对(CVP)的作用下被卷入气膜射流的底层,壁面冷却效率降低;气膜入射角从15°增大到45°,冷却效率整体上呈先上升后下降趋势,在入射角30°时冷却效率相对最大,这与射流的穿透能力、冷却气流再覆壁面特征有关。     

微通道传热用于火焰筒壁面冷却的性能

对微通道传热应用于航空发动机火焰筒冷却进行了探索。构造了简单微通道模型,其上下平面分别代表火焰筒内外壁面;用工程方法计算火焰筒壁面的热环境作为计算模型的边界条件,以Fluent为工具模拟微通道换热结构的冷却性能;涉及两种长径比(20,40)和三种火焰筒压降(2.0%,2.5%,3.0%)。结果表明,含有微通道换热结构的火焰筒,能以较少的冷却气量维持较低的壁面温度;冷却气流吸热后升温明显,冷量利用率可达40%;冷却气量受长径比影响显著,受火焰筒压降影响不大;火焰筒壁面沿流向的温度梯度非常大。     

双弯曲入射激波的可控中心体内收缩基准流场设计

采用有旋特征线法设计了一种双弯曲入射激波的可控中心体内收缩基准流场,两道入射激波交于中心体起始点,入射激波和反射激波通过给定激波径向总压恢复系数分布进行反设计,壁面通过给定轴向马赫数分布规律进行反设计.该基准流场分为“三波四区”且压缩效率较高.基于该基准流场设计了圆形进口内收缩进气道并进行了黏性修正,数值计算结果表明:内收缩进气道设计点核心区的流场特征和激波形状与基准流场基本一致;在来流马赫数为4.0~7.0时进气道具有较高的压缩效率和良好的流量捕获能力,设计点喉道截面增压比和总压恢复系数分别为17.7和0.729;来流马赫数为5.0~7.0时内部总阻力系数变化平缓,从0.23下降为0.22.      

Influence of shock wave impinging region on supersonic film cooling

Shock waves can significantly affect the film cooling for supersonic flow and shock waves may have different influence when impinging in different regions. The present study numerically compared the results of shock wave impinging in three different regions and analyzed the effect of impinging region. The shock wave generators were located at x/s = 5, 25, 45 with 4°, 7° and 10° shock wave incidence. The mainstream Mach number was 3.2 and the coolant Mach number was 1.2 or 1.5. The numerical results illustrated that the shock wave impinged in the further upstream region led to a larger high-pressure region and a larger vortex in the boundary layer. Moreover, placing the shock wave generator upstream resulted in the lower mass fraction of coolant in the downstream region. The velocity in the upstream part of the cooling layer was lower than the midstream and downstream part, which resulted in the less ability to resist the shock wave impingement. Therefore, the upstream impingement deteriorated the cooling performance to a greater extent. The study also manifested that the stronger shock wave had a larger effect on supersonic film cooling. Increasing the coolant inlet Mach number can increase the blowing ratio and reduce the mixing, which was of benefit to improve cooling effect.     

A numerical study of segmented cooling-stream injection in supersonic film cooling

The present study proposes a segmented cooling-stream injection structure based on a certain coolant mass flow rate, and numerically investigates the effect of segmented cooling-stream injection on supersonic film cooling. The results indicate that without shock-wave impingement and with helium as the coolant, segmented cooling-stream injection can reduce the mixing between the mainstream and the cooling stream to produce better cooling performance than single injection, especially at larger coo...     

隔板截面造型对超声速膨胀器流场及性能的影响

采用三维雷诺平均N-S方程和标准k-ε湍流模型,在设计工况下对3种隔板截面形状的超声速膨胀器的三维流道流场进行了数值研究.结果表明:矩形截面形状的超声速膨胀器近吸力面区域气流速度大,斜激波之后流动损失低,等熵绝热效率较高;正梯形截面形状的超声速膨胀器出口平均绝对马赫数、静压比以及膨胀比大,综合性能相对最优;角区附面层分离、回流形成的低速气流团以及斜激波所导致高速气流的增压过程是出口流动损失的主要来源;优化隔板沿径向的结构,超声速膨胀器的综合性能有望进一步提高.      

端壁吸/吹气对超声速压气机叶栅流场影响机理的对比研究

附面层吸/吹气是抑制流动分离、提高压气机叶片负荷的有效技术途径。针对超声速压气机叶栅内激波诱导的角区分离,分别采用多种不同的端壁吸/吹气方案对其进行流动控制,旨在探索端壁吸/吹气对激波干涉下角区分离的控制机理,并对比分析端壁吸/吹气对超声速压气机叶栅角区分离的控制效果。结果表明:在激波/端壁附面层干涉下,该超声速压气机叶栅内存在大范围的激波诱导角区分离,角区分离使得该超声速叶栅存在强三维效应,二维叶栅中的单正激波变为"斜激波+正激波"结构,叶中吸力面尾缘开式分离变为闭式分离;端壁吸气可有效抑制该超声速叶栅的角区分离,吸气后近端壁区损失系数大幅降低,最优端壁吸气缝方案的起始点与亚声速压气机叶栅相同,但端壁吸气后叶中的双激波结构变为单正激波结构,叶中流动分离增大;端壁吹气也可有效抑制角区分离,其控制效果略优于端壁吸气,其原因是吹气缝处的静压高于吸气缝,对激波的增强作用弱于端壁吸气;与端壁吸气方案不同的是,最优端壁吹气缝方案的起始点位于叶片前缘。     

半封闭通道射流冲击换热特性的实验

运用红外热像仪测试技术对半封闭通道单、双排孔射流冲击冷却进行了热像显示试验,总结了各种流动参数和几何参数对局部换热特性的影响规律:对于单排垂直射流,冲击冷却效果随冲击雷诺数的增加、孔间距与直径比的减小而得到提高,冲击间距比为2时换热效果最好;冲击孔中心线向通道封闭一侧倾斜后,射流冲击冷却的范围变窄,当冲击间距比大于2时驻点区的对流换热能力明显降低;对于双排冲击射流,在较小的冲击射流雷诺数和较大的冲击间距比下,后排射流的冲击换热效果要逊于前排射流。      

Numerical investigation on adiabatic film cooling effectiveness and heat transfer coefficient for effusion cooling over a transverse corrugated surface

Three-dimensional numerical computations are conducted to investigate the effects of the blowing ratio and corrugation geometry on the adiabatic film cooling effectiveness as well as the heat transfer coefficient over a transverse corrugated surface. It is noticeable that the adiabatic wall temperature on the wavy valley of the transverse corrugated surface is relatively lower than that on the wavy peak. Surface corrugation has a relatively obvious influence on the laterally-averaged adiabatic film cooling effectiveness in the region where the effusion film layer is developed, but has little influence in the front region. Compared to a flat surface, the transverse corrugated sur-face produces a smaller adiabatic film cooling effectiveness and a higher heat transfer coefficient ratio. The effusion cooling difference between the flat and corrugated surfaces behaves more obvi-ously under a small aspect ratio of the wavy corrugation.     

冲击加多斜孔双层壁冷却方式气膜绝热温比研究

采用传热传质类比方法,对冲击加多斜孔双层壁冷却方式气膜绝热温比进行了实验研究。主要考虑了双层壁夹缝高度、冲击壁、吹风比、孔排列方式、以及孔间距对局部绝热温比的影响。并且给出了根据 5种几何结构实验板的展向平均绝热温比沿流向的分布运用最小二乘法拟合公式。研究结果表明:对某一确定几何结构的多斜孔实验板,加冲击壁与否以及双层壁间夹缝高度的变化对相同吹风比下的绝热温比影响甚小,局部绝热温比的分布主要取决于吹风比和孔阵排列方式。从绝热温比考虑,叉排长菱形排布比较理想。      

耦合传热下激波对超声速气膜冷却影响

针对离散孔式超声速平板气膜冷却，在主流区引入楔角形成激波环境，以研究激波与超声速气膜之间的相互作用。通过计算楔角在0°、15°、20°和25°产生的四种激波强度下，超声速气膜与高温壁面的耦合传热。所得结果表明：适当强度的激波能够抑制气膜入射后产生的反向涡旋对，降低主流对气膜的卷吸，增大壁面平均H2摩尔分数并降低壁面温度。对金属层温度场的分析表明，壁面冷却效果随着激波角的增加而先增加后降低，其中楔角为20°时的流场结构最有利于壁面温度保护。小楔角生成的激波在低冷流马赫数下对冷却效果的改善更明显，大楔角则在高冷流马赫数下更明显，热障涂层（TBC）不影响这种变化趋势；激波的存在削弱了TBC的影响范围。可以揭示超声速气膜在耦合传热条件下的传热机理，为超声速气膜冷却的设计提供参考，或为现有超声速气膜冷却结构的优化提供依据。     

微尘沉积形貌对冲击气膜冷却结构换热特性影响的数值研究

带有微尘的空气进入航空发动机,极易在涡轮叶片内冷通道发生沉积。为探究微尘沉积形貌对涡轮叶片内冷通道换热特性的影响,选取冲击气膜冷却结构,基于微尘沉积实验结果,构造微尘沉积形貌,由锥状突起和环状突起组成,通过数值模拟获得不同射流雷诺数下冲击靶面努塞尔数Nu。研究结果表明,冲击靶面微尘沉积层的出现,将大幅降低浸润面积平均努塞尔数Nuwetted,而对映射面积平均努塞尔数Nuavg影响较小;冲击驻点周围的高换热区范围减少;相邻冲击孔中点附近的高换热区努塞尔数Nu增大;此外,射流雷诺数的增大整体上提高了冲击靶面的换热强度。由于锥状突起和环状突起的扰动作用, 壁面附近回流涡增多, 使得冲击靶面大部分区域温度边界层厚度增加,因此换热性能降低。     

旋转爆震发动机燃烧室气膜出流影响数值研究

针对旋转爆震发动机（RDE）壁面的高热负荷问题,开展旋转爆震发动机燃烧室壁面气膜冷却的数值仿真,探究气膜出流与爆震波、斜激波和燃烧室流场之间的相互作用以及气膜对壁面的冷却特性。研究结果表明:爆震波对气膜的压缩和冷却孔的堵塞作用明显,气膜对爆震波整体的传播特性影响较小。受爆震波和燃烧室流场的影响,气膜出流存在周期性的摆动情况,这在一定程度上影响了壁面的冷却效果。在爆震波覆盖的壁面区域,峰值壁温下降程度有限,但时均壁温的降幅超过26.9%;在斜激波覆盖区域,随着冷气量的增加,峰值壁温和时均壁温的降幅超过32.5%和51.3%,气膜对该区域壁面的冷却效果更加明显。