辅助动力装置排气系统气膜冷却效果

为研究辅助动力装置（APU）排气系统的冷却空气引射孔、引射缝以及飞机后整流罩形状等对冷却效果的影响,采用商业CFD软件Fluent,选用realizable k-ε湍流模型和DO热辐射模型建立了13个有不同引射孔位置、引射缝尺寸和飞机尾罩形状的排气系统流动和传热数值计算模型,得到了流场、温度场和热流分布。计算结果表明,冷却空气引射缝大小、引射孔的位置与形状面积以及后整流罩形状对APU排气系统的气膜冷却效果有重要影响。     

旋转盘腔盘缘热流密度的敏感性分析

为保证涡轮盘满足适航规章的安全性要求,采用单向流固耦合数值方法,研究了转静系旋转盘腔以基比切夫数表示的盘缘加热热流密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旋转盘腔的冷却效果进行评价。研究结果表明:基比切夫数的变化对于旋转盘腔的流动结构和流动阻力基本没有影响,对盘面的换热效果影响也较微弱,仅引起转盘迎风面热流密度和温度的改变。同时,温度分布的改变导致了与温度梯度紧密相关的热应力水平发生变化。随着热流密度的增加,转盘整体应力水平上升,并且盘缘附近区域的等效应力提高的幅度大于中心区域。当基比切夫数高于临界值后,最大等效应力值从转盘中心转移到盘缘。基比切夫数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较大影响,因此,在涡轮盘腔的设计阶段,需要考虑基比切夫数对涡轮盘安全性的影响。     

液体火箭发动机再生冷却槽寿命预估

基于有限元热结构耦合计算结果分析了液体火箭发动机再生冷却槽的失效形式,并分别采用Porowski模型及其蠕变修正模型对冷却槽进行寿命预估.结果表明冷却槽寿命主要取决于塑性拉伸不稳定失效;蠕变对寿命有一定影响,是寿命预估不可或缺的一部分;减小外壳与内壁的温差幅值、增大每个冷却槽的肋宽比或增加冷却槽数目可以延长寿命.该寿命预估方法可用于指导可重复使用液体火箭发动机再生冷却槽设计.      

推力室多孔面板氢发汗冷却传热分析

为了研究氢氧火箭发动机推力室喷注器多孔面板的发汗冷却特性,采用一维非热平衡能量方程模型对其进行了数值传热计算,计算模型考虑了冷却剂氢的变物性和多孔结构内固体与流体之间的对流换特征。分析总结了多孔结构固体导热率、孔隙率、颗粒特征直径和燃烧室热流密度等因素对多孔面板发汗冷却的影响。研究结果表明,选择较高导热率的多孔面板制造材料能够降低燃气侧面板温度和减小面板温度梯度;孔隙率一般在0.1～0.2为宜;随着颗粒特征直径增大冷却剂与多孔结构固体之间的换热能力明显下降,燃气侧面板温度呈先降低后升高的趋势。     

填充比对层板结构换热特性影响规律研究

针对3种层板冷却结构,通过改变填充比得到了其冷却效率。数值模拟和计算分析发现,随着填充比的增大,绕流柱面及靶面的对流换热能力变化很大,进气板面及进出气孔壁的对流换热能力变化较小,层板结构的冷却效率单调增大。试验结果表明:在层板设计中,应适当增大填充比来获得较优的换热特性。     

整流支板和火焰稳定器的一体化设计加力燃烧室 性能的数值模拟

针对高推重比、高隐身航空发动机的技术需求,提出了1种带气膜冷却的加力内锥、整流支板和火焰稳定器的加力燃烧室一体化设计方法,对一体化加力燃烧室的温升、壁温分布、总压恢复系数、CO排放和燃烧效率分别进行了计算。结果表明：该方法在保证加力燃烧室燃烧性能不变的前提下,能将现有的加力燃烧室长度缩短1／5,并使加力内锥壁温降低33．3茗。为实现高推重比、高隐身动力技术提供了新的思路和研究方向。     

带气膜出流叶片前腔内表面冲击换热数值模拟

采用数值模拟方法对不同雷诺数下静止状态涡轮叶片前腔带气膜孔出流的冲击流动与换热特性进行了研究.分析了叶片前缘冲击流动产生的不同涡团对其内表面换热的作用机理.计算结果表明:相同雷诺数下,叶片前缘内表面气膜孔附近的换热强化比高于通道的平均值.随着雷诺数增加,换热强化比有所提高.冲击流动与通道流动耦合而形成的波浪形涡区,极大地扩展了冲击强化换热区域.气膜孔出流的抽吸作用对冲击流产生影响,进一步扩大了冷却空气在前缘内表面的覆盖范围.气膜腔叶根处纵向截面的涡团阻碍了冷气向叶根方向扩展,降低了冷却效率;而横向截面的涡团则促进冷气与壁面热气的掺混,提升了换热效果.      

旋转盘腔进气位置的敏感性分析

为保证涡轮盘满足适航规章的安全性要求,采用单向FSI(fluid structure interaction)数值方法,研究旋转盘腔无量纲进气位置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:无量纲进气位置的改变使旋转腔的流动结构发生变化,从而影响盘面换热效果和转盘的温度分布,导致与温度梯度紧密相关的热应力水平也发生变化.随着无量纲进气位置的提升,旋转盘腔的流阻损失增大,转盘迎风面的平均换热效果减弱,转盘的应力水平和在低半径处的最大等效应力值均下降.无量纲进气位置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,在涡轮盘腔的设计阶段,需要考虑无量纲进气位置对涡轮盘安全性的影响.      

小孔辅助结构影响气膜冷却效果的实验

采用稳态液晶测温方法,详细研究了具有辅助小孔的分叉孔和大小孔的冷却效率分布规律,并与圆柱孔和扇形孔进行对比,分析小孔辅助结构对气膜冷却效果的影响.实验参数:主流雷诺数为2900,吹风比为0.3~3.0,密度比为1.06.结果表明:所有工况下,小孔辅助结构均在一定程度上提高气膜冷却效果,吹风比越大,对气膜冷却效果的改善就越明显,并且大小孔的冷却效率始终高于分叉孔.扇形孔只在吹风比大于1.0时,才起到改善气膜冷却效果的作用.      

带前缘冲击复杂叶片内冷通道换热特性实验

采用瞬态热色液晶方法对不同雷诺数下静止状态涡轮工作叶片带前缘冲击复杂蛇形通道的换热特性进行了考察,得到了不同位置吸、压力面的表面传热系数分布.实验结果表明:相同雷诺数下,叶片通道内表面带肋区域两肋间的局部换热强于光滑区域,相邻两肋间的传热系数沿流动方向呈单峰分布.随着雷诺数增加,内表面传热系数提高,在弯头下游的光滑区域离心作用加强,带来该处局部换热分布不均匀,而弯头下游肋的出现可以削弱这种效果.此外,通道的收缩扩张导致主流速度的变化也给局部换热的数值和分布带来了影响.