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。     

具有发散冷却功能的曲面结构边界层特性实验和数值研究

用实验测量和理论计算相结合的方法,研究了具有发散冷却功能的曲面结构边界层流动和换热特性.半球形实验件由高温合金钢粉末烧结的多孔材料制成,孔隙率和特征尺寸分别为0.37和20μm.实验件外部的热流温度及速度由热风洞的控制系统给定,内部的冷气流量由数字式质量流量控制器给定,外表面温度由NEC TH5104远红外热像系统测量.利用FLUENT软件中的二维、稳态、局部热平衡模型,对实验件进行发散冷却特性数值模拟,并通过与实验数据的比较,验证数学模型和数值方法.      

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.      

基于大涡模拟分析气膜冷却的湍流场

用大涡模拟考察了单孔平板气膜冷却的湍流场,气膜孔沿流向倾斜30°,气膜出流的雷诺数为2600,吹风比为0.5.计算结果表明:①气膜孔内的流动分离增加了湍流动能,导致气膜冷却效率的降低,在设计中要尽量避免或减少流动分离;②与射流侧向扩展有关的涡黏性系数在气膜孔两侧存在峰值,而采用各向同性的湍流模型预测气膜冷却时,涡黏性系数的峰值出现在射流与主流的剪切区,因此会高估射流的垂直穿透而低估射流的侧向扩展;③可以用大涡模拟辅助建立各向异性的湍流模型,以便提高湍流模型的预测精度.      

涡轮叶片吸力面上收敛缝形孔气膜冷却对叶栅气动损失的影响

 运用RNG湍流模型对具有气膜冷却的涡轮叶栅通道内部的三维流场进行了数值模拟,分析在叶栅通道主流入口雷诺数Re=4×105~6×105和二次流吹风比M=0.5~3.0范围内,沿吸力面3个典型弦向位置处(分别对应叶栅通道喉部上游、喉部和喉部下游)开设收敛缝形孔对叶栅通道损失系数的影响。计算结果表明：冷气喷射仅对孔附近区域的压力系数产生影响;位于喉部上游位置收敛缝形孔的能量损失及总压损失系数最低,大部分工况中位于喉部下游位置收敛缝形孔的损失系数最高;与圆形孔相比,位于喉部上游位置收敛缝形孔既具有好的冷却效率又具有低的损失系数。     

气壁镀镍和冷却剂入口对再生冷却的影响

考虑冷却剂入口模型及气壁镀镍,对液体火箭发动机推力室再生冷却通道和冷却剂进行三维流动与传热耦合计算.采用经验公式计算燃气侧对流及辐射换热,冷却剂为甲烷,考虑其物性随温度和压力的变化.所得结果表明:冷却剂入口二次流及突扩流场的叠加,使局部压力损失变大,影响进口下游较大区域流动传热状况;气壁镀镍能提高气壁的耐高温性,降低气壁锆铜的温度.      

再生冷却通道跨临界甲烷流动传热研究

采用数值模拟方法,对再生冷却通道和跨临界甲烷进行三维流动与传热耦合计算.采用经验公式模拟燃气侧对流和辐射换热,考虑跨临界甲烷物性随温度和压力的变化.所得结果表明:甲烷比定压热容、黏度、导热系数在冷却通道截面出现极值,阻碍其热量交换,流场分层、流速非对称明显;冷却通道温度沿径向减小,沿周向增加至通道中心达到最大,在肋根处热流密度最低.     

气膜孔内部对流换热的数值研究

运用数值计算方法对气膜孔内的对流换热特性进行了研究,分析了气膜孔内雷诺数(Re=10 000~50 000)、气膜孔倾角(α=20°~40°)及长径比(l/d=4~6)对气膜孔内部表面传热系数的影响规律.在研究参数范围内,结果表明:①气膜孔内表面传热系数随着雷诺数的增大而增强;②增大孔倾角,气膜孔进口附近的表面传热系数有较大幅度的提高;③气膜孔内周向平均表面传热系数沿程呈单调下降的趋势,在小长径比下气膜孔内总体平均表面传热系数较高.     

小孔辅助射流提高冷效的机理分析

本文采用数值计算手段,模拟普通的圆柱形单孔结构和小孔辅助射流结构在不同吹风比下的流动和换热,侧重通过直观演示气膜孔下游反向对旋涡对（肾形涡）的生成、发展以及相互作用过程,揭示小孔辅助射流改善气膜冷却效果的机理。结果表明：与单孔结构相比,小孔辅助射流结构,由于小孔射流的干涉作用,主孔射流形成的肾形涡的尺度和强度均有较大程度的减小,冷气射流与主流的掺混减弱,对冷气的向上抬升作用减小,避免了冷气穿透主流脱离壁面,大大提高冷效。随着吹风比的增加,与圆柱形单孔相比,气膜冷却效果改善更加明显。     

出流结构对涡轮导叶端壁气膜冷却数值研究

通过对涡轮叶栅端壁上游不同气膜冷却结构模型进行数值模拟,得到了不同吹风比情况下,涡轮叶栅端壁的流动与换热特性。结果表明：圆柱型孔冷气射流在孔下游与主流相互作用形成一对转动方向相反的耦合涡,对涡轮叶栅端壁的气膜冷却效果不利。前向扩张孔降低了孔下游耦合涡的强度,对涡轮叶栅端壁总体气膜冷却效率要优于圆柱型孔。前向扩张缝结构增大了射流宽度,冷却了孔间端壁,对涡轮叶栅端壁总体气膜冷却效率要优于圆柱型孔和前向扩张孔。