冲击/发散冷却层板隔热屏冷却性能及对比

为了分析对比新型冲击/发散冷却层板隔热屏冷却性能,论证其应用于加力燃烧室的可行性,在3种不同主次流总压比条件下对其进行了三维流固耦合传热数值模拟研究,并与某型波纹板隔热屏和单层平板隔热屏进行了相同工况的对比分析,得到了冷却效果、冷气用量、冷气热负荷和次流总压损失系数等的对比结果和变化规律.结果表明:冲击/发散冷却层板隔热屏具有较好的冷却效果,但其受主次流总压比变化的影响较大.相比某型波纹板,冲击/发散冷却层板隔热屏的冷气消耗量平均减少41.6%,单位面积冷气热负荷平均降低65.9%.     

多级考虑冷气掺混流片变厚度的S_1流面研究

为减少气冷涡轮气动设计难度,提出一套基于多级气冷涡轮考虑冷气掺混及随流道翘曲、变厚度的S1流面计算思路,编制了带冷气的翘曲S1流面薄片计算的参数化方法程序及网格自动生成程序,改良了传统平面薄片,对比分析了改良后平面薄片、翘曲S1流面薄片以及三维计算间差异,对某高压涡轮进行了翘曲S1流面薄片气动优化.结果显示:与三维计算对比,改良后平面薄片最大流量差距为22.68%,翘曲S1流面薄片为3.58%,一维数据上翘曲S1流面薄片更逼近三维计算;型面压力分布及马赫数云图分布上翘曲面S1流面薄片较改良后平面薄片更贴近三维计算;采用翘曲S1流面薄片进行优化后,效率较原始方案提升0.41%,流量较原始方案仅增加0.21%.     

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.     

涡轮叶片前缘旋流-气膜复合冷却内部流动传热特征实验和数值模拟

为了提高涡轮叶片前缘的冷却效率,本研究提出了一种偏置冲击孔的旋流-气膜冷却结构。在20000～50000雷诺数范围内,对冲击孔居中和偏置分别开展实验研究和数值模拟,得到了两种结构的内部传热、流阻和流场特性。实验通过瞬态液晶热像技术获得前缘内表面的详细努塞尔数分布,并结合数值模拟的结果分析了流场特征,对强化换热的机理做出解释。实验结果表明：叶片前缘内部旋流使总体平均努塞尔数提高4.0%~9.4%,同时压力损失降低5.6%~6.4%。数值模拟结果表明,偏置冲击孔利用叶片前缘曲率较大的结构特性产生了强烈的旋流,使高换热区的面积显著增加,改善了内部换热的均匀性。     

不同湍流度下吹风比对涡轮导向叶片吸力面气膜冷却的影响

采用基于窄带热色液晶测量的瞬态全表面传热测量技术,研究了不同主流湍流度下的吹风比对涡轮导向叶片气膜冷却的影响,获得了叶片吸力面侧圆柱形孔排气膜冷却效率和表面传热系数比的全表面分布数据。结果表明:由于气膜射流与主流掺混的相互作用会随着主流湍流度的变化而变化,因此在主流湍流度不同时,吹风比对气膜冷却效率和表面传热系数比的影响规律会有所不同;主流湍流度较小时,吹风比的增大会显著减弱气膜覆盖效果与气膜冷却效率,但是在大湍流度下,吹风比的影响较弱,尤其是在远下游区域;相同的主流湍流度条件下,吹风比的增大会使得表面传热系数提高,但是在大湍流度下,换热增强效果较弱;相同吹风比下,高湍流度下的表面传热系数比相对较小。      

振动环境下喷雾冷却的临界热流密度模型

针对振动环境对喷雾冷却临界热流密度(CHF)的影响问题,基于静止环境喷雾冷却CHF模型,定义并引入内切偏离因子,建立振动环境下喷雾冷却CHF点基模型,对比3种不同工作模式的影响。结果表明:工作模式1周期平均CHF相对其他两种模式分别提高0.98%和1.17%。该模式下,周期内CHF的变化呈现双峰结构,且后半周期最低热流密度高于前半周期最低热流密度,周期内最小CHF较最大CHF下降3.02%。振动幅度越大,CHF下降越大,1.0mm振幅相对0.2mm振幅条件下的周期平均CHF下降1.74%。分析喷雾锥角的影响,55.8°、90°全位角喷雾锥角相对30°喷雾锥角,平均CHF分别下降4.83%及16.21%。大锥角下,后半周期的峰谷值相较周期内最大CHF下降减小。喷雾锥角小的喷嘴能够减小表面振动对喷雾冷却临界热流密度的恶化。      

10 kW超高速永磁电机三维瞬态温度场计算

为了考察电机在装配螺旋槽水冷套时对转子的冷却效果,针对1台功率10 kW、额定转速90 000 r/min的超高速永磁电机,采用有限元方法对电机三维温度场进行了研究,考虑了定子铁损、定子铜损,转子铁损和转子风摩擦损耗的影响。结果表明:定转子小间隙内的空气对转子起到了类似“热密封”的作用,当转子损耗功率较大时,仅依靠螺旋槽水冷套并不能有效地冷却转子,还必需辅以定转子小间隙的强迫空气冷却,以进一步降低转子温度。研究结果为大功率高速永磁电机热设计提供了重要参考依据。     

温比对第一级导叶端壁气膜冷却特性的影响

利用高温风洞及远红外热像技术,在两种主燃气与冷气温比(TR)(1.64、2.68)和4种气膜注射吹风比(BR)(0.6、1.0、1.5、2.0)下,研究了导叶端壁十排复合角度圆形气膜孔的综合冷却效率。对比高、低温比下的实验结果发现:(1)在无气膜时,端壁前缘的最高温点会因主流温度的提高而更靠近叶片前缘;(2)气膜出流时,端壁近吸力面区域冷却效率高于近压力面区域,冷却效率随BR的提高而不断增大,且BR从1.0增加到1.5时,冷却效率增幅最明显;(3)在同一BR下,端壁的综合冷却效率会随TR的增加而提高,但随着BR的不断加大,TR对端壁平均冷却效率的影响逐渐减小,即:相比于TR为1.64下的面平均冷却效率,TR为2.68工况下的平均冷却效率在BR为0.5时可提高18.2%,而在BR为2.0时,其只相对提高了8.8%。     

主动冷却薄壁结构的通道布局与形状优化

针对基于传统分析方法的超然冲压发动机燃烧室主动冷却设计存在通用性差、周期长问题,采取子结构法建立主动冷却通道体胞的流固热多场耦合有限元模型,在与实验对比验证有限元模型有效性基础上,分析了结构质量和质量流率不变时通道数目对换热性能的影响;采用超椭圆方程描述通道截面形状,结合Kriging响应面和多目标遗传算法,开展了最小...