有错排射流冲击的受限长通道及出流孔流场的实验研究

1引言由于铸造技术的改善,国外现已经可以在涡轮工作叶片上铸造多个细小的冷气通道。这些通道通过冲击孔与冷气供气腔连接以实现冲击冷却,冲击后的气体可以通过连接孔进入下一个腔室或者直接通过气膜孔流出叶片形成气膜冷却。这种冷却结构的优点是:利用冲击冷却获得高换热系数,     

气膜出流条件下回转通道流动特性的实验研究

采用实验方法研究气膜出流条件下带肋回转通道流动特性,其中回转通道为带90°直肋变截面通道。根据研究问题的特点,利用单元分析方法,定义了壁面有效压力及单元有效压力系数。结果表明:通道出口段存在气膜出流与无气膜出流情况相比出口段有效压力分布发生变化,并且使整个通道的流阻下降。影响流动的主要因素是通道的阻塞比、长径比、宽高比、气膜出流比和进口雷诺数。     

通道参数对再生冷却通道流动换热的影响

应用RSM模型对冷却通道的流动与换热进行了三维数值模拟,冷却剂为气氢,考虑其物性随温度和压力的变化.所得结果表明:增加壁面粗糙度使冷却剂换热强化,但会增加流阻损失;在突扩突缩区域会出现旋涡,旋涡使局部流阻损失加大且使湍流加强,壁温在旋涡出现处降低;冷却通道内的流动发展不受入口湍流强度的影响;冷却剂离心力引发径向平面内的二次流动,二次流引起的冷却剂质量重新分布使传热在凹曲率段强化,凸曲率段恶化.      

气膜内冷通道高度对气膜孔流量系数的影响

以一种基于旋流增益的强化换热技术为研究对象,对狭小受限的气膜孔内冷通道中气膜孔的流量系数开展了试验研究.试验中通过改变气膜孔雷诺数Re(4800～26000)、吹风比M(0.36～2.74)、无量纲冷却通道高度h/d(0.33～2.0)等参数,研究了狭小空间的几何结构、流动参数等对单排气膜孔平均流量系数Cd的影响,并得...     

宽高比及表面粗糙度对矩形微尺度通道流动特性的影响

实验研究了不同宽高比矩形金属微尺度通道的流动特性,并与硅通道对比来探究表面粗糙度的影响。金属微尺度通道宽为0.4mm,通道宽高比分别为0.50、0.67、和1.00,相对表面粗糙度范围为0.1609%~0.2145%。硅通道宽度及高度都为0.4mm,相对表面粗糙度为0.00325%。实验工质为空气,实验的雷诺数范围是250~3000。实验结果表明:在粗糙微尺度通道会发生转捩提前,并且转捩雷诺数随着宽高比增大而减小。在层流区,微尺度矩形通道摩擦因数随着雷诺数增大而减小,在转捩区出现明显增大后再减小。表面粗糙度很小时,未发现转捩提前现象。      

带直肋及气膜出流的回转通道内冷气流动特性

将航空发动机高压涡轮叶片内冷通道进行简化,以实验方法研究了带90°直肋及气膜出流的变截面回转通道内冷气的流动特性。根据肋和气膜孔的结构特点,将通道划分为若干个特征单元。结果表明:与无气膜出流时相比,通道出口段存在气膜出流时其有效压力分布发生了较大的变化,使得整个出口通道的有效压力下降,在气膜孔附近压力下降更为明显。在其他条件不变时,与单元内其他位置的气膜孔相比肋后气膜孔出流量较大。      

超声速与亚声速气膜流动和冷却特性数值研究

以平行入射缝槽气膜冷却为研究对象,开展了主、次流分别为亚声速和超声速流动状态下的气膜冷却数值模拟。计算结果表明：对于主流为超声速、次流为亚声速的气膜冷却,主流热量和动量很快就输运到亚声速次流中,气膜核心区很快被破坏,气膜冷却效率不高;在主流为超声速流动的情况下,施加相同吹风比的超声速冷却次流可将其核心向下游更远的地方输运,与常规的亚声速气膜冷却结构类似。为了获得较高的气膜冷却效率,在主流为超声速流动的情况下,建议施加超声速次流进行气膜冷却。     

侧壁有出流孔的通道流场实验研究

用五孔探针对侧壁开有出流孔的通道流场进行了详细测量，着重研究出流孔上、下游截面内的流动规律,分析了错排孔对通道流场的影响。实验发现出流孔上游各截面内的流动沿流向呈加速趋势，其下游截面的流速先急剧减缓，然后逐渐加速直至下一出流。距孔最近的上游截面内气流明显向孔偏转，由于惯性作用，孔下游各截面内的二次流仍很显著。     

微小通道流动换热特性分析及其结构优化

就一组不同水力直径的矩形微小直通道进行了实验研究,并通过经验证的数值方法进行了大量CFD计算,得到了通道内流体努塞尔数和阻力系数随雷诺数变化的规律.结果表明,在所研究微小尺度范围内通道内流动的转捩雷诺数提前到1 200～1300之间,以大量数值模拟结果为样本点经过多元线形回归建立了所研究范围内微小通道流体换热与流动特性的准则关系式,并基于遗传算法,对矩形微小通道的几何结构进行了优化,为工程应用提供了依据.      

蛇型冷却通道中的蒸汽流动与换热特性研究

采用CFX软件数值计算了带肋蛇形冷却通道内的空气流动与换热特性,验证了计算模型和方法,比较了湍流模型的适用性;在此基础上,数值计算了蛇形冷却通道内蒸汽的流动与换热特性,分析了蒸汽过热度、肋片角度和V型肋片对蒸汽流动与换热性能的影响。结果表明:SSG湍流模型的计算结果与实验数据吻合较好;蒸汽过热度对换热效果的影响较小;相对于光滑通道,带肋通道的弯道效应影响降低;V型肋片的换热效果好于平行斜肋。     

Numerical investigation on the flow structures in a narrow confined channel with staggered jet array arrangement

A series of numerical analyses have been performed to investigate the flow structures in a narrow confined channel with 12 staggered circular impingement holes and one bigger exit hole. The flow enters the channel through the impingement holes and exits through the far end outlet. The flow fields corresponding to two jet Reynolds numbers(25000 and 65000) and three channel configurations with different ratios of the channel height to the impingement hole diameter(Zr= 1,3, 5) are analyzed by solving the Reynolds averaged Navier–Stokes equations with the realizable k–e turbulence model. Detailed flow field information including the secondary flow, the interaction between the jets and the cross flow, and flow distribution along the channel has been obtained.Comparisons between the numerical and experimental results of the flow fields at the four planes along the channel are performed to validate the numerical method. The calculated impingement pattern, high velocity flow distribution, low velocity separation region and vortices are in good agreement with the experimental data, implying the validity and effectiveness of the employed numerical approach for analyzing relevant flow field.     

射流布局结构对短通道出流孔流场影响的实验

用五孔针对两种不同错排射流布局下小长径比、进出口无倒角的直孔内流场进行了详细的测量,着重研究不同通道高度时射流布局对孔内流动规律的影响。实验结果表明:在通道高度比为1时,射流布局影响较小,孔内流动非常类似;当通道高度比增加到3,5时,射流布局影响明显,使孔内流场出现截然不同的变化;孔流量系数受射流布局影响较大,并随通道高度增加有所变化。      

密集型阵列冲击射流换热特性实验

设计了多种不同几何参数的阵列射流冲击孔实验件,利用红外热像仪对其冲击冷却进行了热像显示实验,获得了冲击射流雷诺数和几何参数对局部对流换热特性的影响规律.结果表明:①对流换热系数随着射流雷诺数R_ej的增加而逐渐增大;②随着孔间距的或者冲击间距的增大,冲击冷却的对流换热效果逐渐减弱;③当孔间距与孔径之比在3～5时,顺排阵列射流的强化换热效果优于叉排,而当孔间距与孔径之比为2时,在阵列射流上游叉排排布的强化换热效果优于顺排,而在下游则顺排排布的强化换热效果占优.      

半封闭通道射流冲击孔流量系数的实验

对半封闭通道射流冲击孔的流量系数进行了实验研究,针对单排、双排冲击孔结构,在变化各种几何参数及流动参数的情况下,较为系统地获得了射流孔展向间距与射流孔直径之比、射流孔流向间距与射流孔直径之比、射流冲击间距与射流孔直径之比、射流孔倾角等因素对于流量系数随射流雷诺数的变化曲线.通过对比分析,讨论了各种因素对流量系数的影响.      

射流冲击对短通道出流孔流场影响的实验研究

在有错排射流的短通道内，用五孔针对小长径比、进出口无倒角的直孔内流场进行了详细的测量，着重研究不同通道高度和射流雷诺数对孔内流动规律的影响、实验结果表明：通道高度的变化会显著改变孔内的流场结构，从而影响孔的流量系数；而同一高度比情况下．雷诺数变化的影响则相对较小；孔内流动存在旋涡结构并随通道高度的增大而减弱以至消失．该结果有助于深入了解上游有射流冲击的通道连接段的流动与换热规律。     

Heat transfer characteristics in a narrow confined channel with discrete impingement cooling

Heat transfer characteristics in a narrow confined channel with discrete impingement cooling were investigated using thermal infrared camera. Detailed heat transfer distributions and comparisons on three surfaces with three impact diameters were experimentally studied in the range of Reynolds number of 3000 to 30000. The experimental results indicated that the strong impingement jet leaded to a high strength heat transfer zone in the ΔX=±2.5D_j range of the impact center,which was 1.3–...     

带射流冲击短扰流柱排内的流动和损失

用五孔探针测量了带射流冲击的短扰流柱排内的流场，并用压力扫描阀测量了端壁和柱面的压力分布，分析了在涡轮叶片尾缘区内射流冲击强化扰流柱排通道内换热的机理，研究发现，带射流冲击时流动在靠近扰流柱表面附近速度较大，在对称中心区域有大片低速区，压力系数远远小于无射流时情况，气流经过孔板后压力系数迅速下降，达到最小值，沿流动方向压力系数逐渐恢复。随喷射雷诺数增大，扰流柱表面的分离点位置后移，总结出了实验工况范围内带射流冲击的短扰流柱排内压力损失系数与雷诺数之间的经验公式，便于工程实际应用。     

进气横流对前缘冲击流量系数的影响

对靶面为圆弧面的单孔前缘冲击流量系数进行了实验测量,通过改变进气横流和单孔射流间的速比大小来模拟一排冲击孔中各孔实际所感受横流的不同。研究了孔雷诺数和进气横流速比对流量系数的影响,孔雷诺数范围:1.5×104~4.0×104,横流速比范围:0~0.3。结果显示冲击孔流量系数随孔雷诺数的增大而增大,最大增幅7%左右;随横流速比的增大而线性减小,最大减幅15%左右。由实验数据得到了冲击孔流量系数分别与孔雷诺数和横流速比的经验关系式。     

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.