模拟涡轮叶片冷却通道的热驱动实验研究

在新型超级冷却技术机理研究的基础上,采用模拟涡轮叶片冷却通道的物理模型,对新型超级冷却热驱动换热特性展开实验研究。主要研究了旋转条件下,新型超级冷却的主要影响因素和热驱动换热特性。通过实验研究,结果表明:旋转速度、热流密度和冷气进口速度对新型超级冷却具有显著的影响,并且随着它们的增大,新型超级冷却的换热效果有不同程度的提高。      

离心力场下多孔介质的不同孔隙率对热驱动换热影响的研究

以涡轮叶片新型超级冷却技术的研究为背景,在具有冷却通道的新型冷却结构中加入多孔介质,采用实验与数值模拟相结合的方法研究了不同孔隙率条件下,新型冷却结构的热驱动换热规律,实验和计算结果基本一致.研究结果表明不同孔隙率条件下,该新型冷却结构具有相同的换热规律:随着旋转速度、热流密度和冷气进口速度的增大,该结构的热驱动换热能力逐渐增强.同时实验研究发现,随着孔隙率的增大,热驱动换热效果降低.     

离心力场下多孔层的不同厚度对热驱动换热的影响

以涡轮叶片新型超级冷却技术的研究为背景,在具有冷却通道的新型冷却结构中加入多孔介质,采用实验与数值模拟相结合的方法研究了不同多孔层厚度条件下,新型冷却结构的热驱动换热规律,实验和计算结果基本一致.研究结果表明不同多孔层厚度条件下,该新型冷却结构具有相同的换热规律:随着旋转速度、热流密度和冷气进口速度的增大,该结构的热驱动换热能力逐渐增强.同时实验研究发现,随着多孔层厚度的增大,热驱动换热效果降低.      

旋转条件下半封闭空间内多孔冲击平均换热特性实验

通过实验研究了冲击雷诺数Rej、旋转雷诺数Reω、以及冲击孔的排列方式、冲击孔到靶板之间的距离等参数,对旋转条件下半封闭空间内多孔冲击平均换热特性的影响.实验结果表明:随着冲击雷诺数的增大,多孔冲击的平均Nu数显著提高;随着旋转雷诺数的增大,平均Nu数稍有提高,但变化幅度不大;冲击孔的排列方式对平均换热效果也有一定的影响,叉排式稍优于顺排式;并且实验得出,冲击孔到靶板之间的距离为4倍冲击孔直径时多孔冲击平均换热效果最佳.     

离心力场下多孔介质中热驱动换热的实验

以涡轮叶片新型超级冷却技术的研究为背景,在具有冷却通道的新型冷却结构中加入多孔介质,用实验的方法,模拟了离心力场下该新型冷却结构的热驱动换热现象,并与无多孔介质的情况进行了比较。实验结果表明:随着旋转速度、热流密度和冷气进口速度的增大,装有多孔介质的新型冷却结构的热驱动换热能力逐渐增强。同时实验研究发现,加入多孔介质后该新型冷却结构比未加多孔介质时具有更好的换热效果。      

旋转条件下带出流孔的受限空间内冲击换热

以旋转涡轮叶片内部冷却为背景,在旋转条件下对带出流孔的受限空间内冲击换热特性进行了实验研究。在冲击与旋转方向、相反两种情况下,通过改变冲击雷诺数Rej(5 000~10 000)、旋转数Ro(0~0.003 4)、无因次温比(Tw-Tf)/Tw(0.056~0.134)对冲击靶面的平均换热特性进行了研究。研究发现,靶面的换热随冲击雷诺数的增加而变好;旋转对冲击换热的削弱在雷诺数较大时表现更明显;实验参数范围内浮升力对换热的影响较小;离心力、哥氏力等对换热的影响程度与内部空气的流动结构及出流方式有关。     

外缘轴向进气的旋转空腔主盘平均换热特性研究

某型发动机的涡轮盘腔冷却结构被简化成外缘轴向进气的旋转空腔模型,以实验方法研究了旋转雷诺数（Re_ω）、冷气雷诺数（Re_z）、哥拉晓夫数（Gr*）对主盘平均换热特性的影响。实验发现,主盘平均换热系数随冷气雷诺数的增大而增加,随旋转雷诺数的增加而下降,随哥拉晓夫数的增加而增加。根据实验结果给出了计算主盘表面平均对流换热系数的经验关系式。      

高位预旋进气转静盘腔换热实验

将某型发动机的涡轮盘腔结构简化成高位预旋进气的转静盘腔模型, 结合热色液晶先进测温显示技术, 通过实验的方法研究了转静盘间距、进气流量、旋转雷诺数以及旋流比等参数的变化对冷气降温效果和转盘换热效果的影响.实验结果表明:高位预旋进气对转盘外缘的冷却效果较好, 转盘上的温度分布呈现为同心圆形状;随着旋转雷诺数和转静盘间距的增大或者进气流量的减小, 冷气的总温降减小, 气流对转盘的换热效果变差.      

光滑楔形通道径向末端射流冲击冷却换热特性研究

为了研究在旋转状态下射流冲击冷却在楔形通道径向末端的冷却效果,在主流通道进口雷诺数为15000、旋转数为0或0.1的工况下,实验研究了不同射流孔位置、射流流量条件下的楔形通道沿程壁面换热规律。研究结果表明:射流孔附近的通道壁面换热系数被极大地增强,但冷却效果被限制在一定范围内;射流对通道内侧的影响范围要大于中部和外侧,但增大射流流量并不会增加内侧的换热系数;旋转工况下,射流影响区的换热对比静止基本上没有变化;在本实验工况下,射流不能强化沿通道径向射流孔后侧位置的换热;不同工况下的通道整体平均换热在10%以内,末端射流冲击对通道整体换热影响有限。     

旋转半受限单孔冲击局部换热特性实验

利用热膜法测量局部换热系数Nu,对旋转条件下半受限冲击射流的换热特性开展了实验研究.通过改变冲击雷诺数Re(20 00035 000)和旋转数Ro(00.003 441)等参数,讨论了旋转状态对半受限单孔冲击换热特性的影响.实验结果表明:旋转显著影响了冲击靶面的局部换热系数分布规律.在实验工况范围内,靶面局部(平均)Nu数均是先随着旋转数Ro的增加而增强,后又随着旋转数Ro的增加而减小.实验中还观察到同静止情况相似,旋转条件下半受限冲击射流的冷却效果也是随着冲击Re的增加而不断提高.      

外缘预旋进气的旋转空腔主盘局部换热及流阻特性研究

某型发动机的实际涡轮盘腔冷却结构被简化成外缘预旋进气的旋转空腔模型,以实验方法研究了旋转雷诺数（Ｒｅω）、冷气雷诺数（Ｒｅｚ）、哥拉晓夫数（Ｇｒ＊）对主盘局部换热及流阻特性的影响。实验发现,冷气雷诺数、旋转雷诺数的增大,使主盘局部换热系数在盘缘附近迅速增大,而在接近盘心时出现负值;阻力系数随旋转雷诺数的增大而减小,随冷气雷诺数的增大而增大。     

外缘轴向进气的旋转空腔主盘局部换热及流阻特性研究

某型发动机的实际涡轮盘腔冷却结构被简化成外缘轴向进气的旋转空腔模型,以实验方法研究了旋转雷诺数(Re_ω)、冷气雷诺数Re_z)、哥拉晓夫数(Gr*)对主盘局部换热及流阻特性的影响。实验发现,冷气雷诺数、哥拉晓夫数的增大,使主盘局部换热系数在盘缘附近迅速增大,而在接近盘心时出现负值。阻力系数随旋转雷诺数的增大而减小,随冷气雷诺数的增大而增大。      

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...     

高速条件下吸力面复合角孔气膜冷却特性

为探究高速条件下涡轮叶片吸力面上复合角孔的气膜冷却特性,在高速风洞中实验测量了吸力面复合角孔的气膜冷却效率与传热系数比,并通过净热通量减少(NHFR)衡量了复合角孔对吸力面的气膜冷却净收益。分析了雷诺数、吹风比以及湍流度对气膜冷却效率、传热系数比及净热通量减少的影响规律,结果表明：低雷诺数下气膜冷却效率受雷诺数影响较大,但当雷诺数增大至6.4×10⁵以上时,气膜冷却效率几乎不再变化;随湍流度的增大,气膜冷却效率整体降低,低吹风比下气膜冷效对雷诺数、湍流度较为敏感。传热系数比随气膜吹风比增加而增大,但在湍流度较大时,气膜冷却对传热系数的影响降低。湍流度的增大使NHFR有所升高。研究表明对高的湍流度工况,吹风比为0.8时复合角孔呈现最佳的气膜冷却性能。     

高位垂直进气径向出流旋转盘腔风阻效应的实验

用实验的方法对高位垂直进气转静系旋转盘的风阻效应进行了研究,研究结果表明:转盘无量纲力矩系数随着旋转雷诺数的增加而减小;转盘无量纲力矩系数随着流量系数的增加而增加;且与冷却的具体结构有关;在高旋转雷诺数时,转盘无量纲力矩系数小于自由盘无量纲力矩系数;当流量为0时,无量纲力矩系数的数值全部小于自由盘之值.     

旋转盘腔冷却问题的工程评价

对涡轮旋转盘腔的流动与换热问题,可以采用阻力评价、换热评价和温度分布评价三种评价指标构成工程评价体系。前者决定了全系统的阻力损失的大小,后两者表征了相对冷却效果和热应力水平的高低。应用该评价体系对某型发动机的实际涡轮盘腔冷却结构进行了评价,以实验方法研究了旋转雷诺数、冷气雷诺数、哥拉晓夫数和三种评价指标间的函数关系,为涡轮盘腔的冷却系统优化设计提供了优化目标。      

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。      

小空间内冲击/气膜复合冷却换热特性试验

利用相似理论的原理, 试验研究了封闭小空间内冲击/气膜复合冷却内表面的换热特性.研究中通过改变冲击Re数（1000040000）、冲击距离H和冲击孔直径D之比H/D（0.172.0）, 在2种冲击孔和气膜孔间距P和冲击孔直径D之比P/D（0, 1）条件下, 细致分析冲击Re数、H/D对复合冷却内表面局部换热特性的影响.结果表明, 在本文的试验工况中, 冲击靶板上的局部Nu数随着冲击Re的增加而不断变大, 而Nu数随着H/D的变化规律并非单调.当P/D=0, H/D=2时换热效果达到最佳;P/D=1时, 在X/D=±3范围内, 小冲击Re数条件下H/D=0.17和H/D=2的换热效果比较接近, 大冲击Re数条件下H/D=1和H/D=2的换热效果比较接近.      

涡轮叶片内部沿周边分布的竹节孔换热特性研究

根据发动机涡轮叶片内部沿周边分布的竹节孔冷却通道结构建立了简化的传热分析模型。首先通过无量纲分析得到了竹节孔的平均努塞尔数不仅与雷诺数和普朗特数有关,还与“竹节”形状、通道外壁形状以及流体和固体的导热系数比等参数有关。然后,对雷诺数和冷却通道几何参数对竹节孔平均努塞尔数的影响进行了数值模拟研究,计算并对比了上述参数对平均努塞尔数的影响规律,结果表明：（1）“竹节”结构使平均努塞尔数显著增大,而通道外壁形状主要影响了局部热流密度和局部努塞尔数的分布情况;（2）随着通道内的雷诺数和“竹节”的节高/孔径比的增加,平均努塞尔数单调增大。但以增大节高/孔径比的途径来提高平均努塞尔数时,阻力系数迅速增大;（3）可通过增大雷诺数和优化节距/节高比来提高竹节孔的平均努塞尔数,计算表明最佳节距/节高比约为10。     

涡轮叶片前缘气膜冷却换热实验

针对某型涡轮叶片放大模型的前缘冷却结构气膜冷却效果开展了细致的实验研究,利用红外热像仪测量了叶片表面的温度场分布,分析了前缘的气膜孔倾角、吹风比、主流雷诺数等参数对绝热冷却效率和压力损失的影响.实验中前缘的3排气膜孔倾角变化范围是35°~90°,主流雷诺数变化范围是76112~142624,吹风比变化范围是0.44~2.64.结果表明:气膜孔倾角越小,前缘驻点附近的气膜覆盖效果越好;气膜孔倾角为45°的叶片压力损失系数最小,气膜孔倾角为75°的叶片压力损失系数最大;主流雷诺数增大,绝热冷却效率下降,压力损失系数增加;吹风比增大到1.32时,绝热冷却效率达到最大,吹风比再增大绝热冷却效率反而下降.