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单、双层壁火焰筒壁面冷却效果比较试验研究 总被引:5,自引:0,他引:5
在纯气膜壁面冷却设计的单层壁短环形燃烧室试验件基础上 ,设计了局部双层壁结构 ,构成冲击 逆向对流 气膜复合冷却 ,并进行了单层壁火焰筒与双层壁火焰筒壁面冷却效果对比试验。结果表明 :相对单层壁的纯气膜冷却 ,由双层壁形成的冲击 逆向对流 气膜复合冷却方式使气膜段最高壁温下降、沿气膜流动方向壁面温度梯度减小。 相似文献
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高温升火焰筒壁面及头部复合冷却设计分析 总被引:1,自引:0,他引:1
某燃烧室火焰筒壁面采用冲击+逆向对流+气膜冷却技术,火焰筒头部采用冲击+对流冷却技术。本文通过计算并与试验结果对比分析表明:该火焰筒的冷却设计基本合理、可行,经进一步的改进和完善后。可作为高温升燃烧室火焰筒的优选设计方案之一。 相似文献
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对具有陶瓷涂层带冲击的双层壁冷却结构的环形燃烧室火焰筒进行了传热分析 ,用有限差分法建立了二维壁温计算的数学模型 ,用区域法建立了燃气全场辐射模型 ,并采用对流 -导热 -辐射耦合迭代计算方法编制了计算机程序 ,通过实例计算了双层壁火焰筒的壁温 ,计算结果表明 :采用燃气全场辐射模型比采用一元径向燃气辐射模型更加合理 ;陶瓷隔热涂层具有明显的隔热效果 ,可以有效地降低金属壁面的温度 ,在高温条件下使用效果更好。 相似文献
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环管型燃烧室火焰筒壁温气热耦合数值模拟 总被引:1,自引:0,他引:1
针对某型燃气轮机运行时回流式环管型燃烧室的火焰筒常发生烧蚀和裂纹,需获取其火焰筒壁温分布特点,进行分析以提出改进措施.全面考虑固体导热和辐射传热、气体与固体间的对流换热以及火焰和燃气的辐射,对燃烧室进行三维气热耦合数值模拟计算,获取流场、温度场以及壁温分布信息,并结合实验验证了三维气热耦合数值模拟能够较有效预测火焰筒壁温分布.由模拟结果知该型火焰筒壁温未超过设计值1 223K,但在联焰管与筒体连接处以及多个主燃孔处的温度较高、温度梯度较大,需要对这些部位的冷却方案进行改进. 相似文献
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有隔热涂层的火焰筒壁温计算方法 总被引:3,自引:0,他引:3
提出一种适用于有无隔热涂层时考虑火焰筒壁面温差的燃烧室火焰筒壁温分布的计算模型和方法。通过计算结果与试验结果的比较证明所建立的程序可有效地预估气膜冷却火焰筒的壁温分布 ,并为火焰筒强度寿命预估提供了基础。计算结果表明隔热涂层在一定程度上降低了火焰筒的壁面热流 ,对火焰筒壁起到了保护作用 相似文献
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叶片内部蒸汽冷却的数值模拟 总被引:1,自引:1,他引:1
在某燃气轮机第二级导向叶片的基础上,对叶片内部进行了设计并采用内部蒸汽冷却方式.采用非结构化网格和Realizable k-ε紊流模型,对同时带15°,30°和45°肋的叶片内外流场以及叶片本身进行了三维热耦合的定常数值模拟.热耦合采用在流固耦合面的热对流和固体导热来实现.内部冷却介质选用比空气热容大,粘度低的水蒸汽.结果表明:带肋的通道流场非常复杂,扰流肋的存在使各壁面的换热都得到了增强,相对于光滑通道换热显著,有明显的冷却痕迹,冷却效果明显;采用蒸汽冷却比用空气冷却效果要好;压力面温度普遍低于吸力面温度. 相似文献
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考虑发动机冷却通道固壁内耦合导热影响的低温甲烷超临界压力传热研究 总被引:4,自引:0,他引:4
在考虑发动机冷却通道固壁内耦合导热影响的情况下,开展了低温甲烷在矩形冷却通道中的超临界压力湍流换热数值模拟研究;仔细分析了热流密度及管道几何形状对低温甲烷超临界压力下的流动和传热的影响;得到了流体速度、壁面温度、壁面热流密度等参数的详细变化情况以及Nusselt数的变化规律。计算结果表明:在考虑流固耦合作用时,上壁面施加的热流有一部分会通过固体壁面内的热传导,经由侧壁面传入超临界压力流体,并且随着热流密度的增加,经侧壁面传导的热流所占的比例也会随之增大;减小冷却通道内截面的高宽比,可以提高超临界压力下的换热效果,但流动压降会大大增加,因此冷却通道高宽比的选择需综合考虑传热与压力损失的影响,可以引入热性能参数作为参考;修正的Jackson&;Hall对流换热关系式基本可以适用于本文中的各种工况。 相似文献
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为了解圆转方内喷管再生冷却的换热特性,采用数值模拟的方法,分别对内喷管燃气、壁面和冷却液建立不同的控制方程,进行流动和传热的耦合计算,得到了内喷管和冷却液的流场和温度场。计算结果表明:转方之后的扩张段,如果型面不连续,间断点之后出现压缩波,波后壁面的温度和热流密度出现峰值,成为另一个危险截面;而且不连续壁面的温度高于光滑壁面的温度,使扩张段圆周方向壁面温度分布不均匀,造成热应力的不均匀;冷却肋和高导热系数的锆铜加强了冷却通道的换热,使冷却肋附近的气壁温度低于冷却通道底部气壁的温度。 相似文献
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大弯管冲击/发散冷却特性的数值计算与分析 总被引:1,自引:0,他引:1
采用Fluent 软件对大弯管多方案冲击/发散冷却特性进行了流固耦合传热计算,得到了不同方案的壁温和综合冷却效率的分布规律,并开展了大弯管壁温试验。结果表明:①流量系数和总压损失系数与当量流动面积有关,当量流动面积相同时,各方案的流量系数及总压损失系数相差不大;②在当量流动面积相同的条件下,增加发散孔开孔面积、减小冲击孔开孔面积对提高综合冷却效率有利;③发散孔及冲击孔的排布形式会影响综合冷却效率,在孔数、孔径、开孔面积均相同的条件下,六边形排布优于菱形排布。 相似文献
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冲击/发散冷却层板隔热屏冷却性能及对比 总被引:4,自引:1,他引:3
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%. 相似文献
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为了预测液体火箭发动机推力室的复合冷却性能,建立了推力室再生冷却通道和超临界氢的三维仿真模型以及推力室内燃气和超临界氢膜的轴对称二维仿真模型。通过边界耦合发展了液体火箭发动机推力室复合冷却流动与传热的数值仿真方法。对航天飞机主发动机推力室内部燃气、超临界冷却膜、室壁和再生冷却剂进行了流动与传热耦合计算仿真研究。研究表明,仿真方法可较好地预测推力室燃气及再生冷却剂的流动和传热,计算得到航天飞机主发动机的燃气侧壁面最高热流密度为129MW/m2,最高壁温为885K,冷却剂温升为192K,压降为8.8MPa,结果与已有数据吻合较好。模型和仿真方法可用于液体火箭发动机推力室冷却系统传热计算和冷却结构的优化设计。 相似文献