密集型气膜出流内部冷气侧换热特性实验研究

航空发动机涡轮叶片前缘大多采用密集型气膜冷却技术。针对这种复合冷却方式中密集型气膜出流的无冲击冷却内部换热特性进行了大量实验研究,得出了气膜出流与来流密流比、来流雷诺数以及出流开孔面积比对换热特性的影响,并在实验参数范围内整理出了换热准则关系式。其结果及准则关系式对叶片的结构设计具有直接的指导意义。      

稀疏型气膜出流内部冷气侧换热特性实验研究

目前航空发动机涡轮叶片的弦中区大多采用稀疏型(相对叶片前缘)气膜冷却技术。实验研究了这种复合冷却方式中带有冲击射流和没有冲击射流两种情况下的稀疏型气膜出流内部冷气侧换热特性,通过对大量的实验数据分析,得出了诸多流动及几何参数对叶片内表面换热特性的影响,并在实验参数范围内整理出了换热准则关系式。其分析结果及相应准则关系式对叶片的结构设计具有直接的指导意义。      

燃烧室室壁冲击／气膜复合冷却壁温分布研究（二）理论部分

在考虑轴向导热的基础上，结合壁温分布实验数据，用纯气膜及冲击换热的研究成果，发展了计算纯气膜，夹层气膜及／气膜复合冷却火焰筒一维壁温分布计算程序，计算结果与实验结果二者基本吻合，研究表明，在冲击／气膜复合冷却计算中，应充分考虑Ｃｍ的值随Ｇｃ增大而增大的情况，且冲击／气膜冷却中的Ｃｍ取值高于纯气膜及夹层气膜冷却计算的Ｃｍ取值，本程序可用于纯气膜、夹层气膜及冲击／气膜复合冷却火焰筒一维壁温分布的初步分     

燃烧室室壁冲击／气膜复合冷却壁温分布研究 （一）实验部分

在模拟实际燃烧室室壁加热情况下，对三组不同几何参数的冲击／气膜复合冷却结构进行了热态实验研究，得到了不同冷却气流量下沿轴向的壁温分布，并与纯气膜和夹层气膜冷却的相应实验结果进行了分析比较，冲击／气膜冷却效果优于纯气膜和夹层气膜冷却。     

双层壳型冲击/气膜复合冷却效果的实验

以双层壳型冲击/气膜复合冷却结构的平壁模型作为研究对象, 进行了该种冷却结构的复合冷却效果实验研究.研究中改变冷热气流吹风比M, 冲击距H/d, 冲击孔和气膜孔间距与冲击孔直径之比P/d等参数, 利用红外热像仪拍摄实验件的温度分布.研究结果表明:上述参数均影响双层壳型冲击/气膜复合冷却效果, 而且影响规律表现出较强的关联性.随着吹风比的增加, 复合冷却效果逐步增强;在实验工况条件下, 存在一个最佳冲击距H/d范围使得复合冷却效果最佳;同时在冲击孔和气膜孔之间也存在一个最佳的P/d范围, 使得复合冷却效果达到最大.当H/d=0.5和P/d=4时, 双层壳型冲击/气膜复合冷却结构能达到最佳的冷却效果.      

冲击/发散复合冷却方式发散壁换热系数研究

对航空发动机的一种先进冷却方式,冲击/发散复合冷却方式的发散壁燃气侧换热系数进行了试验研究。考虑了影响燃气侧换热系数的流动和几何参数,它们是主流雷诺数、吹风比以及几何结构。采用比较法研究燃气侧换热系数,基准换热系数与经典传热准则计算值相比,精度在±7%以内。研究发现主流是充分发展湍流时,主流雷诺数对发散壁燃气侧换热系数基本无影响,而吹风比和几何结构是主要的影响因素。多排气膜叠加,也使得换热增强系数沿流向增加。对实验结果总结了经验关系式,可以用于该种冷却结构的传热设计和校验。      

冲击粗糙肋壁面流动特性实验研究

对有初始横流的冲击粗糙肋壁面的流场进行了流动特性实验研究 ,通过对大量实验数据的整理、分析以了解多种流动和几何参数对其流动特性的影响规律 ,为优化设计涡轮叶片内部冷却结构提供相应依据     

冲击粗糙壁面复合冷却实验研究

对有初始横流的冲击粗糙壁面复合冷却技术进行了实验研究。由以往研究可知,影响换热效果的因素很多,主要可分为流动参数和几何参数。本文主要通过实验以了解各种流动参数、几何参数对换热特性的影响规律,并对其结构设计提出有价值的参考意见。      

涡轮叶片复合冷却的实验研究

按照涡轮叶片复合冷却的全过程 ,本文由三部分组成。首先 ,研究了冲击射流对复合冷却叶片前缘内壁的冲击—对流冷却 ,从而整理出在驻点处的内换热系数经验公式以及沿前缘内壁的换热系数变化规律。其次 ,研究了由于从气膜孔喷出的射流引起的气膜冷却效果在不同的吹风比下沿前缘外壁的变化规律。第三 ,由于气膜射流对主流的扰动作用 ,造成了传热的强化 ,由此 ,本文整理出一组局部外换热系数的经验关系式     

涡轮叶片前缘复合冷却实验

为研究涡轮叶片复合冷却传热特性,建立了涡轮叶片复合冷却实验测试平台,对叶片前缘区域进行了射流冲击+气膜冷却实验测试,详细研究了冷气吹风比M、前缘位置、主流雷诺数Re以及温度比T_g/T_c对冷却效率的影响规律。实验结果表明,冷却效率随吹风比的增大而增大,随T_g/T_c的增大而减小。本文实验条件下, 最佳吹风比约为1.0;越靠近前缘驻点,冷却效率越大;主流雷诺数对冷却效率的影响不大,但总体上仍表现出雷诺数越大,冷却效率越高。     

叶片弦中区内部气膜孔局部换热特性实验

对叶片弦中区内部有、无冲击射流的气膜出流冷却方式中,冷气侧气膜孔局部换热特性进行了实验研究。无冲击射流时,主要研究了来流雷诺数、气膜出流与横流密流比的变化对气膜孔局部换热特性的影响;研究发现,气膜孔局部的换热均随两者的增加而强化,且孔后的换热要好于孔前的换热,越靠近孔的地方换热越强,并对倾角为30°和90°时气膜孔的“溢流效应”进行了比较。有冲击射流时,改变冲击雷诺数、横流射流密流比等流动参数,通过对数据整理得出了这些参数对其局部换热特性的影响规律。      

冲击加气膜组合式换热效果的试验研究

通过瞬态试验的方法,研究了涡轮叶片弦中区所采用的双层腔冷却结构的换热特性,讨论了冲击孔与气膜孔的相对位置和射流进口雷诺数对冲击板表面换热效果的影响,分别对2个试验模型的换热特性进行了比较。综合分析表明,模型的换热特性由2个换热因素控制,即冲击换热作用和气膜孔抽吸换热作用。     

射流冲击换热系数的高精度热色液晶测试

采用高精度热色液晶测试技术对阵列射流冲击的冷却表面局部换热系数分布进行试验研究。研究了射流冲击间距、射流孔排列方式和初始横流等因素对换热特性的影响。热图像真实地反映出每一股射流的冲击冷却局部换热特征。热色液晶用于换热系数分布的定性和定量测试是非常有效的。     

冲击冷却局部换热特性的实验研究

木文研究了用单排圆射流冲出冷却的方法来模拟涡轮叶片前缘的局部换热特性。通过对大量实验数据的分析研究,发现局部换热系数的分布曲线是一个分段函数:驻点区为高斯分布函数,壁射流区为幂函数分布。文中还分析了射流雷诺数、射流孔与试验靶之间的无因次距离、冲击管和试验靶的无因次结构尺寸等对局部换热系数及其分布的影响。最后,用最小二乘法整理出一组描述冲击冷却局部换热特性的经验公式。这些公式对冲击冷却叶片的设计具有一定的工程实用参考价值。      

半封闭肋化通道射流冲击换热特性的数值计算与实验验证

 运用数值计算的方法对半封闭肋化通道单排孔射流冲击冷却进行了三维模拟,并采用红外热像测试技术对冲击靶面的温度分布进行了实验研究,揭示出各种流动参数和几何参数对冲击射流传热特性的影响规律。研究结果表明：数值计算与实验特征基本吻合;冲击间距对肋化部分的换热影响较大,在本文研究范围内,Z-n/d=1时壁面射流区的换热效果最好;由于产生了两个方向的二次流,V型肋化通道在壁面射流区获得了最佳换热效果。     

航空发动机帽罩热气膜防冰的加热特性

针对复合材料帽罩采用的一种热气膜防冰系统,采用计算流体力学方法研究了其内部冲击换热和外部气膜加热效果。发展了二维轴对称计算方法并与全三维计算结果进行了对比,搭建了热气吹风实验台,利用红外测温仪和热电偶测量帽罩温度,验证了数值计算方法。全面研究了不同射流雷诺数、相对冲击距和气膜缝结构参数对热气加热特性的影响,结果表明:增大射流雷诺数有利于提高内部冲击换热效果和外部气膜加热效果;最佳相对冲击距随射流雷诺数的增大而增大,射流雷诺数为10000~40000范围内最佳相对冲击距在5~8内取得;气膜射流能大幅提高缝后外壁面温度,加热效率与气膜缝宽和位置有关,前缘开设的气膜缝还会提升前缘冲击换热效果。      

带射流孔板矩形扰流柱通道内的壁面换热

为了研究射流冲击对扰流柱通道内壁面的换热,以及射流孔板与扰流柱前缘的距离对通道换热的影响规律,采用薄膜加热片作为加热器提供等热流边界条件,对带射流孔板的矩形扰流柱通道进行了换热实验。实验结果表明在通道中布置扰流柱可以明显增强通道换热,且在扰流柱排前放置射流孔板可进一步对换热进行强化。实验还发现,射流孔板与扰流柱的间距不同,对通道换热的影响不同;在间距相同的情况下,射流孔板对不同位置的扰流柱换热的影响程度也有所差异。     

阵列射流冲击冷却局部对流换热特性的数值计算与实验研究

运用数值计算的方法对具有初始横流的阵列射流在不同的排列方式、不同的冲击间距和不同的横流/射流质量流量比下的流动换热进行了三维数值研究,并采用热色液晶测试技术对阵列射流冲击的冷却表面温度分布进行了试验研究,获得了每一股射流的冲击冷却局部对流换热系数分布的特征。研究结果表明本文的计算结果与实验特征是基本吻合的。