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密集型阵列冲击射流换热特性实验 总被引:7,自引:2,他引:5
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Rej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. 相似文献
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半封闭通道射流冲击换热特性的实验 总被引:7,自引:5,他引:2
运用红外热像仪测试技术对半封闭通道单、双排孔射流冲击冷却进行了热像显示试验,总结了各种流动参数和几何参数对局部换热特性的影响规律:对于单排垂直射流,冲击冷却效果随冲击雷诺数的增加、孔间距与直径比的减小而得到提高,冲击间距比为2时换热效果最好;冲击孔中心线向通道封闭一侧倾斜后,射流冲击冷却的范围变窄,当冲击间距比大于2时驻点区的对流换热能力明显降低;对于双排冲击射流,在较小的冲击射流雷诺数和较大的冲击间距比下,后排射流的冲击换热效果要逊于前排射流。 相似文献
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对冲击冷却换热作了初步的实验研究和分析,实验中采用了两块冲击孔直径的冲击孔间距均不同的冲击孔板,实验结果表明,横流对冲击冷却换热的影响较大;冲击间距与冲击孔径之比为1.027-2.333的范围内,换热的努氏数随冲击间距的增大而增加;在冲击间距一定时,换热的努氏数随冷却气流流量的增大而增加。 相似文献
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针对航空发动机涡轮导叶开裂故障,通过对故障叶片冲击冷却后腔与主流流动的耦合分析,得出了故障的主要原因:故障部位内腔冲击冷却的冷气流速较低、冷气流量分配不均导致冷却不足,长时间高温工作后,内外壁压差使得叶背区域发生蠕变变形,最终形成鼓包并开裂。通过调整冲击孔径、孔数和孔排布,使得冲击冷气的流量分配更均匀,冲击流速更高,更有效地冷却叶片壁面,减小叶片后腔内外壁压差。初步计算验证表明,该改进措施有效。 相似文献
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根据典型涡轮导向叶片型面和边界条件,对简化的层板冷却叶片前缘的流动和传热特性进行数值研究.考察了两种冲击孔与气膜孔和扰流柱的孔阵排布方式、两种冲击孔轴线与靶面的夹角设置方式对叶片前缘换热的影响,计算中采用re-normalization group(RNG)k-ε湍流模型.结果表明:在气膜孔、扰流柱排布一定的条件下,不同冲击孔的模型的冷却流量相差不到1%.冲击孔数目越多和孔径越小的模型的靶面表面传热系数越高;叶片前缘表面的冷却效率越高,提高约2%.在同一种冲击孔孔阵排布方式下,冲击孔轴线和靶面的夹角对流阻和叶片前缘的换热影响不大. 相似文献
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圆直管中离散孔超声速气膜冷却实验 总被引:1,自引:1,他引:1
以圆直管中的超声速高温燃气为主流,以常温氮气为气膜介质,用实验的方法研究了离散孔超声速气膜冷却规律,主流马赫数为2,射流马赫数分别为1,2,3.结果表明:射流流量是影响离散孔气膜冷却效果的最主要因素,提高吹风比或者增大孔径,都能显著提高气膜冷却效率;在实验工况下,冷却效率与吹风比和孔径的关系可以总结成实验关联式;射流喉部直径相同、流量相同情况下,射流马赫数对气膜冷却效果影响不大;在气膜孔附近,入射角为30°的射流比切向入射时的冷却效果差,在下流远离气膜孔位置,入射角为30°的射流冷却效果优于切向入射时. 相似文献
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低Weber数射流撞击雾化的数学模型 总被引:3,自引:1,他引:2
通过分析低Weber数无粘射流撞击形成液膜雾化的特征, 由质量守恒和动量守恒, 并借鉴前人的理论和实验结果, 推导出Taylor心形波作用下计算液膜厚度和形状的近似解析式, 数值计算结果与文献所给实验数据基本吻合一致。结合矩形喷孔形成的扇形液膜的破碎理论, 进一步计算了不同撞击角下雾化形成液滴尺寸的大小及分布。 相似文献
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以甲烷/空气为研究对象,利用YA-16多闪光高速照相机对碰撞射流火焰进行了实验研究。基于带化学反应的二维轴对称Navier-Stokes方程,采用带有Superbee限制函数的波传播算法,对该现象进行了数值模拟。结果表明,对撞前,由于Helmhotz不稳定的作用,射流火焰演变成带有涡环的蘑菇云。碰撞后,在其诱导的流场和涡的作用下,形成的火焰杆的直径基本没有变化,火焰盘则沿着碰撞平面往四周发展,而其厚度逐渐变薄。计算结果和实验照片进行了比较,两者符合得较好。 相似文献
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利用激光粒子动态分析仪 (PDA)对 180°互击型层板式喷注器的喷雾特性进行了试验研究 ,测量了喷雾典型区域的液滴速度、直径、体积通量密度等参数。分析了喷注器的雾化过程和喷雾特点 ,同时重点研究了喷口槽宽、推进剂流道面积比以及推进剂喷注速度比等参数对喷雾特性的影响。试验结果表明 :喷雾沿喷口展向可分为三个明显区域 ,中间区域流量较小但雾化较细 ,从槽两端喷出的液雾流量较大但液滴尺寸较大。对于一定的流道截面比γd 和喷注速度比γv,存在一个最佳的喷嘴槽宽w使雾化质量最优。同时 ,在喷嘴槽宽合适时 ,流道截面比γd 和喷注速度比γv 的适当增大有利于改善雾化 相似文献
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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。 相似文献
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为了准确预测发动机热端部件中广泛采用的冲击射流冷却复杂的流动和换热特性,发展了基于BSL k-ω模型的超大涡模拟(VLES)高精度模拟方法,并对高雷诺数Re=4×104,两种不同射流距离2和6的单孔冲击射流及三孔冲击射流这一经典的流动传热问题进行三维非稳态高精度数值计算。同时,将分离涡方法 (DDES)和k-ωSST,RNG,Transition SST三种RANS方法的数值模拟和开发的超大涡模拟(VLES)方法进行对比。研究表明,VLES方法均能够准确捕捉冲击射流流场的复杂非稳态流动及传热特征,包括自由射流区、壁面射流区小尺度涡系和大尺度湍流结构的演化和破碎,同时冲击壁面的换热系数计算结果与实验值吻合较好。DDES方法未能准确捕捉流场复杂的小尺度湍流结构,壁面换热计算结果与实验值差异较大。RANS方法计算的换热结果与实验数据差异最大,基本未能预测到壁面换热特性。在相同的计算网格和计算方法下,VLES方法计算结果优于DDES方法,DDES方法一般好于RANS方法。这表明新开发的VLES方法能够准确地计算冲击射流相关的流动及换热问题。 相似文献
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液体射流撞击过程是液体火箭发动机常见的高效雾化方式。为了进一步探究液体射流撞击雾化过程,采用高速摄像仪和图像处理技术对两股液体射流撞击液膜的振荡行为进行了实验研究,考察了射流韦伯数(21≤We≤1356)和撞击角(2θ=60°,90°,120°)对液膜振荡的影响。结果表明,随着射流韦伯数增大(We250),撞击液膜会从竖直稳定模式转变为振荡模式,促进液膜破裂和雾化。增大撞击角能加剧液膜振荡和增加雾化角。2θ=60°和90°的液膜振荡区间为250We400,2θ=120°的液膜振荡区间为We250,无量纲振幅的时均极大值约为5。结果揭示了随着液体射流速度的增大,射流不稳定性的发展会引起撞击点的动量不平衡,进而形成液膜振荡。此外,液膜向下传播时与空气界面间的Kelvin-Helmholtz不稳定性也促进液膜振荡。 相似文献