射流冷却技术研究

随着电子封装密度的不断提高,液体循环冷却已难以满足部分大功率电子冷却的要求.由于射流冷却的效率大大高于液体循环冷却,目前已成为电子冷却领域的前沿技术.本文对射流冷却基本原理进行了探讨,简述了这一领域的研究发展状况并针对应用提出作者的一些看法.     

超临界状态下RP-3航空燃料射流的数值模拟研究

为了研究高超声速飞行器主动冷却系统中的航空燃料喷射及其影响,对超临界状态下RP-3航空燃料的平孔喷嘴射流进行数值模拟,首先利用Fluent软件进行计算流体动力学(CFD)分析,然后使用多相混合物模型模拟空化两相流,最后采用全空化模型来预测高温条件下燃料的饱和蒸气压对空化产生的机理和影响——当入口压力(P_in)高达4 MPa时,分析在不同环境压力(P_∞)下,温度为333～543 K的航空燃料射流。结果发现：随着燃料温度的升高,饱和蒸气压升高,喷嘴喉部空化和出口闪蒸逐渐发生;随着环境压力的降低,压降增大导致喷嘴内的质量流量增大,喷嘴内的流动逐渐从单相流过渡到空化两相流。     

双电弧室轴线式电弧等离子体炬热特性试验研究

在航天领域,电弧等离子体技术是进行高温气体动力学试验的重要技术。文章对自稳弧型双电弧室轴线式电弧等离子体炬在不同参数条件下的总体热特性进行地面试验研究,并从电弧、气流和电极间热量传递的角度对热特性变化规律进行分析。结果表明:输入功率在104～300 kW变化时,热效率在49.1%～70.8%范围内与功率呈正相关性变化,射流的比焓和平均温度在输入功率为152 kW时达到最大值,分别为10.29 MJ/kg和5006 K。特定功率条件下,较小的电弧电流和较高的负载电压匹配能够获得较高的热效率,但射流的比焓和平均温度会降低。气体流量不变时,随着电弧电流的增大,热效率单调降低,而射流的比焓和平均温度依然提高。     

超声速气流中液体横向射流空间振荡分布建模

针对超声速气流中液体横向射流的空间振荡分布特性开展试验研究,建立射流/喷雾在纵向和三维空间内的振荡分布预测模型。试验在Ma2.1下吹式风洞中进行,采用脉冲激光背景成像方法和基于PIV原理的倾斜成像方法分别捕捉纵向和不同横截面上的喷雾瞬态分布结构,涉及的研究参数及其变化范围包括:超声速来流总压（642~1010kPa）、液体喷孔直径（0.48~2.07mm）、距离喷孔的流向距离（10~125mm）以及液气动量比（0.11~10）。通过研究,提出并定义一种用于定量描述射流/喷雾空间振荡分布的无量纲参数——喷雾分数（γ）,基于喷雾分数开展了纵向喷雾振荡分布研究,建立了纵向边界带模型,并开展了模型准确性验证。研究并发现了横截面上喷雾振荡分布呈"Ω"型,提出spray body和spray foot的分区概念,构造egg-shape曲线对spray body区域的喷雾分数等值线进行拟合,建立了egg-shape曲线方程中6个关键系数的系数模型,进而建立了超声速气流中液体横向射流空间振荡分布预测模型。     

加齿调控个性化风口流场多尺度湍涡结构的实验研究

客机座舱个性化风口是座舱环控系统中重要的送风单元,其主要作用为快速通风、换热,对乘客的热舒适起到改善作用,但现有个性化送风常引起乘客头部的强烈吹风感。本文通过对现有个性化风口进行边缘加齿的优化设计,调控风口流场中不同尺度的湍涡成分,降低吹风感,从而获得使人体更为舒适的气流流场。实验中使用高时间分辨率热线风速仪,精细测量安装不同尺寸加齿喷嘴的风口流场,采用子波分析的方法对流场多尺度湍涡成分进行分析,对比不同尺寸大小的加齿喷嘴对个性化风口流场多尺度湍涡成分的调控效果,得出齿尖间距离为5mm时,个性化风口的送风使人体更舒适。个性化风口圆环射流经过加齿调控,增强了动量、能量和质量交换,降低了含能尺度的湍流强度,从而降低了吹风感,提高了流场的舒适性。     

液体圆柱射流在气流中的破碎特性实验研究

本文采用高速相机对低速横向气流作用下的圆柱射流表面波发展及液柱断裂和破碎进行观察研究。实验喷嘴为直射式,孔径为1mm,长径比为20。工质采用水和空气;工况为:温度293K,液体射流速度为2~20m/s,雷诺数为2400~22400,横向气流速度为10~40m/s,气流韦伯数为1.6~25.6,液气动量比为5~127。高速相机帧幅为2000,曝光时间为16s。通过实验观察到横向气流气体韦伯数的变化导致射流破碎形式呈现不同形式变化,液体射流的无量纲表面波波长与气流韦伯数的-0.31幂指数方成正比;主液柱断裂点沿横向气流方向的距离随着液气动量比的增大而减小,而沿初始射流方向的距离随液气动量比的增大而增大;断裂后产生的液滴在沿横向气流方向的速度分量为横向气流速度的0.1倍左右,而沿初始液体射流方向的速度分量先呈现出与液气动量比线性增长关系,直到其变为射流初始速度的0.8倍左右并保持在这一水平。在上述研究基础上,本文拟合了低速射流表面波的波长与气流韦伯数间关系式以及射流破碎位置、射流轨迹及液柱断裂产生液滴的速度与射流初始条件间的数学关系。     

高压环境下剪切稀化非牛顿撞击射流直接数值模拟

高压环境下的撞击射流是液体火箭推进系统中广泛采用的一种燃料雾化方法,其雾化效果将直接决定最终燃烧效率。采用直接数值模拟（DNS）工具,对10 MPa高压环境下剪切稀化非牛顿直角撞击射流的三维非定常雾化特征、机理及非牛顿特性进行了研究。结果表明：高压环境下该撞击射流的雾化流场呈圆形辐射状分布并形成Mushroom头部和Ω状的局部凸起,气体中的涡量分布表现为有序贴附区和无序爆炸区两类,液膜向液丝的破碎主要受平均气体力和平均黏性力作用影响,而液丝向液滴的破碎则主要受局部流场参数影响,撞击雾化过程中液体无量纲表面积不断增长并可分为5个阶段。此外,撞击射流头部在局部强剪切力作用下其无量纲黏性系数最低降至仅0.7。     

高负荷带转速差的离心串列叶轮流动机理研究

为了充分利用材料应力极限,探索高负荷离心压气机的设计方法,在常规离心叶轮的基础上,利用新的设计思路实现了带转速差的离心串列叶轮设计,采用经过校核的数值计算方法,对带转速差的离心串列叶轮压气机内部流动进行了详细数值模拟,从性能与流场细节分析了传统离心叶轮与带转速差的离心串列叶轮的差异。结果表明:相比于常规叶轮,合理布局的带转速差的离心串列叶轮在设计点整级等熵效率提高了1.96%,压比提高了0.14;激波与附面层相互作用引起的损失减小,二次流引起的"射流-尾迹"流动结构得到抑制;叶片载荷分布得到重新分配,改善了叶轮出口流场品质,降低了叶轮出口处绝对马赫数,扩压能力与无叶扩压段的总压恢复系数得到进一步提升,从而有效提高了整级压气机全工况性能。     

非轴对称端壁造型对叶片端壁气热性能影响的研究

为了研究非轴对称端壁造型对典型燃气透平叶片端壁气动热力性能的影响,基于双控制型线非轴对称端壁造型方法,建立了间隙射流和主流掺混作用下非轴对称端壁气动热力性能的数值研究模型。在数值验证的基础上,研究了4种不同非轴对称端壁造型几何结构对叶栅端壁流动特性和气膜冷却性能的影响规律。结果表明,针对本文研究的大转折角透平叶片,在叶栅通道前部进行非轴对称端壁造型,会增强端壁的横向二次流,导致叶栅总压损失系数略有增大,会降低端壁的气膜有效度。而在叶栅通道后部进行非轴对称端壁造型,可以有效削弱端壁的横向二次流,减弱通道涡,从而降低叶栅的总压损失系数,同时,能够提升端壁横向平均气膜有效度高达22%,有利于提高端壁的气动热力性能。     

毛细流动聚焦的实验方法及过程控制

作为一种基于毛细流动制备微纳尺度液滴的技术,毛细流动聚焦（Capillary flow focusing）在工程领域具有重要应用。回顾了基于吹气式和吸气式核心装置的毛细流动聚焦实验方法,展示了完整的测试平台,介绍了施加外部激励控制流动聚焦射流破碎的实验方法。同时,给出了同轴界面的拍摄方法,可获得清晰的内外层流体界面图像。在对流体锥形收缩阶段的研究中,探讨了几何参数与流动控制参数对流体锥形的形态与稳定性的影响。在稳定锥形下,研究了流动控制参数对液体射流直径、扰动波长及复合射流界面耦合的影响,并基于光的折射定律,对复合射流外层界面透镜效应所导致的内界面失真进行了修正。在对激励作用下射流破碎的研究中,考察了射流长度随振幅的变化,建立了尺度率关系,探讨了频率对生成液滴的单分散性及粒径的影响规律,为在实际应用中可控制备单分散性微液滴提供了理论与技术支持。