不同湍流度下吹风比对涡轮导向叶片吸力面气膜冷却的影响

采用基于窄带热色液晶测量的瞬态全表面传热测量技术,研究了不同主流湍流度下的吹风比对涡轮导向叶片气膜冷却的影响,获得了叶片吸力面侧圆柱形孔排气膜冷却效率和表面传热系数比的全表面分布数据。结果表明:由于气膜射流与主流掺混的相互作用会随着主流湍流度的变化而变化,因此在主流湍流度不同时,吹风比对气膜冷却效率和表面传热系数比的影响规律会有所不同;主流湍流度较小时,吹风比的增大会显著减弱气膜覆盖效果与气膜冷却效率,但是在大湍流度下,吹风比的影响较弱,尤其是在远下游区域;相同的主流湍流度条件下,吹风比的增大会使得表面传热系数提高,但是在大湍流度下,换热增强效果较弱;相同吹风比下,高湍流度下的表面传热系数比相对较小。      

气固热耦合对微尺度气浮轴承微振动的影响

基于气体润滑理论和稀薄气体动力学,结合边界滑移和气固热耦合分析技术,研究考虑温度影响引起的气浮轴承气膜局部变形问题对气旋与微振动的影响。研究结果表明:气膜的最大形变量随温度升高呈线性增长;考虑热耦合的气旋移动速度要明显小于传统数值分析方法所得结果,且耦合条件下不同工作温度对气浮轴承微振动的影响也不相同;结合实验可得,随温度的升高,微振动强度逐渐降低,但温度升高并不改变其固有频率;不同气体环境影响着气旋的移动速度和微振动强度,其中分子数大小起主要影响作用。实际工作过程中应充分考虑环境因素带来的影响以减小微振动。      

突肩叶尖开槽对叶尖间隙流动和冷却特性的影响

为了分析不同叶尖形式下的间隙泄漏流动,采用标准k-ε两方程模型求解雷诺平均N-S方程组的数值方法,研究了突肩叶尖开槽对叶尖流动和冷却特性的影响,气膜孔位置、机匣相对运动和吹风比也在考虑范围之内,详细分析了间隙泄漏流场、泄漏流量、泄漏损失以及叶尖气膜冷却效率。研究结果表明:突肩叶尖前缘和尾缘开槽均会使间隙泄漏流量增大,且随着开槽长度的增加而增大。压力侧尾缘开槽会使间隙泄漏损失增大,叶尖气膜冷却效率略微降低;吸力侧尾缘开槽会使得部分泄漏流从开槽处流出间隙,抑制泄漏流与主流之间的掺混,从而减小泄漏损失,并且会使叶尖气膜冷却效率增大;吸力侧前缘开槽对间隙泄漏损失和叶尖气膜冷却效率没有明显影响,但是从前缘进入凹槽内的泄漏流会改变叶尖表面气膜冷却效率的分布。吹风比增大时叶尖结构对叶尖气膜冷却效率的影响减小。机匣相对运动会减小叶尖间隙泄漏流量、泄漏损失和叶尖气膜冷却效率,但是突肩开槽的影响规律不变。     

气膜孔附近粒子沉积特性的数值研究

研究了气膜孔附近的粒子运动与沉积特性,重点研究了粒子直径和气膜出流吹风比对粒子运动与沉积特性的影响. 基于EI-Batsh粒子沉积模型,考虑了粒子的黏附/反弹和离去机制,编制了相应的粒子沉积计算模块集成在Fluent软件中,并利用相关实验数据对该计算方法进行了验证.结果表明:1,2μm直径粒子沉积率随吹风比增大而增大;3,4μm直径粒子沉积率则随吹风比增大而减小.1μm直径粒子易受气膜出流卵形涡对的卷吸作用而沉积于相邻气膜孔之间区域,当吹风比为2时粒子沉积率比吹风比为0时高约5倍;5μm直径粒子运动轨迹受气膜出流影响较小.总体沉积率随吹风比升高而不断降低,吹风比为2时总体沉积率比吹风比为0时减小1.7%.      

湍流度和吹风比对叶片前缘双出口孔射流冷却效率影响

为了探讨湍流度对一种新型气膜孔射流气膜冷却影响,利用商业软件提供的有限体积法求解N-S方程,对湍流度分别为0.4%、10%和20%时的双出口孔射流冷却效率进行数值模拟。吹风比变化范围为0.5到2.0。首先将圆柱孔射流冷却效率计算结果和实验数据进行了对比,二者吻合较好。计算得到了双出口孔射流气膜冷却下的流场、径向平均冷却效率。结果表明,湍流度和吹风比对冷却效率都有较大影响。湍流度为0.4%和10%时,最高冷却效率在吹风比1.0时获得;湍流度30%时,最高冷却效率在吹风比2.0时获得。吹风比0.5和1.0时,冷却效率随着湍流度的增加而降低;吹风比2.0时,冷却效率随着湍流度的增加而增加。     

航空发动机气膜密封技术的发展

动密封技术是航空发动机关键技术之一,对发动机整体性能具有重要影响。气膜密封结构是一种性能先进、潜力巨大 的航空发动机密封型式。介绍了几种典型气膜密封结构的工作原理、结构特点和发展历程,分析其在航空发动机上应用中的存在 的优势和问题。从理论研究、试验研究2方面综述了国内外气膜密封技术的发展现状。对航空发动机气膜密封技术的发展现状 和需要关注的研究方向进行了总结,表明气膜密封是航空发动机密封技术中具有巨大发展潜力的重要方向,但已有的大部分气膜 密封技术尚不能满足高性能航空发动机的技术需求,仍需要加快相关基础技术的研究与发展。     

涡轮叶片前缘旋流-气膜复合冷却内部流动传热特征实验和数值模拟

为了提高涡轮叶片前缘的冷却效率,本研究提出了一种偏置冲击孔的旋流-气膜冷却结构。在20000～50000雷诺数范围内,对冲击孔居中和偏置分别开展实验研究和数值模拟,得到了两种结构的内部传热、流阻和流场特性。实验通过瞬态液晶热像技术获得前缘内表面的详细努塞尔数分布,并结合数值模拟的结果分析了流场特征,对强化换热的机理做出解释。实验结果表明：叶片前缘内部旋流使总体平均努塞尔数提高4.0%~9.4%,同时压力损失降低5.6%~6.4%。数值模拟结果表明,偏置冲击孔利用叶片前缘曲率较大的结构特性产生了强烈的旋流,使高换热区的面积显著增加,改善了内部换热的均匀性。     

利用上游沙丘形斜坡增强气膜冷却

在平板上开设单排气膜孔,并通过红外测温法,实验研究了四个典型吹风比(0.5、1.0、1.5和2.0)下圆柱形气膜孔(CH)安置上游沙丘形斜坡(SDR)的绝热气膜冷却效率,并与平直楔形斜坡(SWR)进行了对比,同时结合数值模拟对不同形状的上游斜坡作用机制进行了剖析。研究结果表明：相比SWR,SDR可以诱导出特有的反肾形涡对,因而其在强化气膜冷却方面更具优势。在小吹风比下(吹风比为0.5),SWR和SDR可以分别提高特定区域(孔下游15倍孔径范围内)的面积平均气膜冷却效率达26%和75%左右,在高吹风比下(吹风比为1.5),两者的相对提高幅度分别高达100%和150%左右。     

射流角度对姊妹孔气膜冷却效果影响实验研究

为了分析主孔与侧孔射流角度对逆向射流姊妹孔平板模型气膜冷却效率影响,采用压力敏感漆(PSP)技术对单孔顺流与5种姊妹孔在四种吹风比(BR)下的绝热气膜冷却效率进行研究。结果表明姊妹孔在所有吹风比下气膜冷却效果均优于单个圆孔正向射流。低吹风比(BR=0.5)时,姊妹孔气膜冷却效果相近,但顺流姊妹孔气膜冷却效果最佳;中吹风比(BR=1)、高吹风比(BR=1.5,2)下,侧孔顺流的逆向射流姊妹孔气膜冷却效果最佳,相比于单孔射流的面平均气膜冷却效率可提高366%,677%,727%。逆向射流可令姊妹孔获得更高的气膜覆盖率,具有复合角度的侧孔射流可在低、中吹风比下增加逆流姊妹孔的展向气膜覆盖率,但在高吹风比下,对姊妹孔下游流向气膜冷却效果产生较差影响。     

不同孔型对高超声速逆喷流气膜冷却影响

主要对不同孔型在不同质量流量下对高超声速逆喷流气膜冷却影响规律开展研究,得到不同孔型对气膜冷却效果的影响规律。采用CFD计算方法,对飞行高度为50 km,飞行马赫数为15条件下圆柱孔、收缩孔、扩张孔、收缩-扩张孔4种孔型开展研究。研究显示:小流量供气时,收缩孔和圆柱孔会出现长穿透模态(LPM)工作状态,扩张孔和收缩-扩张孔则不会出现;随着喷流流量的增大,喷流会从LPM转向短穿透模态(SPM),此时继续增大气膜喷流流量,并不会显著增大冷却收益。综合整个流域的变化,扩张孔在高超声速飞行器头部逆流喷流气膜冷却中是比较稳定可靠的气膜冷却孔。