高湍流度时全气膜涡轮叶片表面冷却和换热特性的实验研究

为获得高主流湍流度时全气膜涡轮叶片表面的冷却和换热特性,在跨声速风洞中实验研究了质量流量比(MFR)和主流雷诺数(Re)对叶片表面气膜冷却效率和换热系数比的影响。在叶片前缘布置了5排圆形孔,在吸力面和压力面分别布置了3排和6排圆形孔,实验结果由嵌入在叶片中截面的热电偶测得。实验中基于弦长的主流雷诺数的范围为3.0×105～9.0×105,叶栅出口马赫数Ma为0.8, MFR的范围是5.5%～12.5%,主流湍流度Tu为14.7%。实验结果表明:主流雷诺数升高显著增强了叶片表面的换热,使层流边界层到湍流边界层的转捩位置提前。对于吸力面S/C0.2的区域(S/C为当地弧长与弦长之比),气膜冷却效率受MFR影响明显,当MFR大于7.7%时提高MFR会导致气膜冷却效率降低;该区域的换热系数比在中低雷诺数时受MFR影响较小,在高雷诺数时随MFR升高而升高。压力面S/C-0.7区域的气膜冷却效率随MFR升高而升高,-0.7S/C-0.4区域的气膜冷却效率受MFR影响较小,对于整个压力面而言,MFR升高提高了叶片表面的换热系数。相对于叶片其它区域,压力面后半段区域和吸力面的气膜冷却效率受雷诺数影响较大。     

基于压电纤维复合材料的离心叶轮叶片高阶模态测量

为准确获取离心叶轮叶片的高阶振动特性及其模态,利用压电纤维复合材料(Marco fiber composite,MFC)对离心叶轮叶片进行模态测试。设计了MFC激励系统,提出了MFC选型、激励和测点位置的确定方法,研究了不同信号的高阶模态激励效果,并分析了MFC附加质量和刚度对叶片固有频率和模态的影响;结合有限元仿真结果,对比分析了前20阶振动模态的异同。试验结果表明:MFC具有操作简单、重复性好、信噪比高、能够稳定激励出高阶模态等优势,计算模态与测量模态吻合较好,在第6～8阶与第12～15阶之间存在模态密集区域;MFC附加质量和刚度对实验固有频率的影响低于4%。提出的MFC激励方法可用于具有较高固有频率的航空发动机部件的模态测量。     

超临界压力下碳氢燃料裂解与流动传热模拟的快速算法

为了快速预测发动机冷却通道内碳氢燃料在考虑热裂解时的流动传热特性,基于正癸烷热裂解反应机理,建立了一套模拟正癸烷裂解吸热和超临界压力传热现象的快速算法。采用三维物性库查表算法计算裂解反应混合物的热物性,同时对组分输运方程进行简化,简化后只需求解1个组分输运方程。通过与现有的实验和数值结果进行比较,检验了快速算法的计算效率和可靠性。结果表明,快速算法与求解全组分输运方程的算法精度相当,但计算效率提升了约20倍。最后采用该算法对三维矩形截面冷却通道内的超临界压力正癸烷裂解与传热过程进行数值模拟,进一步考察了本文快速算法的计算精度及其工程应用价值。     

在平板不同位置开孔的剪切稳定性分析及应力集中影响

为满足管线通过、减重、维修等需求,通常需要在结构上开孔。基于Patran和Nastran软件,针对剪切载荷下的四边简支开孔矩形平板,对其在不同开孔位置下的稳定性及口边应力集中情况进行仿真分析,并整理仿真分析结果,得到不同开孔位置对矩形平板剪切稳定性和口边应力集中的影响,供结构开孔设计使用。     

逆向进气复合角发散冷却孔流量系数试验

针对回流燃烧室外环壁面冷气与燃气流动方向相反的情况,试验研究了发散孔进气方向与环腔通道气流流动方向相反的条件下,复合角发散冷却孔流量系数随发散孔倾角(25°~55°)、偏角(90°~180°)及压降系数等参数的变化规律。研究结果表明:复合角发散孔的流量系数随倾角的增大而增大,随偏角的增大而减小;随着压降系数的增大,复合角发散孔的流量系数先呈近似线性增长,当压降系数大于0.95后,呈非线性增长且增长速度减缓。      

飞机结冰冰形测量方法研究进展

不同气象环境下飞机部件的结冰外形是飞机结冰研究不可缺少的内容,它对开展结冰气动分析、结冰防护设计、结冰飞行操作和结冰适航取证等研究具有重要意义。结合国内外冰形测量技术发展现状,从接触测量方法和非接触测量方法两个方面分别介绍了现有冰形测量技术的操作流程及测量原理,系统分析总结了各自存在的优缺点。在此基础上,结合飞机结冰和结冰风洞试验的特点,归纳了冰形测量技术下一步发展面临的挑战,包括全类型结冰的精确测量、结冰全貌三维测量和结冰生长过程实时测量等,同时,从基础测量手段与数值计算融合发展的角度,展望了冰形测量方法未来的发展趋势。     

铌掺杂ITO镀膜玻璃电磁散射特性试验

座舱玻璃镀膜是实现飞行器隐身技术的重要途径之一。利用雷达散射截面(RCS)均值增益研究铌掺杂ITO镀膜玻璃隐身性能;针对不同方块电阻的铌掺杂ITO镀膜玻璃,进行系列化RCS暗室测试,分析不同入射频率、极化方式的电磁散射特性。结果表明:方块电阻增大时电磁散射减弱,合适的方块电阻(小于40Ω/m~2)有利于实现座舱外形隐身,散射特性与金属接近,频率较高时,镜面散射波峰较窄。     

发散孔结构参数对横向波纹表面气膜绝热冷却效率的影响

针对加力燃烧室特定横向波纹结构的隔热屏发散冷却进行数值模拟,主要研究发散孔孔节距、孔径以及开孔率等3个结构参数对发散冷却效率的影响。结果表明:由于处于波纹波谷的相邻气膜射流更易于形成相干,从而在波谷形成更强的集聚效应,造成波谷附近的绝热壁面温度低于波峰区域;在相同的壁面单位面积冷气用量下,减小孔径、增大开孔率均显著改善气膜冷却效率,尤其是在发散气膜的前排起始段;发散孔流向节距大于展向节距的长菱形排布相对较优,但在小吹风比下发散孔排布节距比对展向平均绝热冷却效率的影响非常微弱。      

热冲击后气膜冷却叶片结构强度流固热耦合仿真

研究了冷气流量对气孔周围热应力的影响,为气膜冷却叶片可靠性设计提供参考。改变气孔的孔径,并建立有限元模型,结合有限元/边界元理论,通过流固热三场耦合技术获得热冲击后的叶片最大温度、温度不均衡程度及最大热应力。研究表明:增加冷气量有利于改善叶片冷却效率降低叶片温度,但也会使叶片温度不均衡程度增加,加剧尾缘气孔内的热应力载荷;增加前缘气孔直径可提升66%的平均冷却效率,有利于减缓气孔内的热应力,增加尾缘气孔的直径对冷却效率及热应力的影响均较小。此外,数值计算结果与试验及解析解较为吻合,对于气膜冷却叶片结构设计具有参考价值。      

涡轮叶片尾缘凹坑/凸起结构气膜冷却特性研究

为探究吸力面凹坑和凸起结构对涡轮叶片尾缘气膜冷却特性的影响,在吹风比M=1.1时(雷诺数Re=2.5×10~5),采用数值模拟方法,通过在叶片尾缘吸力面上加入凹坑或凸起,对涡轮叶片尾缘的冷却性能和流动机理进行了详细分析。结果表明:与原始结构相比,叶片尾缘凹坑和凸起结构提高了劈缝出口下游远距离端X/H6 (H为劈缝宽度,为4.8mm)区域气膜冷却效率,对下游的X/H6区域气膜冷却效率影响较小;三种叶片尾缘结构,沿着流向方向会产生由二维展向涡到发卡涡,再到流向涡的变化过程,凹坑和凸起结构通过抑制流体的扰动,改变流体流动情况,提高了劈缝出口下游远距离端气膜冷却效率。