Experimental study on film cooling performance of imperfect holes

An experimental study is made to investigate the film cooling performance of imperfect holes due to in-hole blockage over a flat plate. A specifically pyramid-shaped element is used to simulate the in-hole blockage. Six in-hole blockage orientations (such as leading-inlet, leading-middle, leading-exit, trailing-inlet, trailing-middle and trailing-exit) and four blocking ratios (ranging from 0.1 to 0.4) are taken into considerations. Based on the experimental results, the influences of in-hole blockage on the film cooling effectiveness and discharge coefficient under typical blowing ratios are analyzed. It is confirmed that the in-hole blockage results in a reduction of discharge coefficient related to the perfect film cooling holes, especially for the leading-exit and trailing-inlet orientations with a big blocking ratio. However, in the view of film cooling effectiveness, the in-hole blockage shows complicated affecting roles. In general, except for the leading-exit orientation, the in-hole blockages produce detrimental influence on the film cooling effectiveness.     

旋转爆震发动机燃烧室气膜出流影响数值研究

针对旋转爆震发动机（RDE）壁面的高热负荷问题,开展旋转爆震发动机燃烧室壁面气膜冷却的数值仿真,探究气膜出流与爆震波、斜激波和燃烧室流场之间的相互作用以及气膜对壁面的冷却特性。研究结果表明:爆震波对气膜的压缩和冷却孔的堵塞作用明显,气膜对爆震波整体的传播特性影响较小。受爆震波和燃烧室流场的影响,气膜出流存在周期性的摆动情况,这在一定程度上影响了壁面的冷却效果。在爆震波覆盖的壁面区域,峰值壁温下降程度有限,但时均壁温的降幅超过26.9%;在斜激波覆盖区域,随着冷气量的增加,峰值壁温和时均壁温的降幅超过32.5%和51.3%,气膜对该区域壁面的冷却效果更加明显。      

涡轮冷却叶片寿命可靠性分析参数化仿真平台

目前,涡轮冷却叶片等复杂结构的多模式寿命可靠性分析中存在各功能模块的集成与管理不成体系、参数化联合调用技术不完善的工程应用问题。针对这些问题,完善了随机不确定性下涡轮冷却叶片多模式寿命可靠性分析的工程化方法,搭建了多模式寿命可靠性分析的参数化、多软件联合仿真平台,为某型号叶片寿命可靠性分析提供合理的工程化方法及高效便捷的自动化实现工具。主要工作包括：一建立了不确定性环境下含孔、肋及空腔复杂结构网格划分和结构有限元仿真的参数化方法,实现了随机变量不同取值下仿真的自动执行,解决了可靠性理论方法应用至复杂工程结构的瓶颈问题;二在经回归处理的概率寿命曲线中考虑温度插值及多失效模式串联系统,拓展了概率寿命曲线的应用范围,使得所建涡轮叶片寿命可靠性模型更符合实际;三提出了可靠性分析数字模拟过程中嵌入包括有限元结构分析和疲劳寿命极限状态面两方面的双层自适应代理模型方法,该自适应策略可在保证寿命可靠性分析精度的基础上提高效率。通过所建平台在某型号叶片上的算例分析及与蒙特卡洛法参考解的对比,验证了所提多模式系统寿命可靠性分析工程化方法的高效和准确性及仿真平台的实用性。     

主流偏角对单排圆柱型气膜孔冷却特性的影响

数值模拟研究了主流偏角对单排圆柱型气膜孔冷却特性的影响,在气膜孔中心间距相等的计算条件下,在吹风比为1.0时,计算结果与主流和气膜孔都无偏角、主流无偏角而气膜孔有45°偏角这两种流动情况做了对比.结果显示:相对于主流和气膜孔都无偏角时,主流有45°偏角而气膜孔无偏角时气膜平均冷却效率更大,分布更均匀;相比于主流无偏角而气膜孔有45°偏角时,在气膜孔附近处,主流有45°偏角而气膜孔无偏角时气膜平均冷却效率更小,在远离气膜孔的下游位置处,气膜平均冷却效率更大.另外在吹风比为0.5和1.5条件下进行了数值模拟,结果也显示3种流动情况气膜冷却效率分布存在明显差距,有必要对主流偏角对单排气膜孔冷却特性的影响做进一步的实验和数值研究.      

旋转通道内流阻特性实验的实现与验证

针对涡轮叶片的蛇形内冷通道内流阻特性的研究,在北京航空航天大学航空发动机气动热力国家级重点实验室的旋转涡轮叶片内冷通道换热实验台上构建了旋转工况的测压系统.该测压系统具有高精度、多路选通、高压高旋转数等特点.在通道进口雷诺数从20000~70000,旋转数从0~1.025的范围内,实验研究了旋转状态下,冷态与热态流场下方形截面光滑U形通道流阻系数.实验结果与国外同类实验对比验证了构建的实验系统的可靠性和优越性.实验结果表明:低雷诺数下静止工况的流阻随雷诺数增大而增大,并在雷诺数增大到一定值后转而减小.冷态下流阻随旋转数增大而增大,低旋转数下旋转对热态流阻影响并不显著,高旋转数下热态流阻随旋转数增大而显著增大.      

A review of recent studies on rotating internal cooling for gas turbine blades

Gas turbines have been used extensively for aircraft and marine propulsions as well as land-based power generation because of their high thermal efficiency and large power to weight ratios. To further increase the thermal efficiency, numerous prior researches on gas turbine blade internal cooling have been intensively carried out, majorly under stationary conditions. However, the stationary studies neglect the effects of Coriolis and buoyancy forces, which should change the velocity, turbulence and temperature distribution under rotating conditions. To elucidate the rotational effects on gas turbine internal cooling, the extensive results collected from recent investigations are discussed, which include the rotation and buoyancy effects on the rib turbulated cooling, pin fin cooling, jet impingement cooling, dimple/protrusion cooling, latticework cooling as well as swirl cooling. The rotational effects on the friction factors and the most employed experimental and numerical methods are also presented. Moreover, recommendations for future research are outlined. Therefore, this review article provides extensive literature information for the design of the next-generation high-efficiency internal cooling for rotating turbine blades.     

一种空间极低温吸附制冷机的设计与实现

针对极低温吸附制冷技术的热沉制冷系统,系统分析了极低温吸附制冷的特性,研究了热沉温度对极低温吸附制冷性能的影响,研制了一台极低温吸附制冷机样机,工质气体为氦4,在1.5W@4.2K G-M制冷机基础上实现了50μW@0.8K的制冷性能,验证了基于机械制冷系统的更高热沉温度技术的可行性,这一成果为深空探测和载人空间站相关研究提供了技术支撑。     

多孔C/C材料发汗冷却实验研究

发汗冷却是解决高超声速飞行器关键部位热防护问题的有效方法,文章开展了以未完全致密化C/C材料作为多孔介质、水作为冷却剂的发汗冷却实验研究。设计并制备了发汗冷却平头实验模型,分别在热流密度1.1 MW/m2和1.45 MW/m2的氧-丙烷热结构考核条件下,通过测量模型内外壁温度响应,评估其发汗冷却速率。实验结果表明,冷却剂的引入极大地降低了模型内外壁温度,外壁面冷却速率高达8.8℃/s以上,未出现明显烧蚀现象。内壁面温度均保持在水沸点100℃以下,达到了可重复使用、耐长时加热的热防护要求,进一步表明了发汗冷却的巨大应用潜力。     

影响气冷式个体热防护装备致冷力的因素分析

个体气冷系统是一种致冷有效、穿着舒适的热防护装备,在设计和使用中 提高其致冷效率是至关重要的。从工程和生理上分析了影响个体气冷系统致冷力的多种 因素,包括供气温度、湿度、流量以及它们之间的相互关系、致冷面积、流量分配、隔热性 能等。得出了提高蒸发性和对流性两类通风服致冷力和舒适性的方法。为不同工况下合理设 计和选用气冷式个体热防护装备,使之具有更高的人机工效和更好的舒适性提供了参考和借 鉴作用。〖JP〗     

排气液化循环发动机推力室性能计算研究

用双流管方法分析了液膜对排气液化循环发动机推力室性能的影响。推导了发动机壁面的修正方法,给出了主燃烧区参数、边区流管参数与壁面修正、中心流管性能与双流管性能的计算模型。研究结果表明:液膜冷却会导致少量的性能损失;与常规一维流动不同,双流管的壁面修正不可忽略。