印度国家宇航实验室对冷却燃气涡轮叶片的研究

回顾了印度国家宇航实验室1982年以来对燃气涡轮发动机冷却涡轮叶片片领域所进行的研究工作,着重介绍了在不同的自由流紊流度,压力梯度,燃烧室出口流场等条件下涡轮叶片表面换热系数分布的分析和实验研究,以及叶片内冷却通道中平均流动和换热系数分布方面所作的研究,还介绍了涡轮叶片的新颖冷却方法和真实冷却叶片三维温度场有限元分析程序。     

组合发动机微细通道氦加热器设计与流动换热

氦加热器是预冷组合发动机中重要的换热器之一,其原理是利用燃气燃烧的热量提高氦气做功能力,进而提升整个循环系统运行效率.研究中首先设计了蛇形管式、瓦片式、辐射式三种微细通道氦加热器.其次,基于FLUENT15.0软件对微细通道氦加热器管内外的对流换热系数和流动阻力进行了研究.对比模拟结果和经典关联式的计算结果,确定了适用...     

双辐板涡轮盘盘腔单向流固耦合分析

为减轻质量、提高冷却效率,针对下一代高推重比涡扇发动机高压涡轮盘的优化设计,基于3维双辐板涡轮盘模型进行单向流固耦合分析,通过定常流动换热分析得到该结构盘腔中的流场、压力场和温度场分布,将盘腔表面压力分布和盘体上的温度分布作为载荷传递给盘体,对盘体进行应力分析得到应力场,从而建立起温度场和应力场的直接关联,总结出盘腔转速是影响盘体最大等效应力的关键参数,为双辐板涡轮盘的冷却设计和结构优化提供了数据支撑。     

三角形涡发生器综合换热性能全局优化和知识挖掘

为了强化布置三角形涡发生器的U型通道综合换热性能,耦合基于子元模型的全局优化算法、三角形涡发生器参数化方法、三维RANS方程求解技术与基于总变差分析的知识挖掘技术,建立了高效的三角形涡发生器综合换热性能优化与知识挖掘方法。在验证本文数值方法正确性的基础上,以综合换热性能最优为目标函数,对布置于U型通道内的三角形涡发生器进行设计优化与知识挖掘。优化后,最优设计的三角形涡发生器诱导产生的下洗涡对的强度和间距增加,使得U型通道的综合换热性能相对提高了14.5%。同时对设计空间进行知识挖掘,筛选对综合换热性能影响显著的设计变量,分析显著变量对目标函数的影响机制。结果表明:三角形涡发生器的高度对通道换热能力和阻力损失的影响最为显著,而三角形涡发生器的宽度对通道综合换热性能的影响最为显著。     

大型空间环模设备热沉管网系统仿真计算

文章结合某大型空间环境模拟设备,建立了复杂热沉管网的计算模型。利用Flowmaster软件,对热沉管网的流动和换热现象进行了模拟计算。根据计算结果,对该大型管网热沉的结构改进提出了意见,并进行了对比分析。改进后的热沉管网系统在流量和温度均匀性方面均有较大的改进。     

基于MRV的菱形肋柱冷却通道三维全流场分析

在研究核磁共振成像测速（MRV）技术测速核心方法的基础上，成功实现了在10 min内对大宽高比肋柱通道200×100×25个空间点上三维全场速度的测量，并对流场结构进行了深入的解析。将MRV测得的通道中心截面速度分布与粒子成像测速（PIV）的实验结果进行了对比，两者吻合良好。利用MRV测得的空间三维速度分布解析了菱形肋柱与端壁附近复杂的三维流场与涡量场，发现端壁附近流体靠近肋柱时，先向下冲击端壁，仅在肋柱前缘两侧形成马蹄涡，随后绕过肋柱两侧尖角处向上抬升，端壁边界层内的涡，迅速演变为肋柱两侧尖角附近以及下游的剪切层涡。     

液态水含量对防冰表面水膜流动换热的影响

为了研究液态水含量对防冰表面水膜流动换热的影响,基于机翼防冰表面水膜及空气相互作用机理,并考虑水膜表面传热传质过程,建立了水膜与空气的流动换热模型,得到溢流水膜及空气边界层流动换热的积分控制方程,通过对比文献试验结果验证了模型的准确性.在此基础上,比较了不同液态水含量条件下防冰表面水膜厚度及主要热流量的分布情况.结果表明:液态水含量对水膜沿表面厚度分布有明显影响,而对换热过程中各项热流的影响主要集中在水滴撞击区域,加热热流与散热热流随液态水含量的增加呈现相反的变化趋势.     

单排突片激励热射流作用下楔形凹腔表面对流换热研究

为了改善发动机整流支板凹腔防冰结构热气射流冲击换热效果,在常规圆形射流孔上采取了突片激励,通过三维内外流耦合数值模拟的方法研究了突片数量、突片穿透比(l/d)以及射流冲击间距(H/d)对楔形凹腔表面换热的影响。研究结果表明:突片能够提高射流核心区的速度和湍流动能,使得冲击换热效果增强;相对于圆形射流孔,4-tabs,6-tabs和8-tabs所对应的的楔形凹腔表面温度和Nu数分别提高了1.2K,2.3K,2.8K和17%,28%,33%;凹腔表面温度随着突片穿透比的增大而有所提高;射流冲击间距(H/d)对凹腔内部对流换热有很大的影响,无突片激励作用时,H/d=6的凹腔表面最高温度和Nu数比H/d=12提高了7.2K和67%;在突片激励作用下,H/d=6时的凹腔表面最高温度和Nu数分别比H/d=12时提高了8.5K和90%。突片数量和突片穿透比的增大都会引起次流总压损失的增加。     

航空发动机涡轮机匣温度试验对比验证研究

涡轮机匣结构复杂且工作环境比较恶劣,直接利用发动机部件开展机匣表面换热规律研究难度极大.通过采用简化模型的基础研究结合某发动机部件试验验证的方式进行研究.在基础研究中,取涡轮机匣的1个周期性扇段作为研究对象,对机匣结构中的一些圆弧、倒角、倒圆等结构进行了简化,采用数值计算和瞬态液晶测试技术获得了涡轮机匣表面换热经验关系式;在验证试验中,针对某发动机部件,在压力和温度均接近发动机工况下进行试验,获得了涡轮机匣表面换热情况,并对基础研究获得的经验关系式进行了验证.研究结果表明:基础研究获得的换热经验关系式在发动机部件试验中同样适用.应用的研究方法可供类似研究借鉴.     

旋转状态下矩形微小通道流动与换热试验研究

为了研究微小通道结构在航空发动机涡轮叶片中应用的前景和可行性,以空气为冷却介质,在Re＝1000～3000、转速为0～500 r/min、Ro＝0～3.5×10-3条件下,对水力直径为1 mm的旋转微小通道组的流动和换热特性进行试验研究。结果表明：微小通道流阻系数呈现粗糙壁通道特征,通道临界Re≈2350,流阻系数以及临界Re随转速增加未见明显改变。在静止状态下,通道组综合换热系数随Re增大而增大,换热系数分布沿流动方向逐渐减小;在旋转状态下,通道组平均综合换热系数略有增大,旋转对换热特性的影响随着流动的发展而增大