离散孔波纹板气膜冷却技术

对2 种不同开口规律的离散孔波纹板进行实验研究, 分析了来流气动参数、波纹板的开孔规律等几何参数对冷却效率的影响. 用热平衡法建立了离散孔波纹板气膜冷却对流换热模型, 用最小二乘法拟合了相应的关系式及关系曲线, 并将有关结果与离散孔平板进行对比, 得出了离散孔波纹板, 尤其是在其波峰跟波谷之间开有大孔的离散孔波纹板, 在其波峰跟波谷之间冷却效率较低, 在孔板的尾端冷却效率的增长比离散孔平板明显加快等一些有实用价值的结论.     

离散孔板气膜冷却对流换热系数的计算

通过对几种不同的气膜冷却对流换热系数的计算方法的归纳总结，提出用相对气膜冷却换热系数的方法来计算气膜冷却时的对流换热.在对6种不同开口规律的离散孔平板进行了实验研究的基础上，用热平衡法建立了离散孔板气膜冷却对流换热模型，用最小二乘法拟合了相应的关系式及关系曲线，并分析了来流参数及离散孔板的孔径、开口率等几何参数对气膜冷却对流换热系数的影响.     

吹风比对平板气膜冷却效率影响的数值模拟

 为了揭示吹风比M对气膜冷却效果的影响规律,在M=0.5,1.0,1.5,2.0工况下对平板气膜冷却圆柱孔模型和扩散孔模型进行了流动和传热的数值模拟对比研究。计算时基于控制容积法对三维定常不可压缩N-S方程进行离散,采用SIMPLEC算法,湍流模型选取可实现k-ε着模型,壁面函数采用增强壁面函数,分析比较了壁面温度分布、速度矢量和气膜冷却效率。结果表明,随吹风比增大,射流容易脱离壁面。在孔口附近区域,对圆孔而言吹风比对冷却效率的影响不明显,而对扩散孔冷却效率随吹风比增加而提高。在射流向下游发展过程中,就扩散孔而言较大的吹风比使得射流沿流向的覆盖区域增大;就圆孔而言较大的吹风比射流出现了回流,近下游位置处的冷却效率提高而远下游处的冷却效率降低。由此可见,针对不同的孔型,冷却效率随吹风比的变化规律不尽相同,圆孔的冷却效率不随吹风比单调变化,扩散孔的冷却效率随吹风比的增加而提高。     

扇形气膜孔几何参数对气膜冷却效率的影响

气膜冷却技术广泛应用于航空发动机火焰筒、涡轮叶片等热端部件的冷却。与常规圆柱形气膜孔相比,扇形气膜孔冷却效率更高。为更全面的掌握在典型大涵道比商用航空发动机燃烧室火焰筒工作环境下扇形气膜孔气膜冷却效率随几何参数和吹风比的变化规律,采用数值模拟方法研究了扇形气膜孔的流动和换热,分析并讨论了气膜孔板厚度、气膜孔出口宽度、气膜孔入口圆柱段长度、气膜孔倾斜角以及吹风比对扇形气膜孔下游流场和热侧面气膜冷却效率分布的影响。结果表明：在小吹风比条件下,几何参数的变化对冷却效率影响很小;而当吹风比较大时,冷却效率随几何参数的变化规律可能受其他几何参数的交叉影响;几何参数的变化将诱发不同的卵形涡结构,从而对气膜孔下游的冷却效率分布造成较大的影响。     

入射角度对气膜冷却效果影响的数值研究

采用RNGk-ε湍流模型对相同倾斜入射角不同扇形扩展角的气膜冷却单孔射流流场下游的流动和传热特性进行了详细的数值模拟,对相同吹风比下的冷却效率进行了比较分析。     

气膜孔参数对气动及叶片温度的影响

为了设计一套满足传热及气动要求的涡轮叶片表面气膜孔方案,以某型涡轮第一级导叶为研究对象,对两种气膜冷却结构进行参数化设计。对冷却效果进行数值模拟,研究不同的气膜冷却方式在涡轮中对气动与叶片表面温度分布的影响。将两种冷却方式计算结果进行对比分析,结果表明：在相同边界条件下, 六列气膜孔结构可以减弱冷气射流冲量,减小与主流掺混时的损失,气动效率较四列气膜孔提高0.3%;六列气膜孔可增大冷气覆盖面积,同时有效防止射流穿透附面层进入主流,降低附面层扰动强度,削弱对上游气膜的影响,叶片表面无量纲温度降低了11.68%。     

全气膜冷却叶片表面换热系数和冷却效率研究

为了研究全气膜冷却涡轮导叶叶片的换热特性,采用瞬态液晶技术获得了叶片全表面的高分辨率换热系数和冷却效率.实验在三叶片两通道放大模型中完成,叶栅进口雷诺数是1.0×105. 叶片前缘有8排复合角孔,压力面有21排轴向角孔,吸力面有24排轴向角孔.气膜孔排由2个供气腔供气,前腔二次流与主流的质量流量比为4.56％,后腔为4.67％.结果表明:受叶栅通道涡作用,气膜出流在吸力面呈聚敛状,在压力面则呈发散状.气膜出流受气膜孔角度影响,气膜孔下游的换热系数和冷却效率都较高.叶片前缘受到冲击,换热强,冷却效率低;叶片吸力面冷却效率维持在0.4左右,压力面维持在0.35左右.该全气膜冷却叶片气膜覆盖效果较好,冷却效率和换热系数分布均匀,是一种较好的冷却结构.     

质量流量比对全气膜冷却叶片冷却特性影响的实验研究

采用瞬态液晶技术获得了全气膜冷却涡轮导向叶片全表面的高分辨率气膜冷却效率分布云图。实验在放大模型中完成,叶栅构成为三叶片两通道,叶栅进口雷诺数是1.0?05。叶片前缘有8排扩张型孔,压力面有21排轴向角孔,吸力面有24排轴向角孔。气膜孔排由２个供气腔供气,前腔二次流与主流的质量流量比为4.56%,后腔为4.67%。结果表明：受叶栅通道涡作用,气膜出流在吸力面呈聚敛状,在压力面则呈发散状。在三种质量流量比情况下,叶片平均冷却效率分布大体一致。随质量流量比的提升,叶片平均冷却效率提高,叶片前缘区域,气膜冷却效率提升更加明显。     

气—液两相流传递研究

阐述了在气－＝液两相流传递研究方面的工作,包括气升式环流系统中的流体力学和传递、降液膜动下的传热和传质、“载气蒸发”技术的研究和开发等。并由研究惰气气冲击冷剂液浴中放热壁面强化冷却的操作机理,提出了“界面汽化热阱增强传热的原理”。     

复合冷却涡轮导叶的气热耦合数值模拟

采用气热耦合方法对高压涡轮一级导叶带全气膜冷却、冲击冷却和尾缘劈缝冷却的复合冷却结构进行了数值模拟。分析了带复合冷却结构叶片的三维温度场,主要研究了主流燃气雷诺数、冷气与燃气的流量比和燃气与冷气的温比对叶片温度和冷却效果的影响。结果表明:随着流量比增大,叶片前缘壁面平均温度先增后减,压力面和吸力面温度均减小。叶片壁面各处平均温度随温比增大而降低,受雷诺数影响很小。叶片综合冷却效果随流量比增大而增大,受温比和雷诺数影响很小。     

高效翅柱复合型散热器的流动与散热性能研究

针对平板翅片式散热器存在的不足,提出了一种翅片间设有钉柱的翅柱复合型散热器.钉柱能够使通过该散热器的气流受到扰动,从而提高其散热性能.通过对2种散热器通道内的流动换热进行数值计算和实验验证,结果表明:在相同的风速下,翅柱式散热器表面的Nusselt数比板翅式散热器高30%～50%;在相同的泵送功率下,翅柱式散热器的收益因子比板翅式散热器约高20%.因此,在相同的工况下,翅柱式散热器具有更好的散热性能,并具有可靠性高、使用成本低的优点,在电力电子设备的冷却中具有较高的使用价值.     

喷雾冷却沸腾传热强化试验

随喷雾流量及过热度增加,热流密度增大,但热表面中心干涸区变大、液膜覆盖区减小,表面利用率降低,传热性能有提升空间。基于此,通过改变单喷嘴高度、设计微孔阵列喷嘴两种途径,探讨热表面液膜均匀性和喷雾冲击强度对传热的影响规律。结果表明单喷嘴高度存在最佳值(4 mm),此时热表面无干涸区,喷雾冷却沸腾传热性能最强;与喷嘴高度6 mm相比,在喷雾流量为50 mL/min、过热度为20 K时,热流密度提高了13%;微孔阵列喷嘴形成的液膜分布更均匀,使得表面温度也较均匀,当过热度大于10 K,微孔阵列喷雾传热性能更优,比上述工况下单喷嘴的热流密度提高16%。强烈冲击的均匀薄液膜是决定喷雾冷却沸腾传热的关键,为进一步强化喷雾冷却沸腾传热提供了可行的方向。     

流量比对气膜冷却叶片表面换热系数的影响

为深入了解某型涡轮叶栅进口导叶叶片的换热规律,采用瞬态液晶技术测量了无气膜孔叶片和带气膜孔叶片在不同流量比下的表面换热系数,通过对比分析,研究了气膜出流和流量比变化对叶片表面换热的影响.实验中叶栅通道来流雷诺数为108 000,叶片气膜出流与叶栅通道来流的质量流量比为0、3.46%、4.61%、5.77%、6.93%、8.08%、9.23%.实验测量获得了无气膜叶片中截面的压力分布曲线,以及各流量比下叶片表面的换热系数分布云图及其平均值线图.研究结果表明:叶片吸力面存在气流流动分离;气膜出流使得分离点位置提前,并且缩短了分离再附着的过渡区域;气膜出流使叶片前缘、压力面和吸力面气膜孔区域的换热系数大幅升高,但对吸力面分离点后区域的换热影响不大;在实验工况范围内,气膜出流流量比越大,换热系数越高.     

叶片气膜孔加工缺陷的DR数字成像自动检测方法

气膜孔作为涡轮叶片中重要的冷却结构之一,对提高航空发动机冷却效率、降低燃烧室温度乃至提升发动机服役寿命等具有重要意义.然而,在实际加工过程中受外界因素干扰极易出现气膜孔未打通、打偏及损伤内壁等内部缺陷.传统检测手段采用单一透照角度的X射线胶片照片法对其内部缺陷进行识别,但存在检测效率低、测量误差大、缺陷漏检误判率高等弊端.为此,提出了一种基于X射线数字成像技术的气膜孔缺陷自动检测方法,通过研究DR数字图像与胶片图像的等效性、透照角度对缺陷识别的影响规律及检测工艺优化、基于深度学习神经网络缺陷自识别等关键技术等,实现对叶片气膜孔加工缺陷的高精度检测与智能识别.     

猫耳形气膜孔的参数化设计与组合实验优化

孔型是提高气膜冷效的关键途径, 猫儿形气膜孔冷却效果好，但是构型复杂。基于Isight软件, 采用参数化建模优化猫儿形气膜孔。通过敏感性分析减少设计变量并缩小变量的取值范围，组合运用拉丁超立方法和均匀设计法构建实验样本，提高冷效预测代理模型的精度。结果表明：代理模型的冷效预测值与数值模拟的偏差小于1.0%。采用多岛遗传算法获得的优化孔的面平均冷效比参考孔提高了85.7%。采用实验方法测量结果显示，与参考孔相比，优化孔的面平均冷效提高了76%，横向冷效与中心线冷效与数值计算结果一致。     

航空电子设备喷雾冷却技术研究进展

 介绍了喷雾冷却技术工作原理，从雾化特性、冷却液特性和表面特征3个方面分析了影响喷雾冷却的关键因素，总结了喷雾冷却技术在航空领域的研究现状，指出在不同重力和加速振动等特殊环境下喷雾冷却技术存在的问题，并对航空电子设备喷雾冷却技术发展进行了展望。     

大功率LED阵列散热结构热分析

在自然对流冷却状态下,不同的散热结构对大功率LED阵列散热性能有显著影响。采用有限元分析法,对不同散热模型进行了分析并得到工作稳定时的热分析图;对比直片形、弧形、弧钉形散热结构的散热效果,逐步得出弧钉形散热结构散热效果最好,使得空腔以及芯片处温度均在合适的范围内,灯具的使用寿命达到近40000h。另外,模拟得出在普通散热设计中,灯具适合的功率约为13．75w。通过有限元法仿真模拟得出较为合理的结果,有效地减少了实验损耗。     

凹槽状动叶顶部非定常气膜冷却性能的研究

采用数值求解三维(RANS)方程的方法,开展了燃气透平级在动静叶干涉下凹槽状动叶顶部定常和非定常气膜冷却性能的研究.定常计算结果表明:吹风比为1.0时的动叶顶部气膜冷却有效度优于吹风比为0.5和1.5的情况.在吹风比为1.5时,气膜冷却气流脱离槽底壁面并导致气膜冷却有效度降低.非定常计算结果表明:在动静干涉下凹槽状动叶顶部内流动和气膜冷却有效度具有高度的非定常特征;上游静叶尾迹和通道涡周期性地与动叶顶部间隙泄漏流相互作用,使得动叶顶部凹槽底部分离线发生变化,冷却气流覆盖槽底壁面的位置和面积也发生相应的改变,进而导致槽底和槽侧面的气膜冷却有效度发生变化;定常计算得到的凹槽底部气膜冷却有效度的预测值大于非定常计算的时均结果.     

旋流强度对气/雾两相传热传质的影响

为进一步提高发动机排气集水箱对高温烟气的降温性能,研究了旋流强度对高温烟气与冷却水雾两相流传热传质的影响．利用欧拉 拉格朗日方法和离散相模型对集水箱内横流喷雾冷却过程进行了三维数值模拟．对排气集水箱涡流室某一截面处的气流旋流数进行了理论推导,并将得到的旋流数解析解与数值解进行了比较．结果表明：集水箱涡流室内的旋流是强旋流动,理论解析解与数值解基本吻合;在集水箱排气室形成了一道“屏障”,在其上游区域内雾滴的有效运动行程比其下游区域内雾滴的有效运动行程长;提高烟气旋流强度,可增强两相掺混,延长液滴有效运动行程和蒸发时间;应使水雾雾滴进入烟气流场的初始位置位于“屏障”上游区域,以提高喷雾冷却效果．     

冲击加多斜孔双层壁冷却方式冲击换热系数

在相似理论指导下,采用恒热流方法实验研究了冲击加多斜孔双层壁复合冷却方式多斜孔壁冷侧局部冲击换热系数.研究结果表明:换热系数随着冲击雷诺数的增大而增大,基本呈线性关系;多斜孔壁上的倾斜小孔抽吸气流对斜孔周围换热增强有明显的效果.