利用等离子体气动激励提高气膜冷却效果的数值研究

为揭示等离子体气动激励对气膜冷却效果的影响机理,采用数值模拟方法研究了不同吹风比下的冷却气流流场分布、垂直主流截面的局部速度矢量分布和温度分布情况,并与常规气膜冷却结果作对比。结果表明,等离子体气动激励能有效诱导冷却气流偏转,提高气膜贴壁效果,延缓主流和冷却气流的掺混,壁面冷却效果显著增大;在不同吹风比下,沿流动方向等离子体启动激励气膜冷却效率的变化趋势相同;在激励器表面处壁面温度略有增大,但不影响冷却效率的提高。     

等离子体气动激励对二维气膜等离子体气动激励对二维气膜冷却效果影响的机理

为了研究等离子体气动激励对二维气膜冷却效果的影响规律,基于等离子体气动激励唯象学模型,将等离子体气动激励对冷却气流的宏观作用等效为体积力,通过耦合求解体积力与 Navier??Stokes方程,得到了气膜冷却的流场和温度场特性。计算结果表明:气膜缝出口壁面附近冷流经过等离子体气动激励作用后,速度水平分量提高较大,竖直分量提高较小;随着吹风比的增大,气膜缝出口冷流的流量和动量增加,气膜冷却效率增加,但等离子体气动激励对冷却气流的影响减弱,气膜冷却效率增加量减小。施加等离子体气动激励后,在各吹风比下,随着气膜缝倾角的增加,气膜冷却效率逐渐降低;等离子体气动激励等效体积力大小对气膜冷却效果有较大影响,气膜冷却效率随体积力的增大先升高后降低,存在一个最佳等效体积力值。     

等离子体气动激励对二维气膜冷却效果影响的机理

为了研究等离子体气动激励对二维气膜冷却效果的影响规律,基于等离子体气动激励唯象学模型,将等离子体气动激励对冷却气流的宏观作用等效为体积力,通过耦合求解体积力与Navier-Stokes方程,得到了气膜冷却的流场和温度场特性。计算结果表明:气膜缝出口壁面附近冷流经过等离子体气动激励作用后,速度水平分量提高较大,竖直分量提高较小;随着吹风比的增大,气膜缝出口冷流的流量和动量增加,气膜冷却效率增加,但等离子体气动激励对冷却气流的影响减弱,气膜冷却效率增加量减小。施加等离子体气动激励后,在各吹风比下,随着气膜缝倾角的增加,气膜冷却效率逐渐降低;等离子体气动激励等效体积力大小对气膜冷却效果有较大影响,气膜冷却效率随体积力的增大先升高后降低,存在一个最佳等效体积力值。     

SDBD等离子体激励对平板气膜冷却性能的影响

为了研究单介质阻挡放电（SDBD）等离子体激励对平板气膜冷却性能的影响,采用数值求解耦合等离子体电动激励力的Reynolds averaged Navier-Stokes（RANS）方程组的方法,利用已有的实验数据考核了等离子体线性化激励模型和数值求解方法的有效性,获得了6种归一化激励强度、5种归一化激励频率和3种吹风比条件下,存在SDBD等离子体激励时壁面的气膜冷却效率分布及其附近的流场结构,并与无等离子体激励的气膜冷却工况进行了对比。研究结果表明：与无SDBD等离子体激励时相比,施加SDBD等离子体激励显著提升了平板气膜冷却性能,抑制了气膜孔下游肾形涡对的发展,使近壁面流向速度梯度增大、流向速度峰值提升、冷气沿展向及流向的覆盖范围均扩大。当归一化激励强度由40增至140时,平板气膜冷却效率显著提高;当归一化激励强度为100时,中心线处及展向平均的气膜冷却效率的极值分别比无SDBD等离子体激励的工况提高了105%及200%。当归一化激励频率由1.25增至6.25时,平板气膜冷却效率也逐渐提升;与无SDBD等离子体激励的工况相比,当归一化激励频率为3.75时,中心线及展向平均气膜冷却效率极值分别提升了75%及100%。平板气膜冷却性能随吹风比的增大逐渐下降;当吹风比由0.5增至1.0时,壁面中心线及展向平均气膜冷却效率的极值分别降低了23.9%及49.2%。     

介质阻挡放电涡发生器等离子体激励条件下壁面气膜冷却性能研究

采用数值方法研究了介质阻挡放电涡发生器(DBD-VGs)等离子体激励条件下的壁面气膜冷却特性,分析了不同归一化激励强度与归一化激励频率条件下壁面附近的流场结构及冷却性能,获得了DBD-VGs等离子体激励对壁面附近冷、热气流运动的影响机制。研究发现:DBD-VGs等离子体激励有利于诱导冷却孔下游壁面附近流场形成反肾形涡对,抑制原有肾形涡对结构的发展,进而减少近壁面冷气的抬升,改善壁面气膜冷却性能。当归一化激励强度从20提升至50、激励频率从0.625提升至2.5时,冷却孔下游壁面与冷气的展向接触范围逐渐扩展,壁面气膜冷却性能明显增强。当归一化激励强度从0提升至40时,壁面中线与展向平均的气膜冷却效率极值分别增大了60%及420%;当归一化激励频率从0提升至1.25时,壁面中线和展向平均的气膜冷却效率极值分别增大了50%及286.7%。与单介质阻挡放电(SDBD)等离子体激励相比,DBD-VGs等离子体激励可在较低的激励参数下获得较高的展向平均气膜冷却效率;在相同激励参数下,DBD-VGs等离子体激励使冷却孔下游壁面与冷气展向接触程度的提升效果更为显著。     

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。     

透平叶片近前缘端壁处换热性能的研究

采用计算流体动力学软件ANSYS CFX11.0、以NASA跨声速透平第一级动叶为研究对象,对带气膜冷却孔的叶栅近前缘端壁区域的流动和换热特性进行了研究,计算获得了3种气膜孔分布条件下,吹风比分别为0.3、0.5、0.7以及孔径分别为1mm、1.5mm时叶栅端壁处的流场结构和斯坦顿数分布。计算结果表明:气膜孔的数目及分布对端壁换热性能和换热均匀性有显著影响,减小孔间距与孔径的比值可以降低前缘端壁的换热系数、提高端壁换热的均匀性;吹风比对冷却流的作用范围和贴壁性有很大影响,所研究的3种吹风比中,吹风比为0.5时壁面换热系数最小,吹风比为0.7时换热系数最大;当吹风比保持0.5不变且气膜孔的直径由1mm增大到1.5mm时,冷却流在端壁上影响的距离增加,相邻冷却流之间区域的换热强度降低。该结果可为透平动叶端壁换热特性的改善和气膜冷却特性的提高提供参考。     

基于压力敏感漆的气膜冷却孔形实验研究

为改善燃气轮机热端部件的设计,使用压力敏感漆(PSP)技术对平板气膜冷却进行了实验研究。该技术基于压力敏感涂料氧猝熄光致发光特性,可进行表面压力和气膜冷却效率的测量。分别在不同温度和压力下对PSP的特性进行标定,并编写了实验后处理程序。实验给出了圆孔、扇形孔和扇形后倾孔3种孔型在吹风比为0.5、1.0和1.5时的气膜冷却效率分布。结果表明:圆孔在高吹风比时,冷却气流易吹离表面,冷却效果较差;扇形孔冷却效率随着吹风比的增加而增加,并具有较均匀的横向冷却分布;与扇形孔相比,扇形后倾孔增强了下游的冷气在孔中心线上的分布,减弱了其横向扩展。PSP技术具有分辨率高、可重复性好的特点,能有效用于气膜冷却流动和传热特性的研究。     

高主流湍流度下倾斜角对圆柱孔气膜冷却特性影响的实验研究

为了研究高湍流度下圆柱孔流向倾斜角对气膜冷却特性的影响,在主流湍流度为11.82%的工况下,采用瞬态热色液晶测量技术对倾斜角为30°、60°的气膜孔冷却特性进行了研究,并与低湍流度工况下的结果进行对比。实验结果表明:气膜孔倾斜角增大会导致气膜冷却效率下降;主流湍流度增大会提高上游冷却效率,降低下游冷却效率,冷却效率展向分布更加均匀。吹风比的增加导致各倾斜角气膜孔换热系数比显著增加,在小吹风比条件下,换热系数比沿流向时降低,而大吹风比条件下换热系数比呈现先上升后下降的分布;气膜孔倾斜角增大会在整体上强化壁面对流换热强度,主流湍流度增加导致换热系数比明显减小。随着吹风比的增加,下游区域的主流湍流度导致两种倾斜角气膜孔的冷却效率和换热系数比差距增大,在上游区域主流湍流度的影响较为复杂。     

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。     

等离子体气动激励改善低速叶栅性能数值仿真

针对低速条件下等离子体气动激励抑制压气机叶栅吸力面流动分离进行研究.将表面介质阻挡放电等离子体气动激励对流场的作用等效为体积力和热的作用,并考虑等离子体温升对流体热物理性质的影响,建立了等离子体气动激励的数学模型.通过求解电势和电荷方程得到等离子体气动激励诱导的体积力和热功率密度分布函数,通过实验数据拟合得到物性参数函数,分别作为方程源项和系数加入到Navier-Stokes方程中求解.应用模型研究了等离子体激励在不同来流速度、攻角和激励强度下对压气机叶栅性能的影响.数值仿真结果表明:在马赫数为0.05、攻角为2°的情况下,施加等离子体激励后,分离点由65.09％弦长处后移到79.4％弦长,气流转折角增加0.8°,最大总压损失系数减小了7.4％,尾迹宽度减小了12％.来流速度增大激励效果会减弱,来流攻角的改变对激励效果有影响,激励强度增大对流动分离的抑制效果有明显改善.     

典型布局端壁等离子体激励抑制高负荷扩压叶栅角区分离实验

为提高端壁等离子体气动激励对高负荷压气机扩压叶栅角区流动分离的控制能力,需要进一步优化激励布局,实现更高效的流动控制。针对多种端壁等离子体激励布局形式,分别开展了毫秒脉冲等离子体气动激励抑制叶栅角区流动分离的实验研究。结果表明:端壁横向流动对角区流动分离的影响大于流向附面层的流动分离。端壁激励布局对流动控制效果至关重要。优化后的激励布局沿三维角区端壁分离线切向,流动控制效果最好,50%叶高处总压损失减小11.8%;但随着来流攻角的变化,导致激励器布置不再与端壁分离线相切,流动控制效果减弱,因此要根据控制攻角的范围需求,结合具体的流场结构,设计合适的激励布局;适当的增加激励组数能有效促进射流与近壁面气流掺混,提高流动控制效果。     

等离子体气动激励建模仿真综述

等离子体流动控制是一种新概念的主动流动控制技术,已成为国际上空气动力学和气动热力学领域新兴的研究热点。分析了等离子体气动激励建模仿真的特点和国内外的研究现状,研究了目前常用的4种等离子体气动激励的建模仿真方法,对各种仿真方法的优缺点进行了归纳。分析了等离子体气动激励建模仿真研究的发展趋势,即今后更多的研究工作将偏向粒子模拟方法,建模时考虑的因素会越来越多,从非定常的角度对等离子体气动激励展开研究,使得模型与实际物理过程更加接近;更高来流速度下的等离子体流动控制的仿真研究将增多,和实际应用的条件更为接近。深入的仿真研究有助于揭示等离子体气动激励及其和边界层相互作用的物理本质,以促进等离子体流动控制技术在我国的研究和发展。     

增升装置中的流动控制技术

阐述了襟翼涡流发生器、主翼后缘偏折技术、Zhu’s襟翼、自激励运动襟翼、零质量射流、等离子体技术以及动力增升等各类主动控制技术的工作原理及其增升效果分析和具体应用情况.结果表明,这些流动控制新技术对于进一步提高民用飞机的增升效果具有巨大的潜力.     

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。     

等离子体气动激励减小翼型跨音速阻力的数值模拟

等离子体气动激励能够显著提升飞行器／动力装置的气动性能。本文进行了等离子体气动激励减小RAE2822翼型跨音速阻力的数值模拟。将电弧放电等离子体激励简化为对流场的热能注入,建立了基于唯象学的数值计算模型,以实验测试结果作为输入条件,将热能以源项的形式加入N-S方程求解,研究了不同来流速度、激励强度以及激励位置下等离子体气动激励对翼型阻力特性的影响。仿真结果表明:等离子体气动激励可以有效减小RAE2822翼型跨音速阻力,来流速度与等离子体气动激励减阻效果有较大关系,当[WTBX]Ma=0.81时,减阻达到13.58％;激励强度对减阻效果影响较小,当W[WTBZ]=3 000 K时,减阻达到11.77％;增大激励位置,减阻效果增大,但幅度变小,当[WTBX]D[WTBZ]=20 mm时,减阻达到13.17％。     

不同时间尺度等离子体气动激励特性的测试诊断

为了揭示ns脉冲等离子体气动激励与流场附面层耦合作用机制,提高等离子体气动激励控制附面层的能力,对不同时间尺度的等离子体气动激励的放电特性和体积力等进行了测试诊断。实验结果表明:ms、μs、ns脉冲放电的放电电压相差不大,但ns脉冲的最大放电电流明显高于ms和μs脉冲,最高可达到4 A;激励电压越大,等离子体气动激励诱导体积力越大;ms、μs脉冲等离子体气动激励诱导体积力水平方向分量较大,ns脉冲水平方向体积力近似为零;ns脉冲垂直方向体积力不为零,与ms和μs脉冲相差较小。     

等离子体流动控制的前掠翼静气弹发散主动抑制研究

针对前掠翼静气动弹性发散问题,基于等离子体流动控制与流固双向静力耦合技术,通过求解三维定常可压N-S方程与结构静力平衡方程,在亚声速条件下施加等离子体激励和不施加激励时对其进行对比仿真研究。前掠翼选用NACA0015翼型,等离子体流动控制采用唯象学模型,施加在机翼上表面前缘。研究结果表明：在前掠翼外侧上表面前缘施加等离子体激励后,激励区附近局部来流经激励受到电场力做功,总能量增加,动能与压力势能分别有不同程度的增大,外在表现为上表面局部流速加快,压力增大,升力有一定损失,下表面压力基本不变,在机翼前缘外侧靠近翼尖处产生低头力矩,可控制前掠翼弹性变形,有效抑制其气弹发散,且随着激励强度的增加,抑制作用逐渐增强。研究结果可为变前掠翼飞行器的气动弹性设计和机翼的流动控制等提供参考。     

Optimization criteria for the performance of heat and mass transfer in indirect evaporative cooling systems

The wide application of evaporative cooling techniques in which the optimization criteria form the theoretical basis for improving evaporative cooling performance is essential for energy conservation and emission reduction.Based on exergy analysis and the entransy dissipation-based thermal resistance method,this contribution aims to investigate the effects of flow and area distributions in the optimization of the performance of indirect evaporative cooling systems.We first establish the relationships of exergy efficiency,entransy dissipation-based thermal resistance and cooling capacity of a typical indirect cooling system.Using the prescribed inlet parameters,the heat and mass transfer coefficients and the circulating water mass flow rate,we then numerically validate that when the cooling capacity reaches a maximum,the entransy dissipation-based thermal resistance falls to a minimum while the exergy efficiency is not at an extreme value.The result shows that the entransy dissipation-based thermal resistance,not the exergy efficiency,characterizes the heat transfer performance of an evaporative cooling system,which provides a more suitable method for evaluating and analyzing the indirect cooling system.     

等离子体流动控制技术研究进展

基于等离子体气动激励的等离子体流动控制技术,可显著改善飞行器/动力装置的气动特性,已成为国际上空气动力学和气动热力学领域的研究前沿。简要介绍国外等离子体流动控制研究的重要进展,主要介绍国内在等离子体冲击波流动控制理论、等离子体气动激励特性、等离子体气动激励扩大压气机稳定性、等离子体气动激励减弱超/高超声速激波强度等方面的研究进展,并指出了未来发展需要解决的重大问题。