组合式吸液芯高温热管热阻和瞬时传热性能分析

根据碟式太阳能热管接收器的工作情况,开发设计了加工简便、成本较低的组合式吸液芯高温热管.对该热管建立了热阻模型,通过试验验证热阻模型的可靠性,并从温度、热阻和当量导热系数3方面与三角沟槽/金属丝网吸液芯热管进行比较,分析了热管瞬时传热性能.在相同的冷却工况下,与三角沟槽/金属丝网吸液芯热管相比,组合式吸液芯热阻稳定且较小,当量导热系数较大.因此,组合式吸液芯高温热管较三角沟槽/金属丝网吸液芯热管传热性能优良,可较好地应用于碟式太阳能接收器.     

太阳能接收器用高温热管的关键参数

结合太阳能接收器的工作条件,对用于组合式接收器的高温热管进行分析,探讨其应具有的关键参数.主要包括热管工质、管壳材料的选择以及吸液芯结构的确定等.通过分析工质的工作温度区、对热管传热极限的影响以及传输因数等因素,选取碱金属Na作为高温热管工质;通过比较各材料的力学性能、耐腐蚀性能以及抗氧化性能等参数,选取Haynes 230合金作为高温热管管壳材料;以孔隙率、渗透率和有效毛细半径为对象,基于吸液芯内的压力分析,选取WB 8/300型金属毡作为吸液芯结构的原材料.     

涡轮叶片双排气膜冷却效率叠加计算准确性研究

为进一步了解涡轮叶片上多排气膜间的流动及换热规律,选取对气膜冷却效率有影响的3种典型因素(叶片型面、吹风比、孔排方式)进行了实验及数值计算研究,验证了涡轮叶片气膜冷却效率叠加计算的适用性。结果表明:由于叶片型面曲率的存在,叶片吸力面为凸面气膜更容易吹脱,气膜孔后冷却效率叠加计算误差约为5%;叶片压力面为凹面气膜被压向壁面,前后排气膜间影响较大,叠加计算值比实验值约高13%。孔排排布方式对叠加计算结果同样有影响,叉排结构中气膜间呈现"块状叠加"现象,叠加计算值与实验值相比误差在5%以内。顺排结构中气膜呈现"层状叠加"现象,计算结果偏高,误差在10%左右。吹风比对冷却效率叠加计算准确性有较大影响,低吹风比时叠加计算较准确,随着吹风比增加叠加误差逐渐增大。针对叠加计算误差较大的工况,本文提出了相应的计算修正公式。     

三角沟槽高温钠热管的启动性能

实验研究在不同倾角、不同加热功率条件下,三角沟槽高温热管的启动性能.结果表明:三角沟槽高温热管在水平放置时,由于冷凝液体回流不充分,蒸气量变少,导致热管绝热段出现温升“滞后”的现象.当三角沟槽高温热管在大输入功率下启动,会出现绝热段温度低于冷凝段的现象,但随着热管整体温差缩小,这种现象将随之消失.当热管倾斜放置时,重力作用促进了金属钠液回流,保证了蒸气量充足,缩短了启动时间,其启动性能要优于水平放置时的启动性能.     

航空发动机涡轮叶片尾缘楔形通道交错肋冷却实验

为研究涡轮叶片尾缘部分楔形通道交错肋流动传热性能,对其进行实验研究.实验应用瞬态液晶测试技术,对比研究了交错肋上、下主表面的局部传热特性,同时用压力扫描阀测得不同雷诺数下的通道压力损失.研究结果表明：尾缘段转折流动配置下,楔形通道交错肋上、下主表面传热差异显著,下主表面平均努塞尔数比上主表面平均高30%以上,尾缘楔形通道内交错肋结构主表面平均换热系数高出针肋结构约46%;交错肋上、下通道之间的交界面处存在强烈的质量交换作用,上、下主表面间断性的高换热区与上、下通道交界面呈现对应关系;随入口雷诺数的增加,通道压降快速增大.楔形通道交错肋压降是针肋的5～7倍,但其换热面积高出针肋107.4%,仍比针肋冷却增加约66%的综合换热性能.     

高温热管在热防护中应用初探

本文介绍了高温热管在热防护中的应用原理,并利用电弧加热风洞产生的高温、高速气流,对一种装有高温热管的简单球头圆柱体原理性模型进行了加热试验.利用高温红外测温装置对模型表面的温度进行了测量,通过与普通复合材料制成的模型的试验对比分析,发现高温热管能够有效地将模型高温区热量传导到低温区,装有高温热管模型的驻点温度明显降低,显示出了良好的防热效果.     

涡轮叶片厚壁带肋通道冷却性能的实验研究

基于10种不同结构空气冷却厚壁带肋通道的实验数据,分析了宽高比(0.25～4)、肋角(30°～90°)和雷诺数(10 000～60 000)对带肋通道流动及传热性能的综合影响,拟合得到了通道摩擦系数和壁面平均努塞尔数关于宽高比、肋角和进口雷诺数的经验关联式。结果表明:厚壁带肋通道摩擦系数随着宽高比和肋角的增大均大致呈现出升高的变化趋势;平均努塞尔数和综合热力系数随肋角的增大均表现为先增大后减小的分布趋势,随宽高比的增大表现为先增大后减小、再增大再减小的分布趋势。不同雷诺数时,壁面平均努塞尔数的最大值都大致出现在宽高比为1.75～2.75、肋角为55°～65°之间;最高的综合热力系数出现在宽高比约为0.75和2、肋角约为60°时。平均努塞尔数关联式的平均拟合偏差为6.96%,摩擦系数关联式的平均拟合偏差为12.75%。本文研究结果可为未来重型燃机叶片冷却结构设计提供参考。     

冲击孔位置对涡轮叶片冲击/气膜复合冷却特性影响的实验研究

为研究冲击孔位置对空冷涡轮叶片冲击/气膜复合冷却特性的影响,选择4种具有不同冷却结构的涡轮叶片开展了综合换热实验。实验叶片由低导热系数的树脂材料制成,分别为仅有气膜冷却结构的叶片0、具有正向冲击孔的叶片1、具有偏置冲击孔的叶片2以及具有交错偏置冲击孔的叶片3。使用红外热像仪拍摄得到实验叶片表面温度分布。实验结果表明,涡轮叶片综合换热特性由内部冷却和外部冷却共同决定。在吹风比较大时,射流冲击强化了冷却剂和叶片内壁面之间的换热,导致具有冲击冷却结构的叶片1、2、3相对于叶片0综合冷却效率提升了3.1%～6.7%。其中,因为冲击孔偏置,叶片2和3的冲击强化换热区域相对独立于叶片表面气膜覆盖区域,所以叶片2和3的综合冷却效率分布更为均匀,且大于叶片1。叶片0仅有气膜冷却结构,紧邻气膜孔出流位置冷却剂动能较大,在气膜孔出口下游冷却剂再贴壁形成热防护,使得距离气膜孔较远的区域冷却效率升高。在吹风比较小时：仅有正向冲击的叶片1相对于叶片0的综合冷却效率有所提高;由于偏置冲击消耗了更多了冷却剂动能,叶片2和3的综合冷却效率相对于叶片0明显降低,当吹风比为0.2时,二者分别下降了6.7%和11.6%。     

燃气涡轮高效冷却技术及设计方法发展趋势

燃气轮机和航空发动机被誉为是工业皇冠上的明珠,其研制水平是一个国家科技水平和综合国力的重要标志。随着燃气轮机和航空发动机工作效率和性能的不断提高,涡轮入口温度逐年上升,涡轮叶片暴露在更高的来流温度下。为使金属叶片在远超其熔点的温度中仍能安全运转,亟需发展高效的冷却技术。该文概述了燃气涡轮高效冷却技术及设计方法的发展趋势,提出了按照3个维度开展燃气涡轮冷却技术研究的思路,总结了本团队在冷却单元-气冷叶栅-整机多部件交互等方面的基础研究成果,搭建了基于实验数据驱动的高效高精度冷却结构设计平台,探索了以双层壁为代表的下一代冷却技术的特性和发展趋势。     

高温涡轮叶片内冷通道强化换热试验系统设计

针对重型燃气轮机高温涡轮叶片的双工质冷却技术,设计建造了研究带肋复杂叶片内冷通道内蒸汽/空气流动及强化换热特性的试验平台。该平台由压缩机、蒸汽发生器分别提供冷却空气和蒸汽源,可以进行叶片内冷通道内蒸汽、空气两种工质的对流、冲击、肋柱扰流及多种冷却结构下的冷却换热机理和摩擦阻力特性研究。从而能揭示叶片内冷通道内流动阻力、表面强化换热与不同冷却结构几何参数及气(汽)动参数的影响规律。获得单元通道内蒸汽/空气为冷却介质的高效冷却结构及相关换热关联准则式。     

高温热管声速传热极限的数学分析方法

介绍了几种典型声速传热极限的数学模型，给出计算声速传热极限在各种条件下的精确解和数值解，目的是为理论工作者提供数学分析方法，也为设计者提供设计计算的准确公式     

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。     

尾迹影响下有复合角扇形孔涡轮叶片表面的气膜冷却效率实验研究

为研究尾迹影响下带有复合角扇形孔的涡轮叶片的气膜冷却效率变化规律,利用压敏漆技术获得了不同质量流量比、不同尾迹斯特劳哈尔数(0、0.12、0.36)下的涡轮叶片表面气膜冷却效率分布。研究结果表明:气膜孔复合角有利于射流的横向扩散,孔下游射流的覆盖面积较大;在无尾迹条件下,质量流量比的增加使得带有复合角气膜孔的涡轮叶片前缘与压力面大部分区域的气膜冷却效率提高,使得吸力面气膜冷却效率下降,吸力面靠近叶顶的低气膜冷却效率区域面积变小;在尾迹条件下,质量流量比的增加使得前缘、压力面以及吸力面靠近尾缘区域的气膜冷却效率提高,使得吸力面其他区域的气膜冷却效率降低;尾迹会使叶片表面气膜冷却效率显著降低,在尾迹斯特劳哈尔数为0.36的条件下,小质量流量比时叶片表面气膜冷却效率的平均降幅为35%,大质量流量比时平均降幅为26%,气膜冷却效率的下降幅度减小。     

涡轮增压器压气机叶片静强度可靠性分析

应用有限元法对某增压器气机叶片进行了静应力分析与计算,得到危险点的应力均值,然后通过改进的一次二阶矩法对该叶片进行了静强度可靠性分析,在该方法中引入了多元线性回归法来这状态函数。结果分析表明该叶片是可靠的。     

航空涡轮叶片水流量检测技术

针对涡轮转子叶片内腔冷却效果的检测,该文简要介绍了通过对涡轮叶片水流量检测继而得到涡轮叶片内腔冷却数值的一种较为简便的检测方法.以涡轮叶片为例介绍检测方法的同时,对水流量实验器的重复性、准确性以及试验器校验用标准样件如何选取也进行了分析.     

交错肋结构涡轮叶片内部冷却通道的流动换热特性研究

利用数值模拟方法研究了交错肋结构涡轮叶片内部冷却通道的流动换热特性,分析了交错肋冷却通道的流动换热机理。交错肋结构在明显提高通道冷却性能的同时也带来了较大的流动损失,随着肋倾角、肋宽的增大,通道的换热能力增强,阻力损失增大;随着肋间距的增大通道的换热能力降低,阻力损失减小。利用瞬态液晶实验技术对交错肋冷却通道进行实验研究,进一步分析了交错肋冷却通道的流动换热机理,并验证了所采用的数值模拟方法是可行的。     

涡轮增压器叶片的静强度模糊可靠性分析

以有限元分析程序为“抽样工具”，得到叶片应力与其相关因素的一系列抽样值，并利用模糊线性回归方法得到了叶片应力的模糊回归方程，基于模糊应力－随机强度干涉模型，求取了涡轮增压器叶片的模糊可靠度，实例表明该方法是可行的。     

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。     

涡轮叶片蠕变寿命预测方法研究

针对高温构件的蠕变断裂寿命的预测方法进行了研究 ,根据蠕变试验 ,得到了 DD3单晶材料的蠕变常数 ,结合某航空发动机单晶涡轮叶片的蠕变行为 ,用 L- M法、θ法和改进的θ法进行了蠕变寿命预测 ,并进行了热弹塑性蠕变计算 .所得结果对工程应用是有参考价值的 .     

涡轮增压器叶片高低周疲劳寿命特性分析

转子是涡轮增压器高速旋转部件,在运行中承受高低周疲劳载荷,其安全运行尤为重要.为获得涡轮增压器叶片的高低周疲劳寿命,通过改变高低周疲劳中高周应力比和单个复合疲劳载荷块中的高周频率,分析疲劳寿命特征,建立了基于Miner理论的寿命评估模型,利用此模型分析得出160 000 r/min转速下涡轮叶片的高低周复合疲劳寿命.通...