半封闭通道内冲击射流换热特性和流量系数的实验研究

作者:6up  来源:6up扑克  时间:2020-05-07 06:30  点击:

  南京航空航天大学硕士学位论文半封闭通道内冲击射流换热特性和流量系数的实验研究姓名:张泽远申请学位级别:硕士专业:热能工程指导教师:张靖周20060101 南京航空航天大学硕士学位论文 I 摘 要 射流冲击是一种极其有效的强化局部传热或传质的方法。 对于冲击-逆向对流-气膜复合冷却的火焰筒结构而言, 火焰筒壁面冷气侧的冲击冷却实质上是半封闭通道的冲击冷却,即冲击射流从冲击孔板喷出,冲击到换热靶面后形成壁面射流沿通道单方向流出。本文的主要研究内容和结果如下: 首先,对半封闭通道内单、双排孔射流冲击冷却进行了热像显示试验,总结了各种流动参数和几何...

  南京航空航天大学硕士学位论文半封闭通道内冲击射流换热特性和流量系数的实验研究姓名:张泽远申请学位级别:硕士专业:热能工程指导教师:张靖周20060101 南京航空航天大学硕士学位论文 I 摘 要 射流冲击是一种极其有效的强化局部传热或传质的方法。 对于冲击-逆向对流-气膜复合冷却的火焰筒结构而言, 火焰筒壁面冷气侧的冲击冷却实质上是半封闭通道的冲击冷却,即冲击射流从冲击孔板喷出,冲击到换热靶面后形成壁面射流沿通道单方向流出。本文的主要研究内容和结果如下: 首先,对半封闭通道内单、双排孔射流冲击冷却进行了热像显示试验,总结了各种流动参数和几何参数对局部换热特性的影响规律。对于单排垂直射流,冲击冷却效果随射流雷诺数的增加、孔间距与直径比的减小而得到提高,冲击间距比为 2 时换热效果最好;冲击孔中心线向通道封闭一侧倾斜后,射流冲击冷却的范围变窄,当冲击间距比大于 2 时驻点区的对流换热能力明显降低;对于双排冲击射流,孔排间距与直径比的增加使冲击冷却范围变大,但在两排孔之间区域的对流换热系数有所下降;在较小的冲击射流雷诺数和较大的冲击间距比下,后排射流的冲击换热效果要逊于前排射流。 其次,对半封闭肋化通道双排孔射流冲击冷却进行了热像显示试验,总结了各种流动参数和几何参数对局部换热特性的影响规律。冲击间距比对通道肋化部分的换热效果影响最大,在本文研究范围内,冲击间距比为 1 时肋化部分换热最好。通过对大量实验数据的分析和整理,建立了换热准则关系式,与实验结果对比表明:该准则关系式与实验实测数据吻合较好。 最后, 对单排、 双排冲击孔试验板在半封闭通道展开了流量系数的研究,在变化各种几何因素及流动因素的情况下由实验得出了冲击孔流量系数值,讨论并分析了各种因素对流量系数的影响程度,建立了冲击孔流量系数的准则关系式,与实验结果对比表明:该准则关系式与实验实测数据吻合较好,精度较高,有较高的工程应用价值。 关键词:关键词:冲击冷却,数值计算,热显示,流量系数,粗糙肋 基于热驱动理论的新型超级冷却技术冷却特性研究 II Abstract Jet impingement cooling is an advantage method in heat transfer enhancement owing to its extremely high local heat transfer coefficient and simple structure. As regard as the combustor flame tube cooling structure is concerned, the impingement-converse convection-film composite cooling is an effective method, in this composite cooling structure, the impingement cooling problem could be modeled as impingement inside semi-confined channel. The main research contents are the following. The thermal visualizations of jet impingement cooling with single or double row holes inside semi-enclosed channel are measured by using infrared camera and then the impingement cooling heat transfer coefficients are deduced. The effects of flow and geometry parameters on convective heat coefficients are obtained. The results show that: for a single row normal impingement, the impingement cooling effectiveness is enhanced with the increase of impinging Reynolds number or the decrease of hole space to diameter ratio, and the best effectiveness is achieved under the jet-to-surface spacing equals to 2; when the jet is oblique to the confined wall, the cooling effectiveness is weaken especially under the jet-to-surface spacing ratio is greater than 2; for double rows normal impingement cooling, the cooling effectiveness of rear row jet is weaker than the front row under lower impinging Reynolds number or bigger jet-to-surface spacing. Then the thermal visualizations of jet impingement cooling with single or double row holes inside semi-enclosed ribbed channel are measured by using infrared camera and the effects of flow and geometry parameters on convective heat coefficients are obtained. The results show that: the impingement cooling effectiveness of ribbed surface is affected greatly by the jet-to-surface spacing, and the best effectiveness is achieved under the jet-to-surface spacing equals to 1. The correlation formulas of impingement heat transfer characteristics to the parameters are finally concluded and in good agree with the experiment data. 南京航空航天大学硕士学位论文 III In order to determine the discharge coefficient for jet impingement cooling with single or double row holes inside semi-enclosed channel, an experimental investigation is performed and the influence factors are analyzed. The correlation formulas of impingement flow coefficient characteristics to the parameters are finally concluded and in good agree with the experiment data. Key words:: impingement cooling; numerical calculation; convective heat transfer. discharge coefficient 承诺书 本人郑重声明:所呈交的学位论文,是本人在导师指导下,独立进行研究工作所取得的成果。尽我所知,除文中已经注明引用的内容外,本学位论文的研究成果不包含任何他人享有著作权的内容。对本论文所涉及的研究工作做出贡献的其他个人和集体,均已在文中以明确方式标明。 本人授权南京航空航天大学可以有权保留送交论文的复印件,允许论文被查阅和借阅,可以将学位论文的全部或部分内容编入有关数据库进行检索,可以采用影印、缩印或其他复制手段保存论文。 (保密的学位论文在解密后适用本承诺书) 作者签名: 日 期: 南京航空航天大学硕士学位论文 XI注 释 表 符号 含义 d 射流孔径 Nu 努塞尔数 Xn 冲击孔板的流向孔间距 Yn 冲击孔板的展向孔间距 Q 冷却气流量,加热量 密度 P 压力 jRe 射流冲击雷诺数 fU 流体速度 冲击气体的运动黏度 冲击气体的粘性系数 m 质量流量 N 冲击孔个数 A 面积 j A 冲击孔截面积 黑度 黑体辐射常数 石棉垫片厚度 导热系数 T 温度 wT 靶板温度 f T 射流温度 h 对流换热系数 I 加热电流 V 加热电压 半封闭通道内冲击射流换热特性和流量系数的实验研究 XIIdC 冲击孔流量系数 常数 冲击孔倾斜角 L 长度 l e p 肋宽 肋高 肋间距 nZ 冲击间距 q 热流密度 上、下标符号 j 含义 冲击射流 0 sn 初始参数 标准状态 s 实际值,石棉垫片 k 刻度值 loss n 损失 指数 平均值 南京航空航天大学硕士学位论文 1第一章 绪论 1.1 研究背景和意义 随着航空发动机技术与其它科学技术的共同发展,现代航空发动机在性能、可靠性、耐久性和经济性等方面都获得了重大进展。目前,军用航空发动机主要追求低油耗、高推比和低成本,以提高未来军用飞机的作战半径、机动灵活性以及更高的巡航速度、续航能力和更大的承载能力。民用航空发动机强调低油耗、低污染以及低运行成本,以实现未来民用客机的经济性、更远的航程以及更快的速度。总而言之,高推比、低油耗、高可靠性和耐久性仍然是航空发动机始终不渝的追求。 目前, 进一步提高飞机性能最难解决和起决定作用的依然是动力问题,因此,在航空发展领域,各个国家无不把提高发动机性能放在研究的首要地位,投入大量资金,优先发展,以夺取航空领域的制高点。 随着航空发动机推重比的不断提高,燃烧室部件设计将要向高温升、高热容燃烧方向发展,由此会带来发动机燃烧室一系列技术难题。其中燃烧室火焰筒要在高温、剧烈振动和严重热冲击等恶劣条件下工作,因而会产生很大的热应力、蠕变应力和疲劳应力,从而导致裂纹、变形、掉块和烧蚀等故障。可见火焰筒是影响发动机寿命、可靠性、和燃烧性能的关键部件之一,解决火焰筒冷却问题是发动机燃烧室研究的一项重要课题。实践证明,采用了合理的冷却方案后,火焰筒寿命可以大大延长。英国“ 达特” 发动机火焰筒,初期寿命只有 300 小时,后来加强气膜冷却,壁温由 850℃下降到 500℃,第一次翻修寿命就延长到 3000 小时以上。由此可见,合理的冷却措施对发动机的燃烧室寿命的提高有着至关重要的作用。 火焰筒壁面的冷却技术是航空发动机研究领域的一个重要研究方向, 国内外在此方向的研究随着燃烧室性能的需求而不断深入。在相当长的一段时期,气膜冷却技术得到了广泛应用, 我国现役的推重比 8 一级的发动机燃烧室便是采用了这一冷却措施;二十世纪七十年代末,高温升高热容燃烧室的发展对冷却技术的要求更加苛刻, 用于冷却的空气量的减少以及冷却空气本身的温度升高使得纯气膜冷却的潜力大大下降,一些先进的复合冷却技术应运而生,如强制对流气膜复合冷却技术、浮动瓦块式冷却结构、层板冷却等,其中浮动瓦块式冷却结构已在推重比 10 一级发动机燃烧室中得到应用,美国的 E3研究计划中,PW 和 GE 公司均采用了浮动瓦块式冷却结构火焰筒,前者采用了逆向平行流翅壁冷却方式,后者采用冲击气膜冷却形式;目前我国在研并将服役的推重比 10 一级发动机燃 半封闭通道内冲击射流换热特性和流量系数的实验研究 2烧室也采用了浮动瓦块式冷却结构。 基于发汗冷却原理的多孔层板冷却结构近年来得到了普遍重视, R-R 公司和 Alison 公司曾分别研制出多孔层板结构, 并在发动机上进行了试验,GE90 发动机的火焰筒上应用了该种冷却方式。与此同时,一种更具冷却潜力的冲击发散冷却方式已成为计划研制的 PW6000 发动机选择方案。可见,对火焰筒冷却方法的探索仍在不断的进行之中。 射流冲击是一种极其有效的强化局部传热或传质的方法。 由于射流冲击靶面所形成的在冲击靶面上流动的边界层薄, 对流换热系数比常规的对流换热要高出几倍甚至一个量级, 因此冲击冷却在现代燃气涡轮发动机的热端部件 (诸如涡轮叶片、 火焰筒和涡轮机匣等)的强化冷却中被广泛采用。譬如,在采用冲击-逆向对流-气膜冷却的双层壁复合冷却结构中(图 1.1),火焰筒壁面冷气侧的冲击冷却实质上是半封闭通道的冲击冷却,即冲击射流从冲击孔板喷出,冲击到换热靶面后形成壁面射流沿通道单方向流出。 本文将主要针对这种双层壁复合冷却结构的冷气侧冲击冷却换热特性开展实验研究。 1.2 发动机燃烧室冷却方式概述 应用比较广泛的传统冷却方式有以下几种: 对流冷却、 气膜冷却、 发散冷却、冲击冷却以及各种冷却技术复合使用的复合冷却技术等。 多种多样的冷却结构和冷却技术层出不穷,大大促进了航空发动机性能的不断提高。本文对其中典型的冷却技术简述如下。 1.2.1 多斜孔壁冷却 多斜孔冷却又称为全覆盖气膜冷却它是一种先进的冷却方式,其特点是,在进行冷却的壁面上开出大量非常密集的小孔,冷却从这些小孔中以一定的角度射入流到热面的主流中,将主流与壁面隔离,从而起到保护壁面的作用。对于多斜孔冷却结构而言,与常规的气膜冷却的区别仅仅是孔的密集度较高,而且孔径较小,理想的孔径大小是不易被外 图 1.1 冲击加逆向对流气膜冷却 图 1.2 多斜孔壁冷却 南京航空航天大学硕士学位论文 3来物堵塞而又有适当的流量系数。 Mellor寸为 0.5mm,倾角为 20 度。因此,多斜孔冷却已经很接近于冷却效率较高的发散冷却,它同时具备气膜冷却的一些特点,其冷却过程包含三种冷却方式:多孔壁冷侧的对流换热、气膜孔内的对流换热和多孔壁热侧的气膜冷却,这三种冷却方式对于整个多孔壁冷却所做的贡献分别为:30%、40%和 30%,这表明孔内的对流换热起到了比较大的作用。 【1】提供了一个实用的不易堵塞的孔径尺1.2.2 冲击-对流-气膜冷却 在火焰筒的复合冷却结构中,冲击-逆向对流-气膜冷却以及冲击-逆顺向对流-气膜冷却是两种常见的双层壁复合冷却方式(图 1.3)。对于前者,冲击孔开在火焰筒内层的高温部位进行冲击冷却,然后逆向回流到气膜进口处,最后由气膜孔喷出在火焰筒内壁形成气膜。此结构火焰筒的外层壁很薄,不会产生很大的附加应力。推重比 10 一级发动机的高温升燃烧室,如采用纯气膜冷却,则需要 40%的进口空气冷却,而如果采用这种冷却方式,则可以降至 25%~30%。对于后者,它的冷却空气正好冲击到气膜尾部壁温的热点区域,冲击后形成的冷却空气分顺逆两个方向流过火焰筒内外层形成的细缝, 火焰筒内层与针板层大面积接触对流换热。通过冲击和对流,冷却气流吸收了基体上大量的热量,然后又形成气膜继续保护壁面,冷却效果明显增强。 1.2.3 层板冷却 层板冷却是一种新型的冷却技术, 层板冷却方式又称为类发汗冷却或称为半蒸发材料冷却,其结构参见图 1.4 所示。层板传热过程有如下特点(图 1.5):进气侧抽吸附面层使冷气侧换热增强,小孔进气后冲击到下一层板形成冲击冷却,然后在通道中进行对流冷却,这两部分冷却大大增强了壁内换热。在高温燃气侧冷气形成全气膜冷却,使气膜对热侧保护更为有效。从传热学观点可知层板冷却是一种高效冷却方式,它不仅接近于发汗冷却的效果,而且又充分利用了冲击冷却换热系数较高的优点。因此,层板冷却堪称是全气膜、冲击和内表面强化换热三位一体的综合产物。其冷却空气流量比常规冷却减少 30%。 图 1.3 冲击-对流-气膜冷却结构 半封闭通道内冲击射流换热特性和流量系数的实验研究 4 1.2.4 冲击加多斜孔双层壁冷却 冲击加多斜孔双层壁复合冷却方式是一种先进冷却方式, 其结构是由两层壁组成,外侧为冲击壁,内侧为多斜孔壁,冲击壁上分布着垂直壁面的冲击孔,多斜孔壁面上分布着与壁面夹角为 的小孔,如图 1.7 所示。冲击/多斜孔双层壁冷却方式的特点发散孔与壁面倾斜,极大的增加了内对流换热面积。另外,孔入口处的附面层抽吸作用也加强了换热。 (3)双层壁间恰当的压降分配可以使发散壁热侧气膜贴壁良好,形成全气膜冷却。 在实际应用中,多采用多种冷却方式结合从而吸收各种冷却方式长处抵消弱点的复合冷却技术。通常采用气膜、冲击、强化对流复合冷却。比如冲击对流气膜复合冷却技术以及冲击加发散冷却技术, 这样的复合结构能达到非常高的冷却效率,在节省冷却气体的同时提高其冷却能力。 【2】: (1)充分利用冲击冷却换热系数高的特点冷却局部热点。 (2) 图 1.4 层板结构示意图 图 1.5 层板冷却传热示意图 图 1.6 单孔冲击射流流场结构 图 1.7 冲击加多斜孔双层壁结构示意图 南京航空航天大学硕士学位论文 51.3 冲击冷却技术国内外研究现状 国外在冲击冷却的研究和应用方面起步较早, 形成了很多实验研究的方法和途径,并取得了令人瞩目的成果。Metzger 等[3-7]人于 20 世纪六十年代就开展了冲击冷却在涡轮叶片前缘冷却应用方面的研究工作, 并对多孔垂直冲击冷却平板的情况总结出影响换热的因素:射流雷诺数间距与孔径比/nZd 等。Osama[8]讨论了单孔冲击射流垂直冲击到一个固体表面时的射流流场结构(见图 1.6) 。射流的流场可以分为三个部分:自由射流区,驻点流区和壁面射流区。流体从喷嘴喷出的速度大体是均匀分布的,但随着流程的增加,射流与边界外的流体不断的进行动量和质量的交换,结果使得射流的宽度不断增加,速度分布剖面也逐渐发展成钟形,当自由射流冲击到壁面后,则转化为驻点区流动以及壁面射流区流动。在驻点区的射流边界层厚度极薄,一般只有喷嘴的千分之几,这就决定了驻点区有很高的换热系数。由驻点区向外发展的径向流动(即壁面射流)是加速的,因而流动的稳定性是非常高的,并且保持着层流的特征,如果有较高的流速,就有可能从层流向紊流过渡,这种过渡自然也会使换热系数提高。随后 Obot、Florschuetz、Andrews 等[10-11]就燃烧室的冲击冷却技术在全覆盖冲击冷却的有效温比、横流对其换热的影响、高温全覆盖冲击冷却换热、冲击孔板的孔的流量系数方面,作了一系列的深入的实验研究,并且发展了冲击冷却技术,对诸如冲击+气膜冷却、冲击+发散冷却等复合型的冷却结构,也做了深入的实验研究和验证工作。Goldstein [12]对有初始横流时的单孔射流冲击冷却的换热特性进行了实验研究,实验结果表明:初始横流的加入,使冲击靶板上的驻点区的换热系数峰值下降, 冲击射流上游的换热系数也低于没有初始横流的情况。而且随着初始横流的增大,冲击靶板上的换热系数呈下降趋势。由此可见初始横流的加入对冲击射流的换热起到了削弱作用。Kercher 等[13]的研究表明:燃烧室冷却结构的应用中,冲击孔的集合参数时)是影响冲击换热的一个重要几何参数,在冲击换热几乎没有影响。在影响冲击换热的各个因素中,响因素。Kercher 在其实验研究的范围内总结得出了准则关系式: ZnNudd=jRe ,孔间距与孔径比/nXd ,冲击dXn/Z(在冲击间距mm12的范围内,Re 是一个很重要的影nZ 一定Z 对mmn2nd3 / 1091. 0)21Pr(Redm (1-1) 由于所研究的范围或者研究的对象不同, m 的值各有所异。 Gardon 和 Cobonque[10]在均布喷嘴条件下的结果为 0.625。 Hillgeroth[15]的研究表明, 在3m 随/nXd 的增加而增加,其值大约在 0.72-0.78 的范围内。 20 世纪七十年代末,郑际睿,王宝官教授[16-17]对透平叶片的冲击冷却进行了实验研究。 文献[16]用集总热容法, 对单排圆孔空气射流对半圆柱形凹面的冲击/12nXd时, 半封闭通道内冲击射流换热特性和流量系数的实验研究 6换热工况进行了实验研究,测定了平均换热系数,并利用最小二乘法,归纳出了实验结果的准则关系式。文献[17]用同样的方法,对多排圆孔射流,在半圆形凹面上的冲击换热进行了实验研究,分析了射流的流态、冲击管的几何参数以及冲击管与凹面的间距等因素对平均对流换热系数的影响, 并将实验结果整理成无量纲准则关系式。高潮,褚孝荣,王宝官等[18]对多排均布圆孔射流,垂直冲击平板的冲击冷却换热进行了实验研究,如图 1.9 所示。根据所得的实验结果分析了这种换热方式的各种影响因素。研究结果表明:冲击孔的雷诺数的主要因素,随着冲击孔的雷诺数dRe 的增加,冲击射流的速度增加,冲击换热加强;冲击间距Zn或冲击间距与冲击孔孔径之比冲击换热的平均努塞尔数 Nu 随/nZd 的增加有微弱上升的趋势;许全宏,林宇震, 刘高恩[19]在相似理论指导下用恒热流方法研究了封闭空间内单孔冲击局部换热系数,总结了不同流动、几何结构参数对冲击换热系数影响的一些规律,并且根据线性拟合法给出单孔冲击平均换热系数的拟合公式。研究的结果表明:随着冲击雷诺数dRe 增加,冲击换热系数也呈增加趋势,二者基本呈线性关系;单孔冲击冷却的有效范围在 4 倍冲击孔直径范围内,如图 1.10 所示。 许全宏, 林宇震, 刘高恩[20]等为了获得冲击加多斜孔双层壁冷却方式的流量系数, 分别对两种孔排列方式的冲击和多斜孔实验板组合成的四组双层壁模型在相似理论指导下进行实验。研究几何参数和流量参数变化时,流量系数的变化情况。另外讨论并分析了主流流量、孔排列方式、双层壁缝高的变化对流量系数的影响程度。金捷,马继华,金如山[21]在模拟实际燃烧室室壁加热情况下,对三组不同几何参数的冲击/气膜复合冷却结构进行了热态实验研究,得到了不同冷却气流量下沿轴向的壁温分布, 并与纯气膜和夹层气膜冷却的相应实验结果进行了分析比较。张大林,常海萍,韩东[22]在实验的参数范围: 31=nZ,3 . 11/=iG内对初始横流的冲击壁面强化的换热特性进行了实验研究,实验表明:随着初始横流的增加(dRe 是影响冲击换热/nZd 对冲击换热的影响很小,100005000Re=,cGicGG /的增大),将改善冲击粗糙肋靶面 图 1. 10 多排均布圆孔换热实验 图 1. 11 单孔冲击换热实验 图 1.8 多排圆孔射流冲击 图 1.9 单孔冲击射流换热特性 南京航空航天大学硕士学位论文 7的换热特性;海萍, 毛军逵等[23]对有初始横流的冲击粗糙壁面复合冷却技术进行了数值模拟研究。通过数值模拟研究了冲击孔和粗糙肋相对位置变化对换热效果的影响。苑中显,阎小军,王秋旺,陶文铨[24]采用液晶显示技术,对两种实际叶型的前缘凹面的模拟表面在大冲距范围内进行了射流冲击热实验, 并与半圆凹面的换热进行了比较,并给出了换热准则关系式。张净玉,常海萍[25]对有初始横流的冲击粗糙壁面复合冷却技术进行了实验研究,通过实验了解了各种流动参数、几何参数对换热特性的影响规律,并对其结构设计提出有价值的参考意见。李朝晖,李立国[31]分析确定了涡轮叶片前缘阵列射流冲击到穿孔靶面的传热特性。 90 年代以来冲击粗糙表面强化换热被许多学者所研究。 江军射流进行了研究,结果表明冲击光滑表面和冲击粗糙表面有很大的不同,同时文中对孔-靶间距对换热的影响也进行了大量研究。 常海萍等人验表明冲击粗糙表面和冲击光滑表面的流动特性有很大的不同, 分析原因是由于粗糙肋对流场产生的扰动而引起。 常海萍、 张大林等人多孔射流冲击粗糙表面的换热特性进行了实验研究,实验结果表明:初始横流的加入恶化了光滑表面的换热,但增强了粗糙表面的换热;研究也表明射流孔到冲击靶面的距离存在最佳值。 常海萍,张大林等对位置对局部换热特性的影响, 实验结果可知冲击孔正对肋中和肋后的换热效果优于冲击孔正对肋前和肋上的换热效果。 常海萍,张净玉等何参数对换热特性的影响进行了研究。 在以上研究的基础上, 张净玉、 常海萍采用正交实验的方法确定了各参数对实验结果的影响大小, 确定合理的实验工况进行大量的实验,研究了三种冲击靶板情况下的换热特性,最后根据实验结果整理出换热准则关系式。 总而言之,这些研究方法和研究结果,对本课题的研究有一定的指导和借鉴作用。 nZ 的变化对换热有着明显的影响,存在一个最佳值。白云峰,常【32】对阵列式圆【33】通过流场显示实【34】 【35】对于有初始横流的【36】实验研究了冲击孔与粗糙肋的相【37】对冲击腔内各种几【38-39】1.4 研究方案 1.4.1 研究内容 本课题将对半封闭冲击射流的局部换热特性和流量系数的进行研究, 拟开展如下研究工作: (1)半封闭冲击孔的局部换热特性和流量系数的实验研究; (a)建立实验模型和实验系统; (b)测定不同的冲击孔板,在不同的冲击气流流量、不同的冲击间距的条 半封闭通道内冲击射流换热特性和流量系数的实验研究 8件下的冲击换热系数或努塞尔数; (c)进行数据处理和分析,得出冲击换热的准则关系。 (2)半封闭肋化通道冲击射流的局部换热特性和流量系数的实验研究; (a)建立实验模型和实验系统; (b)测定不同的冲击孔板,在不同的冲击气流流量、不同的冲击间距的条件下的冲击换热系数或努塞尔数; (c)进行数据处理和分析,得出冲击换热的准则关系。 1.4.2 研究方案 首先, 了解冲击冷却的换热机理, 提出实验方案, 包括试验模型和试验系统。用红外热像仪等先进的测试技术进行冲击靶面温度测试, 以及对冲击孔前后气流压力的测量,对试验数据进行修正、完善,进而对测得的实验数据进行处理和分析,得到半封闭通道射流冲击的局部换热特性和流量系数规律。 南京航空航天大学硕士学位论文 9第二章第二章 实验系统及装置实验系统及装置 2.1 实验系统介绍 试验系统如图 2.1 所示。空气经过压缩机压缩,经过流量计进入稳压箱,再进入冲气室,在冲击气腔内装有整流网,以使气体流动均匀;再经过冲击孔板而垂直冲击到换热靶板,最后经半封闭通道出口排入大气。整套实验系统包括实验段、冷却系统、加热系统以及测量系统。实验系统照片如图 2.2 所示,包括以下 几个部分:气路部分,它包括连接管道、阀门、流量计等等;加热系统,其中包括硅整流器、数字万用表、连接线路等等;试验段,其中包括连接管路、冲击气腔室(含整流网) 、冲击孔板、换热靶板(含加热膜) 、铁质支架等等;还 1 压气机 2 调节阀门 3 压力表 4 流量计 5 整流网 6 冲击气腔室 7 冲击板 8 冲击靶板 9 红外热像仪 10 加热器 图 2.1 试验系统图 图 2.2 试验系统照片 半封闭通道内冲击射流换热特性和流量系数的实验研究 10有温度和流量的测量系统等。 2.1.1 加热系统 根据实验特点采用电加热, 由流、低电压的加热方式,加热电流 0~100A,加热电压 0~15V。试验中采用的加热膜为康铜膜,厚度 0.01mm,温度系数为 50x10-6/℃,电阻率为 0.48 mm2/m(20℃) 。由于加热膜厚度非常小,与电源引线连接不方便,在加热膜两端焊接了厚度为 0.5mm 的铜片,通过铜片再与电源引线GDAJ型可控硅整流器提供的大电2.1.2 冷却系统 实验中冷却介质为空气。从压气机引入的冷却空气经管路系统,由浮子流量计测量得到体积流量后再通过测温和测压仪器得到经过流量计的冷却空气的温度和压力,然后通过冲击气腔室进入实验段,形成冲击冷却。冲击气腔室用厚度为 3mm的钢板焊制而成,内有一整流网,其侧面开有静压力测量孔和气腔室内气流温度的测量孔。 2.1.3 测量系统 (1)流量测量 气路系统中流量是使用气体积流量换算成质量流量;精度为 2.5 级,量程为压力是用精度为 0.4 级的标准压力表测得的,温度用酒精温度计测量。 50LZB型浮子流量计进行测量的, 然后将测量的空m /90~0h3。浮子流量计前(2)压力测量 冲击孔的前后压力用相对压力表测量。压力表的型号为 Y-60Z,精度为 2.5%。 (3) 冲击靶板温度场的测量 冲击靶板上的温度分布图像用TVS-2000MK 红外热像仪拍摄,可以对物体表面非接触测量, 并将结果以温度分布图的形式显示在内置的液晶显示屏上。 使用红外处理软件, 对红外图像进行详细处理,得到需要的温度场。 技术性能: 温度范围:-20~2000℃ 图 2.3 红外热像仪 南京航空航天大学硕士学位论文 11测温分辨率:0.15℃ 探测波长范围:3~5 m 探测速度:30 帧/秒 (4)加热量的测量 实验中采用可控硅整流供电, 使用直流电压表和直流电流表分别测量电压和电流,最后算出总的输出功率。 (5)散热损失的测量 考虑到冲击靶板的散热主要是靶板外表面的散热和外露加热膜的热辐射及自然对流。 实验中在冲击靶板后面的绝热层内的一层石棉垫片的两面各敷设了两对热电偶,通过测量石棉垫片两面的温差,求得冲击靶板的散热损失;外露加热膜的热辐射和自然对流散热损失通过测外露加热面的平均温度来算得。 2.2 实验装置 图 2.4 和图 2.5 是换热实验段的工作原理图。实验段主要由冲击孔板、冲击靶板、加热原件、定距垫片组成。 冲击射流孔布置分单排、 双排孔两种方式, 孔的直径为 2mm, 如图 2.6 所示。单排孔沿展向的孔间距与孔径之比dYn/取值范围为 35;双排孔呈顺排布置,沿展向的孔间距与孔径之比dYn/取值范围与单排孔相同,沿流向的孔间距与孔径之比dXn/也取为 35;单排射流孔和双排射流的第一排孔的中心平面距通道 (a)单排孔 (b)双排孔 图 2.4 换热实验段示意图(通道出口光滑) (a)单排孔 (b)双排孔 图 2.5 换热实验段示意图(通道出口肋化) 半封闭通道内冲击射流换热特性和流量系数的实验研究 12封闭一侧壁面的距离均保持为 5 倍的射流孔直径。 冲 击靶板用有机玻璃制成,尺寸定为mmmm 9075×左右。内侧敷设康铜膜用于提供恒热流加热的边界条件,冲击靶板和冲击孔板之间的距离可以通过调整垫片厚度改变。冲击靶板上的温度分布图像用红外热像仪拍摄,使用红外处理软件,对红外图像进行详细处理,得到需要的温度场。 图 2.6 冲击孔板结构示意图 南京航空航天大学硕士学位论文 13第三章第三章 实验和数据处理方法实验和数据处理方法 本实验采用电加热稳态测定的方法, 即在气流参数稳定和电加热达到稳定的情况下,测量靶板的温度流场。在本文的研究范围内,冲击孔板的压力损失控制在 10%以内,将空气视为不可压流体来处理。 3.1 射流流量的计算 3.1.1 浮子流量计读数的计算 浮子流量计的流量采用下式计算 snsnsnssksZTpZTpQQ000=(hm /3) (3-1) 式中: 对温度。 0 、0 p 、0 T 分别是标定介质(空气)在标准状态下的密度,绝对压力、绝sn 、snp 、s T 分别是被测流体在在标准状态下的密度,测量时的绝对压力、绝对温度。 Z 是被测流体在标准状态下的压缩系数。 Z 是被测流体在在常温的情况下,Z 和=sn。 则式(3-1)简化成: snssP 、s T 时的压缩系数。 Z 相差很小,取snsssnZZ=。而被测流体为空气,则0360000×=TpTpQQsnsks(hm /3) (3-2) 3.1.2 射流雷诺数的计算 射流雷诺数定义为: vdUfU 为冲击射流的速度,d 为冲击孔的直径。 / (3-4) j/Re = (3-3) 式中:v为冲击气体的运动粘度, f=v 是冲击气体的粘性系数, 为射流气体的密度。 由式(3-3)和(3-4)得 ReiiNAdm /= (3-5) 半封闭通道内冲击射流换热特性和流量系数的实验研究 14式中: N 为冲击孔个数,浮子流量计测量的是体积流量: j A 为冲击孔截面面积。 jsmQ/== (3-6) RT (3-7) 其中温度。 pj/j 为进入浮子流量计前压力, R 为空气气体常数,T 为浮子流量计前气体3.2 散热损失的计算 冲击靶板的散热主要是靶板外表面散热对流换热c l Q 和外露加热膜的热辐射rQ 及自然Q 。即 lcrlossQQQQ++= (3-8) 3.2.1 外露加热膜热辐射rQ 的计算 外露加热膜热辐射 式中为辐射面的黑度, 为黑体辐射常数,其值为辐射面的面积。 rQ 为 )(4241wwrTTAQ= (3-9) 8245.67 10/()WmK×, A为3.2.2 靶板外表面散热l Q 的计算 靶板外表面散热l Q 为 sssllATQ /∆= (3-10) 式中度, lT∆ 为被测石棉垫片两面的温差,s 为石棉垫片的厚度,s 为石棉垫片的厚sA 为石棉垫片的表面面积。 图 3.1 冲击靶板的散热损失示意图 热辐射和自然对流向石棉垫片导热 南京航空航天大学硕士学位论文 153.2.3 外露加热膜与空气的自然对流换热量cQ 的计算 记定性温度: 式中w2/ )(fwmTTT+= (3-11) T 为外露加热膜的平均温度,fT 为环境的空气温度。 mmmmmLTLgGrPrPr23. ∆= (3-12) fwTTT=∆ (3-13) nmmmGr(cNu)Pr= (3-14) mmNuLh= (3-15) 则以对流方式传出的热流量为 )(fwcTThAQ= (3-16) 3.3 局部努塞尔数的定义 局部努塞尔数的定义为 )j()(slossTTAdQIVNu= (3-17) 式中:IV 为电热膜的加热功率,击靶面的温度,lossQ为散热损失,A 为电热膜的面积,sT 为冲j T 为射流的温度。 3.4 平均努塞尔数的定义 沿靶面相邻冲击孔圆心取线性温度积分,来作为靶板冲击孔的平均温度。即 = (3-18) LtdlTssTTs12则 )j()(slossTTAdQIVNu= (3-19) 式中:IV为电热膜的加热功率,电热膜的面积,sT 为冲击靶面的温度,j T 为射流的温度。 lossQ为散热损失,A为 图 3. 2 温度积分示意 2sT1sT 半封闭通道内冲击射流换热特性和流量系数的实验研究 163.5 冲击孔流量系数的定义 冲击孔的流量系数为实际通过小孔气流流量之比: DC式中理论计算流量thm 为: rem 与相同情况下理论流量thmthremm/= (3-20) 在燃烧室冷却结构的设计中,一般将冷却空气通过冲击孔板的压力损失控制在 %3左右,此时射流的马赫数约为 0.17,可以认为冷却空气是不可压流体,式(3-21)中: nA= (3-22) AUmjth= (3-21) 24Pd RT= (3-23) 5 . 0)/2 (PUj∆= (3-24) 由此得到射流的马赫数为: 5 . 0)5 . 0)5 . 0)2k(2k((PPRTPkRTUMaj∆=∆== (3-25) 冲击小孔的流量系数为: 5 . 0)2/2 (4nPdWCmD∆= (3-26) 其中mW 为实验用冷却空气的质量流量, 为冷却空气在工作压力和工作温度下的密度, P∆ 为冲击孔板的静压力损失,n为实验用冲击孔板的孔数。 由以上各式可以看出,对于确定的冲击孔,在对其进行平均流量系数实验测量过程中,所要测量的量有:实际流量射流的温度T 等等。 DC 的mW 、冲击孔前后的压力P 、空气3.6 实验工况 本文的试验研究包括两个部分, 即半封闭光滑通道和半封闭肋化通道的射流冲击冷却。主要的研究参数包括: (1)射流气动参数 (2)射流孔的结构参数 (3)通道的结构参数 南京航空航天大学硕士学位论文 17实验工况如表 3.1 和 3.2 所示: 表 3.1 单排孔实验工况表 符号和单位 参数变化范围 冲击孔直径 ()d mm 2 冲击射流雷诺jRe 1000035000 展向孔间距 ()n Y mm (3 ~ 5)d 冲击间距 ()nZmm (1~ 4)d 倾斜孔倾角 30? 条形肋宽 ()l mm 1 条形肋高 ()e mm 1 肋间距 ()p mm (6 ~10)e 表 3.2 双排孔实验工况表 参数名称 符号和单位 参数变化范围 冲击孔直径 ()d mm 2 冲击射流雷诺jRe 1000035000 展向孔间距 ()n Y mm (3 ~ 5)d 流向孔间距 ()nXmm (3 ~ 5)d 冲击间距 ()nZmm (1~ 4)d 条形肋宽 ()l mm 1 条形肋高 ()e mm 1 肋间距 ()p mm (6 ~10)e 半封闭通道内冲击射流换热特性和流量系数的实验研究 18第四章 半封闭通道冲击射流的实验结果与分析 4.1 冲击靶面温度场显示和分析 图 4.1 是单排孔(是单排倾斜孔(可以看出, (1)壁面温度场的分布在正对冲击孔的滞止区温度最低,并从滞止区/3n Yd = )在冲击间距/2nZd = 时的冲击靶面温度场,图 4.2 d = 时的冲击靶面温度场。从上图/3n Yd = ,30=?)在冲击间距/2nZ Re=10600 Re=10600 Re=16200 Re=16200 Re=22100 Re=22100 Re=28400 Re=28400 Re=34800 Re=34800 图 4.1 单排孔(/3d = )在冲击间 图 4.2 单排倾斜孔(距/2nZd =时的温度场 在冲击间距n Y/d =3时的温度场n YZd = ,230=?) /n 南京航空航天大学硕士学位论文 19向壁面射流区发展温度逐渐增加,出口一侧成为高温区,在封闭一侧发展终止。这是因为滞止区的附面层很薄,从滞止区到壁面射流区附面层逐渐变厚,附面层的厚度影响到换热效果逐渐变差。 (2)不同冲击雷诺数时的冲击靶面温度场的分布非常相似,但是靶面的温度范围不同。随着冲击雷诺数的增加,靶面显示的温度范围逐渐降低;靶面较低温度区域的面积随着冲击雷诺数的增加而增大。 (3)通过比较图 4.1 和 4.2 可以看到,单排倾斜孔驻点区的范围变窄,由于冲击孔向通道受限一侧倾斜,使得驻点区靠近受限一侧。 图 4.3 是双排孔(/3nXd = ,/4n Yd = )在冲击间距/2nZd = 时的冲击靶面温度场。从图中可以看出, (1)对应每个冲击孔,靶面上都出现一个低温区,这表明了靶面受到了双排孔射流冲击的冷却。 (2)不同冲击雷诺数时的靶面温度场的分布非常相似,但是靶面的温度范围不同。随着冲击雷诺数的增加,靶面显示的温度范围逐渐降低;靶面较低温度区域的面积随着冲击雷诺数的增加而增大。 (3)前排孔和后排孔低温区域的面积不同。 4.2 单排冲击孔换热特性 本实验中影响单排孔局部换热特性的因素主要有,射流的雷诺数孔间距与孔径比/d ,冲击间距与孔径比析这几个影响因素对冲击靶板换热效果的影响规律和大小。 jRe ,展向nY/nZd ,倾斜孔倾角。下面将逐一分 Re=11000 Re=17400 Re=25200 Re=35300 Re=45400 图 4.3 双排孔(/3nXd = ,/4n Yd =)在冲击间距/2nZd =时的温度场 半封闭通道内冲击射流换热特性和流量系数的实验研究 20(1)射流雷诺数jRe 图 4. 4是单排孔(展向的平均努塞尔数 Nu 随化曲线) 努塞尔数 Nu 随着冲击雷诺数而增加, 这主要是由于在其他条件不变的情况下, 冲击射流雷诺数的增大就意味着冷却流量的增加, 从而增强换热表面的冷却效果。 还可以看出单排冲击孔沿流向冲击的有效范围在6~5倍冲击孔直径范围内。(2) 由于流体在滞止区内的附面层厚度极薄,因此换热系数非常高,使得曲线在滞止区取得局部换热 Nu 数的最大值。在逐渐远离滞止区的壁面射流区,附面层逐渐发展起来,厚度增加,换热被削弱,局部换热 Nu 数逐渐降低。 (3) 单排冲击孔沿流向冲击的有效范围在孔直径范围内。 /3nYd = )沿Re 的变jjRe 的增加6~5倍冲击(2)孔间距与直径比dYn/ 图 4.5 为不同孔间距与直径比平均努塞尔数 Nu 随流孔展向上的局部努塞尔数Nu 的分布。通过比较不难发现,在相同的冲击雷诺数jd由于孔间距与直径比d射流之间的相互作用增强,使得每一股射流所对应的驻点区域的换热强度提高,从而冷却效果也就更好。 dYn/ 下,在冲击间距比dZn/ =2 时,沿展向的jRe 的变化曲线 为不同展向孔间距与直径比dYn/ 下射Re 下,随着Yn/ 的增大,沿展向的平均努塞尔数 Nu 呈下降趋势。这主要是Yn/ 的减小,流过单位冲击靶面上的冷却流量越大,相邻(3)冲击间距与直径比/nZd 图 4.7 是在孔间距与直径比冲击间距与孔径比 dYn/ =4,冲击雷诺数Re下,沿展向的平均努塞尔数 Nu 随Rej的变化曲线j=时,不同dZn/ 图 4.4 单排孔(数 Nu 随/3nYd =)沿展向均努塞尔jRe 的变化曲线 Re=28400 Re=34800Yn/d=3,Zn/d=4 南京航空航天大学硕士学位论文 21 (a) (b) (c) 图 4.5 不同孔间距与直径比展向平均 Nu 随dYn/下沿jRe 的变化曲线 Re=28400 Re=34800 NuYn/d=3,Zn/d=2051015x/d0150180 Re=10600 Re=16200 Re=22100 Re=28400 Re=34800 NuYn/d=4,Zn/d=2051015x/d0150180 Re=10600 Re=16200 Re=22100 Re=28400 Re=34800NuYn/d=5,Zn/d=2 (a) (b) (c) 图 4.6 不同展向孔间距与直径比流孔展向上的局部努塞尔数 Nu 的分布 dYn/下射80300 Re=10600 Re=16200 Re=22100 Re=28400Nuy/dYn/d=3,Zn/d=10246y/d80200 Re=10600 Re=16200 Re=22100 Re=28400NuYn/d=4,Zn/d=0 Re=10600 Re=16200 Re=22100 Re=28400Nuy/dYn/d=5,Zn/d=1 半封闭通道内冲击射流换热特性和流量系数的实验研究 22 在冲击间距与孔径之比为果要好于其它三种冲击间距比,而4~1的变化范围内,dZn/=1时的冲击冷却换热效果则最差。 dZn/=2时的冲击冷却换热效(4)冲击孔倾角 (a) (b) (c) (d) (e) 图 4.7 不同冲击间距与直径比/Zn d 下沿展向平均uN 随e R 的变化曲线 Zn/d=2 Zn/d=3 Zn/d=4051015x/d100NuYn/d=4,Re=16200 Zn/d=1 Zn/d=2 Zn/d=3 Zn/d=20140 Nux/d Zn/d=1 Zn/d=2 Zn/d=3 Zn/d=4Yn/d=4,Re=x/d0Nu Zn/d=1 Zn/d=2 Zn/d=3 Zn/d=4Yn/d=4,Re=x/dNuYn/d=4,Re=34800 Zn/d=1 Zn/d=2 Zn/d=3 Zn/d=4 南京航空航天大学硕士学位论文 23图 4.8 是射流垂直和倾斜时的对比。从图中可以看出,冲击孔有时冲击冷却范围变窄,冲击的有效范围在30=?倾斜角4~3倍冲击孔直径范围内。 图 4.9 冲击孔倾斜角30=?在不同冲击间距与直径比/Zn d 下时沿展向平均uN 随e R 的变化曲线 Re=28400 Re=34800 NuYn/d=5,Zn/d=1051015x/d Re=10600 Re=16200 Re=22100 Re=28400 Re=34800NuYn/d=5,Zn/d=2051015x/d100120 Re=10600 Re=16200 Re=22100 Re=28400 Re=34800 NuYn/d=5,Zn/d=06080100 Re=10600 Re=16200 Re=22100 Re=28400 Re=34800Nux/dYn/d=5,Zn/d=4 (a)冲击孔无倾角 (b)冲击孔倾斜角30=? 图 4.8 冲击间距与直径比/3nZd = 时uN 随e R 的变化曲线 Re=28400 Re=34800NuYn/d=4,Zn/d=3051015x/d100120140 Re=10600 Re=16200 Re=22100 Re=28400 Re=34800NuYn/d=4,Zn/d=3 半封闭通道内冲击射流换热特性和流量系数的实验研究 24图 4.9 是倾斜冲击孔在不同冲击间距与孔径比数 Nu 随Rej的变化曲线。从图中可以看出,当显高于其它的冲...

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