高温涡轮叶片用航空煤油冷却的机理研究
航空发动机涡轮叶片冷却技术综述
航空发动机涡轮叶片冷却技术一、引言航空发动机自诞生以来，对它的基本发展要求就是推力更大、推重比更高、耗油率更低、质量更轻、耐久性更好和费用更低等。
因此，航空发动机涡轮的发展趋势主要在以下两个方面：其一是不断提高涡轮前温度；其二就是不断增加涡轮气动负荷，采用跨音速涡轮设计方案，减少涡轮级数和叶片排数。
在现有技术条件下，并在保证尺寸小、质量轻的情况下，提高涡轮前温度，是获得大推力和高推重比的主要措施之一。
从理论上讲，涡轮进口温度每提高100℃，航空发动机的推重比能够提高10%左右。
当前，先进航空发动机涡轮前温度已经达到1900K 左右，这远远超过了涡轮叶片所用的高温合金材料的熔点温度。
为了保证涡轮叶片在高温燃气环境下安全可靠地工作，就必须对叶片采取冷却和热防护措施。
对于高温所带来的一系列问题，解决的办法主要有两个：一是提高材料的耐热性，发展高性能耐热合金，制造单晶叶片；二是采用先进的冷却技术，以少量的冷却空气获得更高的降温效果。
其中材料的改善占40%，冷却技术占60%。
对于军用航空发动机，第3代的涡轮进口温度为1680~1750K，涡轮叶片耐温能力主要通过第1代单晶合金或定向合金和气膜冷却技术保证；第4代的涡轮进口温度达到1850~1980K，涡轮叶片耐温能力主要通过第2代单晶合金和对流-冲击-气膜复合冷却技术来保证；未来一代的涡轮进口温度将高达2200K，预计涡轮叶片耐温能力通过第3代单晶合金或陶瓷基复合材料等耐高温材料和包括层板发散冷却在内的更加高效的冷却技术来保证。
二、航空发动机涡轮叶片冷却技术概述涡轮冷却技术研究始于上个世纪40年代，大约在1960年，气冷涡轮首次应用于商业航空发动机上。
经过多年的发展，目前基本上形成了由内部冷却和外部冷却构成的涡轮叶片冷却方案。
1.内部冷却其基本原理是冷气从叶片下部进入叶片内部，通过带肋壁的内流冷却通道，对叶片的内表面实施有效的冷却，一部分冷气通过冲击孔，以冲击冷却的形式对叶片前缘内表面进行冷却，剩下的一部分气体经过叶片尾部的扰流柱，被扰动强化换热以后从尾缘排出。
单向轴流式涡轮的冷却技术研究与优化
单向轴流式涡轮的冷却技术研究与优化引言：单向轴流式涡轮是一种常见的热机继动机构，广泛应用于航空发动机、燃气轮机等领域。
然而，在高温高速运行过程中，涡轮叶片会受到严重的热负荷，导致热应力和热疲劳，从而缩短了涡轮的使用寿命。
因此，研究并优化单向轴流式涡轮的冷却技术，对于提高涡轮的耐高温性能具有重要意义。
一、冷却技术简介1. 冷却的目的和意义单向轴流式涡轮在高温高速运行中，由于受到燃气的高温冲击，温度迅速升高，进而导致热应力集中和热疲劳现象的产生。
冷却技术的主要目的是降低叶片表面的温度，减少热应力和热疲劳的发生，提高涡轮的工作寿命和可靠性。
2. 冷却的分类单向轴流式涡轮的冷却技术可以分为内部冷却和外部冷却两类。
内部冷却主要包括内部通道冷却和内冷气膜冷却；外部冷却主要包括冷却剂薄膜冷却和蒸发冷却。
二、冷却技术的研究与应用1. 内部通道冷却内部通道冷却是通过在涡轮叶片内部设置冷却通道，将冷却介质（如冷却空气、冷却液等）引入通道内进行冷却，以降低叶片表面的温度。
研究表明，优化内部通道的结构和布局可以提高冷却效果。
例如，采用弧形通道和弯道冷却结构可以增加冷却介质和叶片表面的接触时间，提高冷却效果。
2. 内冷气膜冷却内冷气膜冷却是通过在涡轮叶片上形成一层气膜，利用气膜的冷却效果来降低叶片表面的温度。
气膜可以由冷却空气或液态介质生成。
研究发现，通过控制气膜的厚度和流量，可以有效地降低叶片表面的温度，并减少热应力的集中。
3. 冷却剂薄膜冷却冷却剂薄膜冷却是通过在涡轮叶片表面形成一层冷却剂薄膜，以提供额外的冷却效果。
冷却剂可以通过喷雾方式或涂覆方式施加在叶片表面。
优化冷却剂的喷射方式和厚度分布可以提高冷却剂薄膜的均匀性和覆盖范围，从而提高涡轮叶片的冷却效果。
4. 蒸发冷却蒸发冷却是通过在涡轮叶片表面喷射可蒸发的液体，利用蒸发吸热效应来冷却叶片。
研究表明，喷射速度、喷射角度和喷射间隔等参数可以影响蒸发冷却效果。
优化这些参数可以提高蒸发冷却的冷却效果和涡轮的热防护性能。
航空发动机的涡轮叶片冷却技术
航空发动机的涡轮叶片冷却技术航空发动机被誉为现代工业的“皇冠”，而涡轮叶片则是这顶皇冠上的璀璨明珠。
在航空发动机的工作过程中，涡轮叶片面临着极端恶劣的工作环境，高温、高压、高转速等因素使得涡轮叶片的冷却成为了至关重要的技术难题。
本文将深入探讨航空发动机的涡轮叶片冷却技术。
航空发动机的涡轮进口温度极高，远远超过了涡轮叶片材料的熔点。
如果没有有效的冷却措施，涡轮叶片将很快失效，从而导致发动机故障甚至无法正常工作。
因此，为了确保发动机的可靠性和耐久性，必须采用先进的冷却技术来降低涡轮叶片的工作温度。
目前，常见的涡轮叶片冷却技术主要包括内部对流冷却、气膜冷却和热障涂层等。
内部对流冷却是涡轮叶片冷却的基础技术之一。
通过在叶片内部设计复杂的冷却通道，让冷却空气在通道内流动，从而带走叶片表面传来的热量。
这些冷却通道的形状和布局经过精心设计，以实现最佳的冷却效果。
冷却空气通常从压气机引入，经过一系列的导流和分配装置，进入叶片内部的冷却通道。
在通道内，冷却空气与叶片壁面进行热交换，吸收热量后从叶片的尾缘或其他部位排出。
为了提高内部对流冷却的效率，工程师们不断优化冷却通道的结构，采用诸如扰流柱、肋片等措施来增强换热效果。
气膜冷却则是在涡轮叶片的表面形成一层低温气膜，以隔离高温燃气与叶片表面的直接接触。
在叶片表面上分布着一系列的小孔或缝隙，冷却空气从这些小孔或缝隙中喷出，形成一层薄薄的气膜覆盖在叶片表面。
这层气膜能够有效地阻挡高温燃气的热量传递，从而降低叶片表面的温度。
气膜冷却的效果取决于气膜的覆盖范围、厚度和稳定性等因素。
为了获得更好的气膜冷却效果，需要对小孔或缝隙的形状、分布和喷射角度等进行精确设计。
热障涂层是另一种重要的涡轮叶片冷却技术。
热障涂层通常由陶瓷材料制成，具有较低的热导率和良好的高温稳定性。
将热障涂层涂覆在涡轮叶片的表面，可以有效地减少热量向叶片内部的传递。
热障涂层能够承受高温燃气的冲刷和腐蚀，同时起到隔热的作用，显著降低叶片的工作温度。
浅谈涡轮转子叶片冷却技术
浅谈涡轮转子叶片冷却技术摘要：隨着生产力的发展，燃气轮机被广泛应用于航空、地面动力以及工业生产的各个领域。
为了提高发动机输出功和热循环效率，涡轮前燃气温度仍在逐年提升，目前已远高于耐高温材料的极限承受温度，先进的冷却技术成为保障涡轮安全可靠工作的关键措施。
燃气轮机高温部件有很多不同的冷却方式，总的来说，可以分为内部冷却和外部冷却。
本文对涡轮叶片冷却方法以及影响其冷却效果的因素进行阐述，对涡轮叶片冷却技术进行了总结。
标签：燃气轮机;涡轮;冷却方式;冷却效果1 冷却方式概述用于冷却叶片的气体来自于压气机会导致发动机热效率和输出功损失，因此，对于给定的涡轮叶片和工作状态，我们需要理解冷却方式并使其优化。
毫无疑问，燃气涡轮冷却技术仍有复杂、多因素的难点。
目前大部分冷却方案包括前缘冷却、压力面和吸力面冷却和尾部冷却三个主要冷却区域。
前缘冷却由冲击和气膜冷却组成;中间区域由含加强肋条曲折内部通道的对流冷却以及气膜冷却;而尾部区域一般通过针状肋条和狭缝射流冷却组成。
另外转动对涡轮转子叶片内部通道热传递有很显著的影响，而不稳定高湍流因素对气膜冷却的影响也很大，这些在后文中有所提及。
总的来说，涡轮叶片的冷却方式可以分为内部冷却和外部冷却。
内部冷却是指在高温部件内部通入冷却工质，强化内部换热，从而吸收高温部件热量降低温度。
内部冷却主要包括肋片扰流冷却、射流冲击冷却、柱肋冷却以及复合式冷却。
外部冷却即为气膜冷却，由内部通道喷射温度较低的冷却工质，从而在高温部件表面和主流之间形成一层保护膜，隔离高温燃气达到冷却目的。
肋片扰流冷却通常是在涡轮叶片中部采用的冷却方式，即将扰流肋片安装在叶片内部冷却通道两侧表面，增大冷却工质与叶片之间对流换热系数，可以不改变冷却工质温度的情况下带走更多的热量。
这种冷却方式影响因素主要是通道及肋片的几何特性（如横截面形状、肋片大小、安装角分布等）和来流马赫数。
射流冲击冷却是将一股高动量冷却工质通过小孔或狭缝喷射到高温部件表面，强化局部换热，主要应用于叶片前缘、吸力面和压力面局部冷却，但冲击冷却需要在叶片内部钻孔会削弱其结构强度。
飞机发动机高效涡轮冷却技术的分析与应用
飞机发动机高效涡轮冷却技术的分析与应用摘要：飞机发动机高效涡轮冷却叶片设计是燃气轮机的核心技术，其难点之一是如何准确预测叶片温度场，满足工程需要。
飞机发动机高温涡轮叶片冷却，通过叶片内部和外部的数值计算获得内外边界条件，最后通过流体计算软件进行叶片的导热计算，从而获得叶片温度场。
由于流动和传热机理复杂，计算结果存在较大的不确定性，为了获得准确的温度结果和校准设计工具，需要在叶片设计的不同阶段开展不同的冷却技术的分析与应用进行验证，这些冷却试验的开展需要循序渐进，在不同设计阶段及时对设计结果进行修正和验证，从而保证涡轮冷却叶片开发能够顺利进行。
为适应新一代航空发动机涡轮设计技术需求，开展飞机发动机下高压涡轮冷却技术的研究具有重要的战略意义。
鉴于此，文章结合笔者多年工作经验，对飞机发动机高效涡轮冷却技术的分析与应用提出了一些建议，仅供参考。
关键词：飞机发动机；高效涡轮；冷却技术；分析与应用引言现今，通过航空发动机涡轮概述，根据超温现状，进行实例分析得出，根据涡轮叶片冷效果可知，可满足工程需要。
对叶片结构进行去叶冠，增加前缘气膜孔的改型设计后，去掉了叶冠，整机用于第一级动叶的冷却空气也得到了降低，为机组后续提高性能提供了基础。
1、航空发动机涡轮概述涡轮的作用是把燃气中的部分或大多数能量转化为机械能，带动压气机转子和附件转动。
涡轮喷气发动机工作时，燃油燃烧产生的大部分能量（约为3/4）被涡轮吸收，用来驱动压气机转子。
若是涡轮螺旋桨或涡轮轴发动机，则燃气中90%的能量要被涡轮吸收。
涡轮有3种形式，即冲击式涡轮、反力式涡轮和反力-冲击式涡轮（两种形式的结合）。
通常，燃气涡轮发动机上采用反力-冲击式涡轮。
2、航空发动机涡轮叶片超温现状飞机发动机是飞机的“心脏”，发动机的性能决定了飞机的飞行速度、航程、机动性等一系列性能。
在飞机发动机众多的零部件当中，最核心的部件为“一盘两片”，即涡轮盘、导向叶片和工作叶片。
其中，工作叶主要包括压气机工作叶片和涡轮工作叶片。
燃气轮机涡轮喷雾冷却技术的研究
燃气轮机涡轮喷雾冷却技术的研究燃气轮机是一种高温高压的能源转换设备，其工作过程中会产生大量的热量。
为了保证燃气轮机的高效运转，减小热应力对设备的影响，提高其可靠性和使用寿命，燃气轮机喷雾冷却技术得到了广泛的研究和应用。
燃气轮机涡轮是燃气轮机中的核心部件，负责将高速流入的燃气转化为旋转能量，并驱动其他设备。
然而，由于涡轮工作时的高温和高压环境，涡轮叶片面临着较大的热应力。
如果热应力过大，叶片可能发生烧蚀、氧化、疲劳等损伤，甚至导致涡轮失效。
因此，研究燃气轮机涡轮喷雾冷却技术具有重要的意义。
燃气轮机涡轮喷雾冷却技术利用喷射冷却剂降低涡轮工作时的表面温度，从而减小热应力。
喷雾冷却技术可以分为内冷和外冷两种方式。
内冷即喷射冷却剂进入涡轮结构内部，直接冷却叶片的背面；外冷则是通过喷射冷却剂在叶片表面形成薄膜冷却。
内冷技术包括强制喷射冷却和外循环喷射冷却。
强制喷射冷却是将冷却剂通过喷嘴喷入涡轮背面，在背面形成冷气层，降低叶片温度，提高叶片的寿命。
外循环喷射冷却则是用冷却剂流进入涡轮腔体中，形成循环，将冷却剂带热走，降低涡轮温度。
外冷技术是指将冷却剂喷射到叶片表面，形成薄膜冷却。
薄膜冷却技术类似于水汽冷却，冷却剂在入口处加热蒸发，然后冷却叶片，最后再回流到系统中循环使用。
薄膜冷却技术具有冷却效果好、操作灵活方便等优点，被广泛应用于燃气轮机涡轮的冷却中。
燃气轮机涡轮喷雾冷却技术的研究主要包括冷却剂的选择、冷却效果的评估和冷却系统的设计等方面。
在冷却剂的选择上，既要考虑冷却剂的性能和稳定性，还要考虑其对环境的影响以及使用成本等因素。
在冷却效果的评估上，可以使用实验和数值模拟相结合的方法，通过实验获得冷却剂的稳定性和冷却效果，并通过数值模拟分析其内部冷却剂的流动情况和热传导过程。
在冷却系统的设计上，需要根据燃气轮机的工作参数和结构特点，设计合理的喷雾冷却系统，确保冷却剂能够有效覆盖到叶片表面，提高冷却效果。
总之，燃气轮机涡轮喷雾冷却技术的研究对于提高燃气轮机的工作效率、延长设备寿命和降低维护成本具有重要的意义。
航空发动机涡轮叶片冷却技术综述
航空发动机涡轮叶片冷却技术综述2 中国人民解放军31434部队3 空军航空大学航空作战勤务学院摘要:航空发动机是飞机的心脏，而涡轮叶片是航空发动机核心部件之一，被誉为“皇冠上的明珠”。
本文简单介绍了涡轮叶片冷却技术的重要性及其基本原理，分类列出了目前实际应用中的几种主要的涡轮叶片冷却技术。
对相关文献资料进行汇总分析后提出了涡轮叶片冷却技术的发展趋势。
关键词: 航空发动机涡轮叶片冷却技术传热系数0引言1903年12月7日由莱特兄弟设计的“飞行者1号”实现了有动力、载人、持续、稳定和可操纵的重于空气的飞行器的首次升空。
开创了航空飞行的新纪元。
100多年过去了，航空事业得到了迅猛的发展。
作为飞机的“心脏”，航空发动机也同样走过了百年的光辉历程，从最初的活塞式发动机，发展到后来的航空燃气涡轮发动机，再到目前正在研究的新概念、新能源发动机，航空发动机的性能也一直在进步。
航空发动机决定着飞机的性能，对国防和国民经济具有重要意[1]。
现今的航空发动机以航空燃气涡轮发动机为主。
分为涡轮喷气发动机、涡轮风扇发动机、涡轮螺旋桨发动机、涡轮轴发动机、桨扇发动机等。
涡轮部件在这些种类的发动机中起着极其重要的作用。
1航空发动机涡轮叶片冷却的意义航空发动机涡轮属于热端部件，涡轮叶片的工作环境非常恶劣：叶片工作温度很高，进口燃气温度已达1400甚至更高，对高温下叶片材料的持久强度、蠕变强度、韧性、抗热疲劳和机械疲劳性能以及抗高温氧化和抗热腐蚀能力提出了更高的要求。
我国早期发展的航空燃气涡轮发动机涡轮叶片并没有采用冷却技术，这也在很大程度上限制了我国航空发动机的技术革新，使得涡轮前温度受限。
涡轮叶片冷却技术的出现，在极大程度上解决了航空发动机涡轮叶片材料受限的难题，大大拓宽了航空发动机的技术革新领域，增大了航空发动机的气流冷却能力。
理论与实践都已表明，应用新发展的冷却技术取得的发动机性能的提高远大于高温材料的发展速度，已成为提高发动机性能的有效、可行途径之一。
涡轮叶片前缘冷却结构流动换热机理
目录•前言•涡轮叶片前缘冷却结构概述•流动换热机理研究•数值模拟与实验验证•涡轮叶片前缘冷却结构优化设计•结论与展望前言01航空发动机涡轮叶片是发动机关键部件之一，工作在高温、高压、高转速的极端环境下，其冷却技术是保证其正常工作的关键。
02涡轮叶片前缘由于处于高温、高应变率和低雷诺数的流动环境下，是冷却技术研究的重点和难点。
03研究涡轮叶片前缘冷却结构的流动换热机理，对于提高发动机性能、降低冷却能耗、提高叶片使用寿命具有重要意义。
研究背景与意义研究内容研究涡轮叶片前缘冷却结构的流动换热特性，包括冷却气体流量分配、流动换热性能、气膜冷却效率等。
采用实验研究、数值模拟和理论分析相结合的方法，对涡轮叶片前缘冷却结构进行深入研究。
通过实验手段测量涡轮叶片前缘在不同工况下的温度分布、冷却气体流量分配等参数，为数值模拟提供边界条件。
利用CFD软件对涡轮叶片前缘冷却结构进行数值模拟，通过对流动换热过程的模拟，分析冷却气体流量分配、流动换热性能、气膜冷却效率等参数。
基于实验和数值模拟结果，运用传热学、流体力学等理论对涡轮叶片前缘冷却结构的流动换热机理进行分析和研究。
研究方法数值模拟理论分析实验研究研究内容与方法涡轮叶片前缘冷却结构概述01气膜冷却通过在叶片前缘开设一定的孔或缝，将冷气引入主流区域，形成气膜，对前缘进行保护。
具有较高的冷却效率，但可能影响流场和换热。
02冲击冷却利用高速气流冲击叶片前缘，将热量带走。
具有较大的冷却系数，但可能产生冲击疲劳。
03扰流件冷却通过在叶片前缘添加扰流件，改变流场形态，提高换热效果。
具有较低的冷却效率，但可以降低附面层分离。
冷却结构类型及特点采用先进的冷却技术可以允许涡轮进口温度提高，从而提高涡轮的性能和效率。
提高涡轮进口温度通过冷却结构可以有效地将叶片前缘附面层温度降低，防止附面层分离和烧蚀。
降低叶片前缘附面层温度采用合理的冷却结构可以改善涡轮出口温度分布的均匀性，从而提高下游部件的性能。
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第7卷 第3期航空动力学报Vo l.7No.3 1992年7月Journal of Aerospace Power July1992高温涡轮叶片用航空煤油冷却的机理研究南京航空学院 刘德彰** 刘明候 武卫东【摘要】 本文用航空煤油为冷却介质,在均匀受热的铅直圆管内沸腾形成气液两相流动,研究其沿程换热系数的变化规律,并与用水为冷却介质相比较;研究在不同工况下,煤油沸腾气液两相流动时的不稳定性和结焦的情况。
关键词: 航空煤油 叶片冷却 结焦1 前 言 已有的研究工作[1、2]表明,用水为冷却介质,在管内沸腾产生汽液两相流动,当流型为环状流时,液膜厚度很小,并沿流向不断减薄,在恒热流下,使壁温的过热度变小,因此,换热系数可比单相液流区提高约两个数量级。
当用煤油为冷却介质时,其在受热通道中,仍然要经历从单相液流到沸腾气液两相流动的过程,换热效果也将增强。
但是,因煤油的物性不同于水,其换热效果的增强比水差一些,当流型为环状流时,换热系数比单相液流区高一个数量级;尤其是在一定的工况下,煤油会出现“结焦”(析炭),其部分析炭将贴附于壁面,使热阻增加,换热效果降低。
因此,不仅要研究煤油在未结焦情况下的换热系数,而且要研究其在某些工况下的结焦速率和阻止或减少结焦的途径。
2 实验设备与测试系统 实验装置如图1所示,试验段是用内径为10mm、外径为10.3mm厚度均匀的耐热不锈钢图1 实验装置本文于1991年7月收到。
**南京航空学院二系 210016管(1Cr18Ni9T i)做成的,并直接作为可控硅稳压电源的加热电阻。
试验段外包绝热材料并置于金属屏蔽盒中。
为模拟涡轮叶片冷却时的工况,本文采用小流量(1.2～4g /s )和相对大的热流(25～85kW/m 2)的工作参数。
因为是用煤油为冷却介质,实验时要改变不同的工作压力,并回收出口的油气混合流,所以采用挤压式系统,并在出口处加装冷凝器。
2.1 壁温测量系统 在试验段的管壁上,每间隔40mm 配置一对热电偶,全长共16对。
各热电偶间沿周向错图2 壁温测试系统开90°,以减少对加热均匀度的影响。
热电偶测量端直径小于0.6mm ,其响应在几十ms 内不大于100Hz [3]。
用六通道滤波型放大器,对所采集的信号进行初级稳定滤波放大,将高于100Hz 的信号滤掉后送入A/D 进行二级放大,再转换为CPU 可接受的数字量,经采样软件控制,可获得准确的热电势输出值。
同时,用五位半数字电压表直接测出热电势,与采样系统结果相互校核。
测温系统如图2所示。
2.2 平均主体温度T b 的确定 通过测定管壁温度T w ,即T w =f 1(z );和数值计算,求得沿程压力变化,即p b =f 2(z )及相应图3 压力修正曲线的T b ;便可由已知的热流q,按A =q (T w -T b ),求得A =f 4(z )。
因此,除精确地测得T w 外,还应准确地确定T b 。
进口段未饱和时仍按单相流计算。
T b 的确定方法同文献[1、2]。
此时虽有析炭,但其量极少,可先忽略固相的影响,仍用汽液两相流动进行计算。
在求得沿程压降后,便可得到沿程压力变化值及相应的T b 。
为了较准确地求得沿程的压力变化,并计及固相的影响,本文在文献[1、2]的基础上,采用如图3所示的修正方法,即将实测的进出口压力与计算值之间的差值,用$p z =$p 2(Z /L )2进行修正,得到修正后的沿程压力分布,再按其确定相应的T b 。
2.3 内壁温T ′w 的换算 为了准确地求得换热系数,需将实测的外壁温T w 换算为内壁温T ′w 。
由导热关系式,可得T ′w =T w -〔qd i /4K (d 2o -d 2i )〕〔2d 2o ln d o /d i -(d 2o -d 2i )〕式中,d i 、d o 分别为试验段的内、外径。
2.4 热电偶的冷端补偿 热电偶的冷端补偿由IB MP C -X T 微机完成,采用FORT RA N 语言编程,其作用是将热电262航空动力学报第 7 卷偶所有输出的电势值,经冷端补偿后以壁温值输出。
其过程是对热电偶的标定值进行最佳拟合,再用拟合方程进行冷端补偿。
其拟合方程为u =f (T ),反函数为T =f ′(u ),而环境温度对应的电压值为u a =f ″(T a ),则壁温T w 对应的电压值为u w =u o +$u,即壁温T w =f Ê(u w )。
3 实验结果 实验是在不同的热流密度q 、不同的流量W 和压力的条件下进行的,所得结果如下。
3.1 分别用水与用煤油为冷却介质的比较 图4为在相同工况下,用水与用煤油为冷却介质时,沿程壁温与换热系数的变化曲线。
可见,由于煤油与水的物性(如汽化潜热、饱和温度、密度、比热与表面张力等)不同,其中水的汽水潜热比煤油高8倍多。
因此,用煤油为冷却介质在管内沸腾流动时,其沿程壁温T w 比用水为冷却介质时高得多,相应的换热系数A 则低约一个数量级;而环状流起始点Z N提前。
图4 用水和煤油为冷却介质时的T w -z 和A -z (a .T w -z b .A -z )图5为根据实验数据整理得出的环状流起始点无因次参数Z N /L 与E N 的变化关系。
由图5 Z N /L 与E N 的关系此关系曲线可整理成环状流起始点控制的经验公式为Z N /L =0.0032863E N -0.097178式中,无因次量E N =(WC p,L /qd 2i )($T s,in +N N );进口处液体过冷度$T s,in =T s,in -T b ,in ,T s,in 与T b ,in 分别为进口处饱和温度与油液温度(K ),W为质量流率(kg /s ),C p,L 为油液定压比热(J /kg・K ),q 为热流密度(W /m 2),d i 为试验段管内径(m );N N =〔0.022+0.0288(R 2Q L /W)(Q L /R g)-0.25〕・C /C p,L ;R 为试验管半径(m ),Q L 为油液密度(kg /m 3),R 为表面张力(N /m ),C 为煤油汽化潜热(J /kg )。
可见,由于煤油与水的物性参数不同,其环状流起始点的控制关系式也有所不同。
但是仍可用无因次量E N 表示,在E N 表达式中除了有流量,热流密度和进口过冷度外,余者都是物性参数。
3.2 煤油在不同工况下的沿程壁温与换热系数的变化规律 图6为在相同的热流密度下,流量变化时,沿程壁温与换热系数的变化规律。
可见,随着流量增大,壁温降低,换热系数相应提高;同时,当流量增大时,环状流起始点推后;环状流区的换热系数比单相液流区提高一个数量级(从102提高至103)。
263第 3 期高温涡轮叶片用航空煤油冷却的机理研究图6 在相同的热流密度下沿程壁温与换热系数的变化图7 在相同的流量下沿程壁温与换热系数的变化图7为在相同的流量下,热流密度变化时,沿程壁温与换热系数的变化规律。
可见,随着热流密度增大,环状流起始点提前。
3.3 关于壁温的脉动 实验结果表明,在单相液流区和环状流区,壁温的脉动量较小,为1～5℃,最大脉动误差为2.5%;从始沸点到饱和沸腾点的壁温脉动量较大,可达5～13℃,最大脉动误差为7.2%;相应的换热系数最大脉动误差分别为6.2%和15.4%。
由于煤油的物性不同于水,因此,其壁温的脉动量均比水小(水为介质时,环状流区的壁温最大脉动量为5.8%,未饱和压为13.6%[2])。
结果还表明,当提高进出、口压力或增加流量时,对壁温的脉动都可起抑制作用。
3.4 关于“结焦”问题 图8为在相同工况下,煤油“结焦”前后,沿程换热系数的变化规律。
可见,结焦是从始沸点开始,其相应的换热系数也开始下降。
从实验过程中还可明显看出,在前30分钟,结焦层厚度不断增加,平均每10分钟壁温升高1～3.5℃,到30分钟后结焦层基本稳定。
图8中的曲线1为刚开始实验(未结焦)时的情况,曲线2为经图8 煤油结焦前后沿程换热系数的变化30分钟后的情况。
实验结果还表明,当提高进出口压力时,可减少或抑制结焦,因为压力提高后,相应的饱和温度也提高,文献[4]根据实验结果得到航空煤油在120～190℃的范围内是结焦严重的温度区,当提高工作压力后,可使始沸点T V 、饱和沸腾起始点温度T B 和环264航空动力学报第 7 卷状流起始点温度T N 都相应提高。
当它们都超过结焦严重的温度区后,便可阻止结焦的出现。
从对经过实验的试验件解剖也可看出,距进口段一定长度,未出现结焦,不锈钢管的颜色未变;从图中结焦起始点开始,越向后,颜色从灰到深黑,表明结焦层逐步增厚。
结焦层的厚度图9 含汽率x 与A 的变化规律很小(由壁温变化的数据计算,可得结焦层最大厚度为0.014mm ),但它与管壁结合很紧密,用刀片都不易刮落。
3.5 含汽率x 对换热系数的影响 图9为含汽率x 变化时,换热系数A 的变化规律。
图中横座标x 的零值表示饱和沸腾起始点,其含汽率为零。
可见,随着含汽率的增加,换热系数A 增大,当含汽率增加到某一数值,即达到环状流起始点并进入环状流区。
随后,虽然x 继续增加,但换热系数A 仍保持在一稳定值,说明环状流区换热情况稳定。
4 实验结果分析与结论 (1)煤油沸腾在环状流区的换热系数比单相液流压提高近一个数量级,比空气高两个数量级。
因此,仍可大大强化换热,作为高温涡轮叶片的冷却介质是有效的。
(2)煤油在一定的温度范围内(120℃～190℃)有结焦现象,粘附于壁面上的结焦层将导致换热效果降低,换热系数减少10%左右,减小幅度不是太大。
而且,在实际工作中,可以通过控制流动参数(如提高工作压力),使其始沸点高于结焦的温度范围,并尽快进入环状流区。
这样,就既能阻止结焦的出现,又可提高换热效果。
(3)煤油在沸腾汽液两相流动时,也有不稳定性(壁温脉动)出现,但比用水为介质时小,而且也可以通过改变流动参数(主要是提高工作压力)来进行抑制。
(4)本阶段的研究结果表明,可为将煤油作为高温涡轮叶片的冷却介质,为进行实际叶片通道的模型叶片实验提供良好的基础。
下一阶段的工作是将煤油作为实际(或模型)叶片(导叶)泠却介质的应用研究。
参 考 文 献1 刘德彰,袁保宁.高温涡轮叶片液冷机理研究.航空动力学报,1990,5(2):1352 刘德彰,欧阳宁.高温涡轮叶片液冷机理的试验研究.航空动力学报,1991,6(2):1753 三O 四所.热电偶.北京:国防工业出版社,19784 梁克明.烃类燃料电传热试验研究.航空航天部十一所,1987265第 3 期高温涡轮叶片用航空煤油冷却的机理研究292Jour nal of Aerosp ace Pow er Vol.7 A PLATINUM-FILM RESISTANCE TEMPERATURE PROBEFOR UNSTEADY FLOW MEASUREMENTSPeng Jian,Jiang Haokang(Beij ing University of Aeronautics and Astronautics)ABSTRACT A platinum-film r esistance temperature pro be has been designed. Steady tests show that the linearity erro r of the probe is less than0.5%.The thermal r e-sponse of the probe has been checked by bo th sho ck tube and high frequency hot jet.It is show n that the frequency respo nse o f6kHz can be ex pected.According to heat tr ansfer anal-ysis,the thermal properties and the size of the base bar are the main facto rs of the effect on therm al response of the probe.The probe has been successfully used for measuring r otating stall signals of a single stag e transo nic com pressor.T he study show s that the film resistance tem perature pr obe features hig h fr equency respo nse,fine linearity,hig h sensitivity and ease to use,so it has a br ig ht pr ospect in application to unsteady flow m easurements.A PARALLEL MULTI-CHANNEL HIGH-SPEEDDATA ACQUISITION SYSTEM BHD200-ⅡFOR DYNAMIC MEASUREMENT IN TURBOMACHINE Xong Zhang,Liu Xudong,Chen Wangmei,Jiang Haokang(Beij ing University of Aeronautics and Astronautics)ABSTRACT A parallel multi-channel high-speed data acquisition system has been designed for dynamic flow measur em aent in turbomachine.With the sw allow ing and spitting capacity o f800kc/s in all,the sy stem can parallelly sample and process16-channel sig nals.The structure,principles of oper ation,function and oper ation of the sy stem are de-scribed in detail and tw o ty pical application exam ples are g iv en.EXPERIMENTAL RESEARCH ON CONDITION MONITORINGAND FAULT DIAGNOSISYang Leping,Chen Qizhi,Wang Kechang(National University of De f ense Technology)ABSTRACT A m icro-computer system is introduced for condition mo nitoring and fault diag nosis in the gro und testing of a thro ttling liquid ro cket engine.The sy stem pr e-sented is capable of m onitor ing all conditio ns of the static and dy namic perform ance param e-ters of the tested eng ine under each condition.Accor ding to the o riginal data and curves pro-vided by the monitoring system,it is possible to realize fault diag nosis for the throttling liq-uid rocket engine system in g round testing.T he corresponding testing data and curves are pr esented in the this paper.THE MECHANISM OF LIQUID-COOLING OF VANEIN HIGH-TEMPERATURE TURBINELiu Dezhang,Liu Minhou,Wu Weidong(Nan j ing Aeronautical Institute)ABSTRACT In this research kerosene is used as coolant instead of w ater in the respect of identical and distinct properties.The heat transfer co efficient along full flow pathhas obtained w ith the ker osene coolant through an even-heated straight tube,and relation be-tw een the heat transfer co oling o f kerosene and w ater has been determined in the case of the vapor-liquid tw o-phase bo iling flow.The key pr oblem o f the kero sene used as coo lant is “coking property ”and instability o f w all temper ature.Ho wever,it does happen in so me par-ticular w orking co nditions,but the w orking co nditions can be r eg ulated w ith an em pirical for-mula for the initial point annular flow Z N to eliminate the coking zones.T he Sev eral useful co nclusions have been draw n for the cooling passage o f turbine v ane.STUDY ON FLOW CHARACTERISTICS OF SEPARATEDIMPINGEMENT JETS AT SHORT DISTANCEKang Ying ,Qiu Xuguang ,Cao Yuzhang ,Zhou Wei(Beij ing University of Aeronautics and Astronautics )ABSTRACT In conventional practice a r ow o f separated circular jets is used in turbine blade or vane for im pingement cooling and the relativ e distance z n /d n is ver y small (z n /d n ≤2).In this case,study on long itudinal uniformity of the cooling on the sur face of the blade or vane is necessary.In our exper im ents,the uniform ity of the velocity distributio n at large relative distance (z n /d n >10)is achiev ed by free jet in atm osphere,but the distr ibution of jet velocity is rapidly uniformized w hen the jets srtike against the target sur face and flow along the surface.T he reason of the uniform izatio n is the turbulence m ixing and the effect o f pr essure difference.T his w ork co ntributes to goo d under standing fo r uniform ization of cool-ing on the surface o f the blade or v ane.COMPARATIVE EXPERIMENTAL RESEARCHON SPRAY FIELDS OF HEAVYAND CONVENTIONAL AVIATION KEROSENEWang Jian (The 31th Research Institute )Wang Jiahua (Nan j ing Aeronautical Institute )ABSTRACT Laser ho logr aphy w as used to measure the fuel spray characteris-tics of heav y jet kerosene and co nventio nal aviation kerosene dow nstream after a simple ori-fice injector .T he spatial distributio n of dro plet size and Sauter M ean Diameter s (SM D)for tw o kinds of kerosene have been obtained and compared.In this paper ,the effects of air v e-locity and pressure drop on the fuel spr ay field ar e considered.T he follow ing conclusions are dr aw n from the exper im ental data: 1.T he m agnitude and distribution of dro plet size are de-term ined by the air velocity. 2.The SMD for the tw o fuels are,to some extent,related to the fuel pr essure. 3.T he variation of the fuel pressure has less influence on the SM D of the tw o fuels.4.The em pirical for mulas are pro vided for evaluating the effects of the air v elo city and the fuel pressur e on the SMD.RESEARCH ON WZ -5TURBOSHAFT ENGINEWITH A REBUILT HIGH -TEMPERATURE TURBINETian Wangnan (Nanhua Power Research Institute )ABSTRACT A W Z-5turboshaft engine has been modified w ith a rebuilt high-tem perature tur bine as a g round pow er plant.T he eng ine can make full use of its turbine inlet tem perature through varying areas of both gas g enerator tur bine and po w er turbine nozzles and reduce the ro to r speed,thus a sufficient surg e m ar gin is prov ided and the o utput shaft 293No .3Abstracts。