冲击加多斜孔双层壁冷却方式多斜孔内换热研究

冲击加多斜孔双层壁冷却方式多斜孔内换热研究 冲击加多斜孔双层壁冷却方式多斜孔内换 热研究 第16卷 2001正 第4期 1o月 航空动力学报 JournalofAerospacePower Vo1.16No.4 Oct.2001 文章编号:10008055(2001)04—0365—05 冲击加多斜孔双层壁冷却方式 多斜孔内换热研究 俞文利,林字震,刘高恩 (北京航空航天大学热动力研究所,北京100083) 摘要:研究了航空发动机燃烧室火焰筒冲击加多斜孔双层壁冷却方式中两种不同孔排列方 式,不同位置处斜 孔内的局部和平均换热情况.方法是在相似理论指导下的实验研究结果显示:多斜孔进口区 附近的换热有 明显的增强,其局部换热和平均换热情况与冲击作用密切相关.由于冲击的影响,多斜孔进口 区附近的换热 系数差别明显,冲击的影响范围一直可达X/D=3.0处;在远离进口区的相应位置上,几种情况 下换热系数差 剐不太. 关键词:燃烧室;气膜冷却;多斜孔;冲击;对流换热 中圈分类号:V231.1文蘸捧识码:A 1引言 冲击加多斜孔双层壁冷却方式是一种先进的 冷却方式E,能满足当代高推重比的航空发动机 主燃烧室火焰筒壁的冷却要求,其特点是:火焰倚 壁为双层壁结构,在冷却气这一侧为冲击壁,在火 焰筒燃气这一侧为多斜孔冷却壁.冲击加多斜孔 双层壁气膜冷却最显着的换热特点是在多斜孔壁 的冷侧存在强烈的冲击换热.由于冲击的作用,使 多斜孔内的换热情况产生一定的变化,尤其是多 斜孔进口区的变化更是显着.无冲击时的多斜孔 内对流换热规律E~i5]无法直接用于双层壁的设计, 计算.对于冲击/发散这种先进冷却方式的基础研 究国际上已发表的文献较少,文献[2,3]研究了发 散孔倾角为90.直孔时的总换热系数.本文细致 地研究了两种不同结构的冲击加多斜孔双层壁斜 孔内的局部换热系数和平均换热系数,其换 热规律.为双层壁火焰简的设计,计算提供依据 2研究方法及实验系统 2.1双层壁的结构爱几何参数 冲击加多斜孔双层壁具体的几何结构参数定 义如下:(1)单位面积上多斜孔数为?,冲击孔数 为M;(2)多斜孔孔径d,冲击孔孔径吐;(3)多斜 孔壁厚f,冲击壁壁厚}(4)多斜孔壁面与多斜 孔中心线夹角一孔倾角;(5)同一排多斜孔中, 相邻两个孔中心距离定义为孔间距.,对于冲击 孔为只;(6)相邻两排多斜孔之间的孔中心距离 定义为孔排距s,对于冲击孔为S.;(7)多斜孔壁 与冲击孔壁之间夹缝的距离为缝高H{(8)孔排 列方式有叉排和顺排两种,叉排定义为相邻两列 孔顺序的两排孔中心坐标r相差半个孔间距,而 顺排则是相同的.本文所采用的两种双层壁结构 分别为叉排正菱形和叉排长菱形方案,其孔数比 均为M/Nm—l/3,称P/一1.0的为长菱形 排布,称P/s一2.0为正菱形排布处于对称位 置处的多斜孔称为中孔,非对称位置处的多斜孔 称为边孔. 2.2研究方法 本文是在相似理论指导下的实验研究,判断 2个同类现象相似的条件是:(1)同名的已定特征 数相等;(2)单值性条件相似.已定特征数是由所 研究问题的已知量组成的特征数对于对流换热 收稿日期:2000…1128{修订日期:2001—0205 基金项目:国防重点宴验室基金贷助项目(99jS48.4.1.8S4801) 作者简介:俞文利(1969)男,北京航空航王太学热动力研究所,碗七研究生 羹越; 366航空动力学报第16卷 现象,R数和n数是已定特征数,而?数为待 定特征数,因为其中的表面对流换热系数是需要 求解的未知量.所谓单值性条件,是指使被研究的 问题能被唯一地确定下来的条件,它包括:初始条 件,边界条件,几何条件和物理条件.在进行模化 实验时,要使模型中的试验结果能应用到实物中 去,应使模型中的过程与实际装置中的相似.这就 要求实际装置及模型中所进行的物理现象的单值 性条件相似,已定准则相等.但要严格做到这一点 常常是很困难的,因而工程上广泛采用近似模化 的方法,即只要求对过程有决定性影响的条件满 足相似原理的要求.对于稳态的对流换热相似的 要求可减少为流场几何相似,边界条件相似,& 数相等,Pr数相等,而物性场的相似则通过引入 定性温度来近似地实现. 本模化实验截取双层壁结构的一个单元进行 模拟,采用原型放大1O倍的实验件,定性准则是 斜孔内雷诺数,斜孔倾角,缝高孔径比,孔问距比, 孔排距比,由此可以保证模化实验同实际过程流 场的几何相似,边界条件相似,&数相等,Pr数 相等,也即保证了两过程的相似.我们知道,相似数?‰一从,式中,d 是多斜孔直径,是冷却气导热系数. 2.3实验系统 模拟多斜孔的实验管材料为1Crl8Ni9Ti,内 径为15mm,壁厚1mm,端面之间相互平行,与 管中心线成3O.夹角.壁温测量用直径0.1mm的 镍铬镍硅热电偶,沿A,B,c,D四条圆管母线 上布置,每条线上1O个,共40个.母线B,D相对 称.见图1.电加热层用绝缘电阻丝均匀缠绕在管 外壁上,其外再包裹绝热材料. 模拟冲击壁和多斜孔壁的试验件采用14 mm厚的夹布胶木板,共加工2套试验板,分别模 拟长菱形排布和正菱形排布的双层壁结构.试验 板的几何尺寸见表1. 表1试验板的几何参数 整个试验系统的装置结构见图2,由气源来 的冷却空气通过管路进入集气箱中,再进人冲击 图1双层壁冷却结构试验原理图 冷气j冲击壁 I llI ? 图2热电偶分布图 板上的冲击小孔,对多斜孔板形成冲击冷却,最后 通过多斜孔,排人大气.并对模拟多斜孔的试验小 管进行冷却. 2.4误差分析 为提高实验的精度,保证数据的可靠性,在正 式实验开始前,先进行一个预备实验,即热损失实 验,以确定通过外壁面散失的热量,这部分热量在 计算实际加热热流量时,必须从总的电加热功率 中除去.由于在计算对流换热量9的时候已经将 热损失考虑在内,故这部分误差主要是由测量仪 第4期俞支利等:冲击加多斜孔双层壁冷却方式多斜l内换热研究367 器的精度所决定的.在测量电加热功率时使用的 是数字万用表,其电压测量精度为士0.01V,电 阻测量精度为士0.010,实验时加热电压范围在 , 30v之间,加热丝电阻为48.9n,故测量误差 不会超过士l%,再考虑到热损失的计算误差,这 部分总的误差不会超过士2%. T的测量使用水银温度计,温度测量精度是 0.2?,试验时玲却气的温度在l5?左右,由于读 数造成的误差为?1.5%. ,,由镍铬镍硅热电偶测出,其测量误差为 士0.75%,热电偶输出值采用数字万用表测量,其 测量精度为0.01mV,相当于0.25?,壁温T的 测量范围在20”C,30”C之间,故测量误差为士 1.25%.综上所述,,,测量的总体误差在?2%左 右. 将上述各项误差累加在一起,按绝对值法则, 总计为士5.5%,再考虑到其他一些未知因素所造 成的误差,本实验总体误差不会超过士8%. 3试验结里壬口析 3.1局部分布倚愚 图3,图4为长菱形结构的试验板在雷诺数 Re:l5000左右时不同位置处的局部努塞尔数分 布图.在进口区附近局部努塞尔数比充分发展段 的努塞尔数有较大增强,并且在不同位置上有较 大的差别,多斜孔排列方式不同,位置不同都对进 口区附近的局部努塞尔数有较大影响.在X/D> 3.0后,各测量线上局部努塞尔数逐渐趋于一致, X/D(长菱形边孔) 图3眭菱形边孔局部Nu数 管进口区的流动情况对换热的影响逐渐削弱.直 到X/D=6处,各测量线上局部努塞尔数值基本 相等.可见,孔进口区的影响要持续到X/D=6 处.在出口段附近,各测量线上的局部努塞尔数又 有所增加,说明受到出口射流的影响再分别看 ,,c,D四条测量线上的局部努塞尔数,测量 线最低,这是由于测量线没有直接暴露在冲 击射流下,所受冲击换热影响最小.,D两条测 量线在几何上完全对称,当气流流动情况也相同 时,其局部努塞尔数也一致,即见图4长菱形中孔 240 200 160 三12o 60 40 X/D(长菱形中孔) 图4长菱形中孔局部i’4u数 的情况;当气流流动情况不相同时,其局部努塞尔 数也出现差别,见图3长菱形边孔的情况,这是由 于所受冲击气流不对称所引起的.从图3中可以 明显看出测量线口上的局部努塞尔数要高出钡l 量线D很多,可见冲击对局部换热的影响相当的 太.对于冲击作用对局部换热的影响范围,也可以 从,D两条测量线上局部努塞尔数的走势得出, 在X/D=2.0处,口,D两条测量线上局部努塞尔 数已相差不大,到x/D一3.0处就已趋于一致,这 说明冲击的影响只持续到X/D=3.0处. 对于正菱形结构,其局部努塞尔数的分布规 律与长菱形结构相同,不再重复叙述并给出努塞 尔数的分布图. 3.2平均分布特点 图5是长菱形边孔周向平均努塞尔数分布 图,周向平均努塞尔数定义为: Re(正菱形边孔) 图5平均努塞尔数分布图 i誊 航空动力学报第l6卷 一 Nu=4— (z/dL 由图可知.随着管内雷诺数Re增加,周向平 均努塞尔数值也增加,在雷诺数Re大于10000 时,其增长与雷诺数基本呈线性关系,并且沿轴向 位置各点的周向平均努塞尔数随雷诺数变化的 240 j网.m:::’J? j.!.一.一一一一 :={圈..iL!1.{:1:’1T’ {.!一一一一. 11?长遗l l2ojI?长中l 80 {..:乏J.?’ “j.:一一一一.800012OOO16?O2Oo0O Re(X/D=3?333 (c) Re(X/D=6.667) (d) 图6平均”变化趋势比较 斜率也大致相同. 对于长菱形中孔,正菱形边孔和正菱形中孔 这几种情况,其周向平均努塞尔数分布规律与长 菱形边孔的分布相类似,故不再分别讨论现将各 种情况下多斜孔进口区平均换热公式拟合成如下 形式: Nu—C?Re?(D/X, 其中C,一,m为拟合系数,具体数值见表2. 表2多斜孔进口区平均努塞尔数拟台公式系数 图6是几种情况下沿轴向不同位置处的周向 平均努塞尔数的比较,在进口区附近,即X/D< 3.O时,周向平均努塞尔数相差较大,其中正菱形 边孔在各雷诺数下其餍向平均努塞尔数略高,而 正菱形中孔其值最低,明显低于其他3种情况.这 可以解释为进口区附近换热增强主要受冲击作用 的影响,对两种排布形式的双层壁结构,正菱形中 孔距冲击孔的距离最远,所受冲击作用最小,故其 所受到的换热增强也最小在远离进口区处,即 X/D>3.0时,各种情况下的周向平均努塞尔数 趋向一致,差别不大. 4结论 总结冲击加多斜孔双层壁冷却方式多斜孔内 换热研究表明: (1)不同多斜孔排布方式,不同位置的情况 下,随管内雷诺数&的增长,管内换热增强,其局 部努塞尔数和周向平均努塞尔数都随之增长; (2)进n区附近局部和周向平均努塞尔数与 管内充分发展段相比有较大增强,进口区的影响 范围一直可达X/D=6.0处; (31进口区附近局部努塞尔数分布与多斜孔 的排布方式和位置有关,并在很大程度上受冲击 作用的影响,冲击的影响在X/D<3.o的范围内; 第’期俞文利等:冲击加多斜孔双层壁冷却方式多斜孔内换热研究369 (4)在出口段.由于受出口射流的影响,局部 及周向平均努塞尔数与管内充分发展段相比略有 增强.但增加幅度很小 参考文献: [t:SokolowskiDE,RohdeJE.TheE3CombustorStatusand Challenges[R].NASATM82684.1981. [2]And~wsGE,AMab~IAM,AsereAA,吐.Impinge— ment!E/f~slonCooling[R[.ASME89一GT一188.1989 [3]A[dabaAM,AndrewsGE.AbdulHusainRAA,eta1. Impingement/E.qusion(k~JLingTInfluenceoftheNumber ofImpingementHolesandPr~ureIfsontheHeatT, ferCoefficient:R].AGARD,HeatFransferandt~oLingin GTurbines,N932g928ll07.19g3 林宇震.燃烧室多斜孔壁气膜冷却研究[D].北京:北京航空 航大学.1997. 1韩宇震,李彬,束被,刘高恩.多斜孔壁拎却方式不同进气角 度小孔内对流换热研究[B推进技术,I999(I):. (责任编辑杨再荣) InvestigationofHeatTransferInsideInclinedMultihole intheImpingement/InclinedMultiholeDoubleWall YUWenli,IINYu—zhen.LIUGaoen Inst.ofThermalPowerEngineering,BeijingUniversityofAeronauticsandAstronautics, Beijing100083,China Abstract:ThelocalandoverallheattransferinsideinclinedmuMholehasbeeninvestigatedexperi mentallywithtwotypesofholedistributionsanddifferentlocationsintheimpingement/incllnedmukihole doub~wallofaeroengineeombustorhnerundertheguidanceofsimilaritymethod.Theresultsdemonstrat edthattheheattransferneartheentrancewasenhancedgreatlywiththelocalheattransfercoefficients, andtheaverageheattransfercoefficientswererelatedcloselywiththeimpingement.Theheattransferc( efficientsvarygreatlyintheregionofentranceduetotheinfluenceofimpingement.Theinfluencialarea canreachdowntosomewhereX/Dbeingequalto3.0,butvarylittleintheregionfarfromtheentrance. Keywords:combustor;filmcooling;inclinedmultihole;impingement;convectiveheattransfer 更正:第16卷第3期208页图3”第二代,第一代”图字互换.