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基于双层壁冷却结构的综合冷效数值解耦研究 被引量：1
1
作者 刘润洲 李海旺 +2 位作者 由儒全 黄毅 陶智 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第5期71-79,共9页
采用数值解耦的方法,定量分析了双层壁平板冷却结构的综合冷效与内部冷却、气膜孔内冷却和冷气覆盖之间的关系。吹风比为0.25、0.5、1和1.5。通过研究发现,吹风比对双层壁模型的综合冷效有明显影响。当吹风比由0.25增大到1.5时,综合冷... 采用数值解耦的方法,定量分析了双层壁平板冷却结构的综合冷效与内部冷却、气膜孔内冷却和冷气覆盖之间的关系。吹风比为0.25、0.5、1和1.5。通过研究发现,吹风比对双层壁模型的综合冷效有明显影响。当吹风比由0.25增大到1.5时,综合冷效增大57.9%。内部冷却占主导地位的区域主要是冲击气流的驻点区。气膜孔内冷却影响最大的区域为气膜孔出口的上游,而且沿流向孔内冷却的影响逐渐减小。冷气覆盖对综合冷效的影响沿流向逐渐积累,在第3个气膜孔出口附近冷气覆盖的影响最大。而且在冷气覆盖区域的影响要大于在远离气膜孔区域的影响。当吹风比增大至1时,孔内冷却对综合冷效的影响已经超过了冷气覆盖。 展开更多
关键词 综合冷效 气膜冷却 内部冷却 解耦 吹风比 平板模型
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边界层理论研究进展综述
2
作者 陶智 马遥 +1 位作者 由儒全 李海旺 《中国科学：技术科学》 EI CSCD 北大核心 2024年第6期979-1002,共24页
本文回顾了边界层理论提出至今120多年内的重要发展历程,梳理了边界层理论的发展脉络,总结了在边界层测试、边界层求解以及工程应用等方面的发展情况.Prandtl最开始提出的平板边界层理论从物理概念上解释了物体绕流的摩擦阻力现象,解决... 本文回顾了边界层理论提出至今120多年内的重要发展历程,梳理了边界层理论的发展脉络,总结了在边界层测试、边界层求解以及工程应用等方面的发展情况.Prandtl最开始提出的平板边界层理论从物理概念上解释了物体绕流的摩擦阻力现象,解决了困扰多年的d'Alembert悖论.随着航空工业的发展,人们开始对边界层流动稳定性理论、湍流边界层、可压缩边界层、高速边界层、温度边界层、旋转边界层等概念进行拓展研究.在求解边界层方面,诞生了级数解法、积分法、渐进展开法和差分法等经典的数值求解方法;随着工程应用的需求,也发展了半理论半经验的解析方法求解湍流边界层.在测试技术方面从最初的Preston管测试逐渐转变为以热线风速仪为主要测试手段.同时本文还从航空航天飞行器高速、旋转和强换热的特点,介绍了高超声速边界层、旋转边界层和温度边界层方面较为前沿的研究成果,供快速掌握边界层理论的发展历程和今后的发展方向. 展开更多
关键词 边界层 高超声速 旋转 温度 研究进展
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旋转带肋直通道湍流流动TR-PIV实验 被引量：2
3
作者 施锦程 胡颂军 +2 位作者 由儒全 李海旺 夏双枝 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2021年第1期53-60,共8页
采用高频粒子图像测速系统(TR-PIV)测量了旋转带肋通道内的主流平均速度、雷诺切应力、再附点等参数,并研究其沿程变化规律,通道高宽比为1,肋的阻塞比为0.1,雷诺数为10 000,旋转数从0变化到0.52,实验结果表明:静止时流动呈对称分布,但... 采用高频粒子图像测速系统(TR-PIV)测量了旋转带肋通道内的主流平均速度、雷诺切应力、再附点等参数,并研究其沿程变化规律,通道高宽比为1,肋的阻塞比为0.1,雷诺数为10 000,旋转数从0变化到0.52,实验结果表明:静止时流动呈对称分布,但旋转后产生的哥氏力会极大地影响通道内的湍流流动,随着转速的增加,主流速度型偏向后缘面,前缘面涡系结构不断增大,再附点不断后移,而后缘面正好相反,并且这种趋势会沿程发展;前缘面附近的雷诺切应力变得越来越弱,而后缘面则越来越强,沿程雷诺切应力极值基本不变,但下游区域有所扩大。 展开更多
关键词 旋转通道 高频粒子图像测速系统(TR-PIV) 旋转数 主流平均速度 雷诺应力 再附点
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旋转状态边界层速度场及温度场特性实验 被引量：2
4
作者 李刚夫 李海旺 +1 位作者 由儒全 夏双枝 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2020年第12期2573-2582,共10页
针对涡轮转子叶片内冷技术,使用TR-PIV(time resolved particle image velocimetry)技术与热线技术同步原位测量了壁面加热条件下旋转通道内边界层速度场和温度场特性。结果显示:旋转数大于0.48时前缘面附近出现了回流现象,并从受力分... 针对涡轮转子叶片内冷技术,使用TR-PIV(time resolved particle image velocimetry)技术与热线技术同步原位测量了壁面加热条件下旋转通道内边界层速度场和温度场特性。结果显示:旋转数大于0.48时前缘面附近出现了回流现象,并从受力分析的角度给出了解释;回流区一般出现于流场下游、较大密度比、较高旋转数下,可以利用回流区的影响达到增强前缘面换热的目的;得到了旋转条件下无量纲温度型、温度脉动量和努塞尔数的变化规律,可以看出湍流边界层内部的温度场分布在旋转效应的影响下产生了强烈的不对称性,与静止条件下的标准规律相比会产生一定的偏差。 展开更多
关键词 涡轮叶片冷却技术 旋转通道 湍流边界层 热线风速仪 TR-PIV(time resolved particle image velocimetry)技术
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旋转光滑直通道湍流流动一维热线实验 被引量：3
5
作者 江智耀 李海旺 由儒全 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第3期556-566,共11页
采用一维热线详细测量了不同雷诺数下及较高旋转数条件下旋转光滑直通道内湍流边界层及主流的速度型,在此基础上构建适用旋转数范围更广的旋转通道对数律的修正公式,分析了旋转效应对壁面摩擦速度的影响。实验过程中雷诺数范围是15000～... 采用一维热线详细测量了不同雷诺数下及较高旋转数条件下旋转光滑直通道内湍流边界层及主流的速度型,在此基础上构建适用旋转数范围更广的旋转通道对数律的修正公式,分析了旋转效应对壁面摩擦速度的影响。实验过程中雷诺数范围是15000～25000,旋转数范围是0～0.444。通道壁面为室温,流体与壁面之间无热交换。结果表明:旋转对于通道截面速度型影响很大;旋转导致速度型整体向后缘面偏转,但最高速度出现在靠近前缘面的区域;后缘面无量纲平均速度型分布顺序与旋转数排列次序相一致,在对数律区符合对数律规律。壁面剪切应力在前缘面随着旋转数的增大而先单调递减,而在后缘面的变化趋势与此相反。旋转状态下修正的对数律公式斜率随着旋转数的增加而单调递减且在后缘面递减的趋势逐步有所减缓,并提出了对数律区的旋转修正公式,公式的误差范围控制在15%以内。 展开更多
关键词 旋转通道 一维(1D)热线 旋转数 主流平均速度 壁面剪切速度 对数律
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热障涂层隔热机理分析及有效性判据 被引量：2
6
作者 刘洋 杜泽群 +1 位作者 李海旺 由儒全 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2022年第11期2430-2439,共10页
建立了一维对流-导热模型,经理论推导、分析验证得到了热障涂层隔热有效性判据:当涂层热阻大于无涂层时高温燃气侧换热热阻时,涂层总能使叶片金属基体外表面温度降低,起到隔热效果;反之,则喷涂热障涂层(TBC)后外部燃气侧表面传热系数存... 建立了一维对流-导热模型,经理论推导、分析验证得到了热障涂层隔热有效性判据:当涂层热阻大于无涂层时高温燃气侧换热热阻时,涂层总能使叶片金属基体外表面温度降低,起到隔热效果;反之,则喷涂热障涂层(TBC)后外部燃气侧表面传热系数存在临界值,只有该表面传热系数小于临界值,热障涂层才能起到隔热效果,否则涂层起不到隔热效果,甚至会恶化叶片换热。热障涂层自身温降与有无涂层前后叶片金属基体外表面温降成比例关系,建立了以叶片金属基体外表面温度为基础的新的涂层隔热效果评价机制。 展开更多
关键词 涡轮叶片 热障涂层 隔热机理 热障涂层温降 有效性判据
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考虑热应力的冲击发散冷却结构参数敏感性分析及优化设计
7
作者 李海旺 张大伟 由儒全 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2022年第11期2455-2464,共10页
针对涡轮叶片高效冷却和安全可靠的发展要求,基于代理模型的优化方法,对冲击发散冷却典型结构参数气膜孔倾斜角、气膜平板高度、冲击距、气膜孔与冲击孔孔间距、孔径比对冷却结构综合冷却效率和最大热应力特性进行敏感性因素分析,并以... 针对涡轮叶片高效冷却和安全可靠的发展要求,基于代理模型的优化方法,对冲击发散冷却典型结构参数气膜孔倾斜角、气膜平板高度、冲击距、气膜孔与冲击孔孔间距、孔径比对冷却结构综合冷却效率和最大热应力特性进行敏感性因素分析,并以最大化冷效、同时提高冷效并降低最大热应力两种优化方案进行优化。研究结果表明:高热应力区域出现在气膜孔附近,气膜孔倾斜角是影响综合冷效及最大热应力的主要影响因素。综合冷却效率和最大热应力两个优化目标存在竞争关系。通过多目标结构优化,冲击发散冷却结构综合冷效提高2.9%,最大热应力降低12.5%。 展开更多
关键词 冲击发散冷却 综合冷却效率 热应力 代理模型 参数敏感性 优化设计
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