基于多参数的层板综合冷却效率实验研究及试验验证.pdf
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1、2023 年 9 月第 44 卷 第 9 期Sept.2023Vol.44 No.9推进技术JOURNAL OF PROPULSION TECHNOLOGY2210041-1基于多参数的层板综合冷却效率实验研究及试验验证*黄兵1,2,时远2,李九龙2,房人麟2,张靖周1,王春华1,颜应文1(1.南京航空航天大学 能源与动力学院,江苏 南京 210016;2.中国航发四川燃气涡轮研究院,四川 成都 610500)摘 要:采用正交实验设计方法,研究了冲击孔直径、扰流柱直径、气膜孔直径、冲击高度、轴向间距、展向间距和吹风比对层板综合冷却效率的耦合影响。研究结果表明:气膜孔直径、展向间距和轴向间距是综
2、合冷却效率的主要结构影响因素,综合冷却效率随气膜孔直径增大而增大,随展向间距和轴向间距增大而减小,相同开孔率时减小展向间距比减小轴向间距更有利于提高综合冷却效率;随着吹风比增大,综合冷却效率先快速后缓慢增大;根据实验结果拟合了层板综合冷却效率模型,拟合误差在5%以内,经主燃烧室全环试验件高温高压试验验证,该模型预测的综合冷却效率最大误差为5.86%。关键词:层板;综合冷却效率;预测模型;多参数耦合影响;试验验证中图分类号:V231.2 文献标识码:A 文章编号:1001-4055(2023)09-2210041-08DOI:10.13675/ki.tjjs.2210041Experimenta
3、l Investigation and Verification on Overall Cooling Effectiveness of Lamilloy Based on Multi-ParameterHUANG Bing1,2,SHI Yuan2,LI Jiu-long2,FANG Ren-lin2,ZHANG Jing-zhou1,WANG Chun-hua1,YAN Ying-wen1(1.College of Energy and Power Engineering,Nanjing University of Aeronautics and Astronautics,Nanjing
4、210016,China;2.AECC Sichuan Gas Turbine Establishment,Chengdu 610500,China)Abstract:The effects of impinging-hole diameter,pin-fin diameter,film-hole diameter,impinging height,axis spacing,span-wise spacing and blowing ratio on the overall cooling effectiveness of the lamilloy were studied by design
5、 of experiments.The results indicated that,the film-hole diameter,span-wise spacing and axis spacing are the main structural parameters affecting the overall cooling effectiveness.The overall cooling effectiveness increases with the increase of film-hole diameter and decreases with the increase of s
6、pan-wise spacing and axis spacing.Reducing the span-wise spacing is more conductive to improving the overall cooling effectiveness than reducing the axis spacing at the same fractional hole area.With the increase of blowing ratio,the overall cooling effectiveness increases rapidly at first and then
7、slowly.According to the experimental results,the overall cooling effectiveness model of lamilloy is fitted,and the fitting error is within 5%.The maximum error of the overall cooling effectiveness predicted by the model is 5.86%,which is verified by the full-ring combustor test rig*收稿日期:2022-10-13;修
8、订日期:2022-12-23。基金项目:国家自然科学基金(U1508212);国防科技重大专项(J2019-VII-0012)。通讯作者:黄兵,硕士,高级工程师,研究领域为燃烧、传热与冷却。E-mail:引用格式:黄兵,时远,李九龙,等.基于多参数的层板综合冷却效率实验研究及试验验证 J.推进技术,2023,44(9):2210041.(HUANG Bing,SHI Yuan,LI Jiu-long,et al.Experimental Investigation and Verification on Overall Cooling Effectiveness of Lamilloy Bas
9、ed on Multi-ParameterJ.Journal of Propulsion Technology,2023,44(9):2210041.)推进技术2023 年第 44 卷 第 9 期2210041-2under high temperature and high pressure conditions.Key words:Lamilloy;Overall cooling effectiveness;Prediction model;Multi-parameter coupling effect;Experimental verification1 引 言先进航空燃气涡轮发动机主燃
10、烧室出口总温达2000K 以上1,由于主燃烧室进口温度大幅提升,燃烧室热负荷急剧增大,冷却气冷却品质下降,绝大部分的空气参与组织燃烧,火焰筒冷却空气用量大幅降低,燃烧室火焰筒冷却设计面临严峻挑战,对于推重比 1215一级的航空发动机,其火焰筒相对冷却气量约为 15%20%2,同时对结构重量要求更严苛,传统的气膜冷却等方式不能满足未来高性能航空发动机可靠冷却和结构减重的需求。层板冷却兼具了冲击冷却、对流冷却和气膜逸散冷却,冷却效率较气膜冷却大幅提升,与冷却效率相当的浮动壁冷却技术相比,结构重量降低 30%以上,是未来高性能航空发动机极具应用潜力的冷却技术,因此,国内外开展了广泛的研究。Ignat
11、ious等3采用数值模拟研究了孔径、孔间距对层板冷却性能的影响,冷却效率随层板孔径增大而增大,随孔间距的增大而减小。Tan等4采用实验研究方式对比了冲击间距、排布方式、间距比等对层板冷却性能的影响,发现叉排结构比顺排结构冷却效率更高,减小冲击孔间距有利于增强换热从而提升综合冷却性能。Sang 等5研究了气膜倾角和吹风比对层板冷却性能的影响,实验结果表明,随着吹风比增加,层板综合冷却效率增大,气膜倾角为 35的层板综合冷却效率优于气膜倾角为 90的层板。全栋梁等6-7研究了层板结构的强化换热机理,发现换热主要发生在出气板上,并采用数值模拟将计算值与试验值比较,两者符合较好。郁新华等8研究了层板内
12、部的换热特性,整理出了层板内通道换热准则。谭晓茗等9研究了 7种不同扰流形式层板的压力损失和冷却性能,发现冲击孔和气膜孔呈长菱形分布时压力损失小,综合冷却效率高。贺业光等10研究发现圆形扰流柱综合冷却效率优于菱形、正方形和椭圆形的扰流柱。陶智等11研究了典型层板结构的流阻特性和换热特性,得到出气板表面换热系数最大相同流量下流阻系数随着进气孔直径增大而增大的结论。吴海玲等12研究了横流对层板冷却效率的影响,发现横流对层板内部流动换热影响很小。卢元丽等13研究了扰流柱对层板冷却叶片前缘的传热影响,发现方形扰流柱叶片前缘表面冷却效率最高。季钧等14针对稀疏孔阵层板结构主要参数对冷却性能的影响进行了研
13、究,结果表明气膜孔和冲击孔直径对层板的综合冷却效率影响最大。高宇15采用 CFD 数值计算,研究了层板结构火焰筒的流动换热特性,分析了层板结构参数、射流雷诺数等对层板冷却结构流动与换热特性的影响。郭隽等16研究了扰流柱排列形式对层板流阻的影响,进气孔、扰流柱和出气孔个数比为 1 6 1流阻较 1 4 1小。上述研究大多为某几个独立参数的数值模拟计算或实验,且实验多采用物理放大模型,局限于实验室条件,没有将多参数对层板综合冷效的影响进行耦合,缺乏对工程设计的指导和验证。本文通过正交实验设计,结合工程实际,研究了多参数对层板综合冷却效率的耦合影响,拟合了基于多参数的层板综合冷却效率模型,并在层板火
14、焰筒全环试验件上开展了高温高压试验验证。2 实验模型、实验设备及测量方法2.1 实验模型本文研究的层板模型示意图如图 1 所示,冲击孔、扰流柱和气膜孔个数之比为 1:4:1,扰流柱为圆柱形,冲击孔、气膜孔均垂直于壁面。模型试验件采用 100mm100mm 的 304 不锈钢,分为冲击板和气膜孔板,气膜孔板上有按一定规律排布的扰流柱,冲击板上有扰流柱对应的小孔,两者紧密贴合,再用点焊将试验件四周固定,典型的层板冷效实验件如图 2所示。正交实验参数如表 1所示。Fig.1Schematic of lamilloy基于多参数的层板综合冷却效率实验研究及试验验证第 44 卷 第 9 期2023 年22
15、10041-3研究的层板结构参数包括冲击孔直径 di、扰流柱直径 dr、气膜孔直径 de、冲击高度 H、轴向间距 S1、展向间距 S2,吹风比 M=14。设计了 32 组基于结构参数di,dr,de,S1,S2,H 的正交试验,选取 Model 6 冲击孔直径为基准孔径 d,则 di/d=0.51.4,dr/di=0.52,de/di=12,S1/di=612,S2/di=624,H/di=0.52。2.2 实验设备与测量方法层板冷效实验在如图 3 所示的实验台上开展。实验段由主流通道、次流通道及可拆卸冲击孔板、气膜孔板组成。主流由离心鼓风机提供,最大输出流量 1kg/s,采用涡街流量计,等级
16、精度为 1,次流由单螺杆 空 气 压 缩 机 提 供,最大输出流量 0.06m3/s,采用CS230质量流量计,测量精度1%。主流和次流温度均采用镍硌-镍硅热电偶进行测量,热电偶的测温范围为-2001300,精度为0.4%。采用型号为 MAG32HF的红外热像仪来获取实验件高温气流侧壁面的温度,测量精度为 2%,该方法在层板结构冷却特性研究中得到较为广泛应用17。实验时,主流温度保持600K;次流温度为 300K,吹风比在 1.04.0变化,主流空气流量保持恒定,次流流量根据吹风比进行调节,每个工况待稳定 10min后进行红外测试,红外测试窗口如图 4所示。定义综合冷却效率 和吹风比 M为=T
17、g-TwTg-Tc(1)Table 1 Models of design of experimentsModel1234567891011121314151617181920212223242526272829303132di/d0.50.50.80.80.81.01.01.01.01.21.21.21.20.50.50.80.80.80.81.01.01.01.01.21.21.21.21.41.41.41.40.9dr/di1.01.00.751.01.01.00.92.00.51.01.00.580.921.01.01.01.00.630.750.501.01.01.01.00.671.
18、00.921.01.00.790.710.89de/di2.01.02.01.131.01.42.01.01.21.422.01.01.171.02.01.01.131.382.01.21.02.01.41.171.02.01.421.431.142.01.01.78S1/di12.012.08.012.010.012.010.08.06.010.012.06.08.012.012.09.012.07.58.06.08.010.012.07.336.012.010.08.010.012.06.07.56S2/di12.024.08.018.020.012.013.012.812.010.014
19、.679.5816.012.024.09.015.6311.2516.06.010.416.024.07.337.8319.1720.010.4316.021.5712.07.56H/di2.01.00.751.251.00.81.00.50.70.830.670.580.51.41.60.750.631.251.00.81.00.50.70.830.670.580.50.50.570.640.711.11Fig.2Typical test model of lamilloyFig.3Experimental systemFig.4Infrared test window推进技术2023 年第
20、 44 卷 第 9 期2210041-4M=cucgug(2)式中 Tg为主流空气总温,Tw为层板热侧壁温,Tc为次流空气总温,g和 c分别为主流空气和次流空气密度,ug为主流空气流速,uc为气膜孔喷吹速度。层板火焰筒全环试验件在高温高压燃烧室试验设备上开展,该设备最大进口压力 2.5MPa,最大进口温度 840K,最大空气流量 25kg/s。层板次流侧沿程分 10 个截面周向均匀布置 46 个直径 0.5mm 的 K 型铠装热电偶,测温范围 01100,精度为1%,测量截面如图 5所示。高温高压试验台如图 6所示,层板火焰筒全环试验件如图 7所示。根据综合冷却效率定义,层板综合冷却效率的误差
21、传递公式为=(Tw-Tc)2T2g(Tg-Tc)2(Tg-Tw)2+T2c(Tg-Tc)2+T2w(Tg-Tw)2(3)由式(3)计算得到层板冷效实验件的综合冷却效率相对误差为 9.3%,全环试验件的综合冷却效率 相 对 误 差 为 2.4%。高 温 高 压 试 验 工 况 如 表 2所示。3 结果与讨论3.1 结构参数对综合冷却效率的影响保持各组模型试验件吹风比为 2,得到的典型层板综合冷效分布如图 8所示。随着气膜覆盖,层板沿程综合冷却效率呈逐渐上升的趋势18,所有模型取 8S110S1区域气膜充分发展阶段的综合冷却效率,结果如表 3所示。对综合冷却效率正交实验数据进行分析,得到其方差分析
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