摘要：利用高速风洞及压敏漆(PSP)技术,研究了端壁表面不同分腔流量比对端壁表面的气膜冷却效率的影响。对比各个分腔在不同流量比下端壁表面的气膜冷却效率的详细分布发现:端壁表面的气膜冷却效率随着槽缝流(分腔1)流量比的增加而增大,随着槽缝喷射冷气流量的增加,冷气在端壁表面的覆盖范围变广,同时冷却效果也有所提升;随着端壁前部分腔(分腔2)冷气流量比的增加,叶栅通道喉部上游区域的冷却流体会出现明显的吹离壁面的情况,端壁表面的气膜冷却效率也会随之减小;端壁后部分腔(分腔3)冷气流量比对端壁表面的冷却效率的影响与分腔2类似。

摘要：如何充分利用大开口面积下槽式抛物面聚光器(PTC)的全区域辐射能量是需要考虑的关键问题,为此提出一种新型槽式自由曲面太阳能聚光器(TFFC),利用光伏/光热同时收集的形式扩展PTC聚光器的开口利用面积,在靠近PTC内侧采用传统槽式换热器形式,外侧则基于边缘光线传输原理设计一种自由曲面聚光光伏系统,采用倾斜的方式使太阳能电池板扩展能量接收面积,并获得均匀性极佳的聚光能流分布。之后采用光线追迹方法验证了其光学特性,并与传统PTC系统进行对比以完成结构参数的敏感性分析和误差因素的探讨,所得结果对槽式太阳能集热器系统的改进优化具有重要意义。

摘要：现阶段针对航空发动机热端部件复合冷却,提出的综合冷却效率来表征固体表面的无量纲温度分布。基于一维半无限大平板综合冷却效率模化公式为指导实验参数匹配与冷却结构设计提供了理论支持,然而在大曲率区域该模化公式预测误差较大。因此本文提出一种大曲率板壳综合冷却效率模化的公式,并建立不同曲率的冲击-气膜冷却板壳结构进行验证。结果显示,随着曲率增大,一维半无限大平板综合冷却效率模化公式得到的面平均综合冷却效率预测误差达到52%;在所研究的全部曲率半径模型中,大曲率板壳综合冷却效率模化公式的预测精度显著提高,误差值最大不超过26%。

摘要：由于涡轮叶片所处的工作环境复杂,受到壁面及燃气辐射干扰,导致测温十分困难。为进一步分析涡轮叶片表面在端壁影响下的温度分布情况,采用数值模拟结合自定义编程的方式进行了含端壁涡轮导叶的温度误差验证计算。利用自定义编程对经典同心球模型进行了角系数,有效辐射等可靠性验证计算,验证方法可靠。基于该方法进行了端壁与涡轮导叶各网格单元的角系数,叶片表面间的辐射换热计算,输出涡轮导叶的表面辐射特性分布,运用玻耳兹曼定律反推导出该工况涡轮导叶所受到的辐射能流分布情况;计算分析了不同误差影响机理下,含端壁的涡轮导叶温度误差分布情况,探明了热辐射环境下对叶片表面辐射特性的影响。结果表明:当进口黑体辐射温度在1 400~1 800 K之间,进口辐射强度是对叶片换热影响最大的因素;利用有效辐射和所计算的误差分布可知,进口辐射温度影响区域主要是叶片前缘区域,最大计算误差不超过2.82%;通过有效辐射及误差分布可见,出口黑体辐射温度的变化对于涡轮导叶的影响较小,受温度影响区域也主要为叶片前缘区域,最大计算误差不超过2.35%;叶片表面发射率与温度成正相关,当叶片表面发射率增大时,叶片表面温度随之均匀升高,在真实工况下,叶片材料物性的改变较小,在发动机设计中可以近似忽略由于叶片温度变化导致物性参数改变带来的影响。

摘要：采用经可压缩修正后的标准k-ε湍流模型对一类高超声速飞行器模型的气动特性进行了研究。计算中主要考虑了马赫数和飞行攻角的影响。计算结果表明,通过可压缩性修正,标准k-ε湍流模型能准确捕捉激波结构和复杂的压力变化规律;在激波系和预压缩面间构成的流动域内形成了高压均匀流动,实现了飞行器设计目标;在激波结构和激波发展趋势方面,计算结果和实验数据符合得很好,而两者在前体预压缩面上的压比值方面略有差异;经可压缩性修正后湍流模型的计算结果要明显优于原始湍流模型,可作为高超声速气动计算的有效方法。

摘要：真实发动机涡轮叶片端壁为曲面造型,并且其冷却受槽缝气、泄漏流和离散气膜冷却多种冷却气叠加影响,同时又受到主流二次流影响,因此呈现复杂冷却特性。为研究接近真实发动机涡轮叶片端壁构型和工况下的气膜冷却特性,本文采用高速风洞(主流雷诺数为37万)及压敏漆(PSP)技术,研究了槽缝气、泄漏流以及离散气膜对曲面端壁的气膜冷却效率的影响,并针对不同冷气流量比对端壁气膜冷效的影响规律进行了对比分析。结果表明:端壁表面气膜冷效随着槽缝气流量比增大而增大,当流量比增大到1.71%时,槽缝气膜几乎可以覆盖整个端壁表面;与槽缝气相比,端壁表面的离散气膜冷气覆盖范围较为有限,端壁压力面侧下游区域气膜覆盖较差;在喉部之前,随着流量比增大,离散气膜冷效呈现下降趋势;在喉部之后,随着流量比从1.3%增大到1.9%,离散气膜冷效呈现上升趋势;与仅有离散气膜相比,包含槽缝气、泄漏流、离散气膜的全气膜覆盖更为均匀,全气膜冷效的叠加使得端壁冷效相比仅有离散气膜时整体提高了93.4%。

摘要：建立了前缘梯形内冷通道的放大模型,结合斜射流冲击冷却进行试验测量,研究通道内壁面的换热特性,并结合流场测量结果进行换热分析,更好地理解此类受限通道内冲击冷却的强化换热机理,为更高效的内冷通道设计提供参考。使用热电偶对出流侧壁面温度进行了详细测量,研究射流角度、横流和射流雷诺数对其Nu的影响规律。结果表明:出流孔的抽吸作用会强化孔排上方和下方边缘附近壁面的换热;射流入射角度的增加使出流孔上方壁面的Nu峰值对横流强度变化的敏感度提高;横流会削弱侧壁面上Nu峰值,且对出流侧壁面的不同区域换热情况的影响位置不同;射流雷诺数的增加将大幅提高整个出流侧壁面的换热能力,但对其换热特性规律不会产生影响。

摘要：为了深入了解冲击冷却在涡轮叶片前缘的应用效果,建立了其附近梯形内冷通道的放大模型,对冲击冷却进行试验研究,测量腔内流场和壁面换热特性,在已掌握流动结构的基础上进行换热分析,更好地理解此类受限通道内冲击冷却的强化换热机理,为更高效的内冷通道设计提供参考。使用热电偶对通道靶面温度进行了详细测量,研究射流角度、横流和射流雷诺数对靶面换热努塞尔数的影响规律。结果表明:较低位置射流对靶面具有较强的冲击作用,而较高位置射流未对靶面形成冲击;射流入射角度的增加会提高较低位置射流在靶面上的冲击换热能力,对较高位置射流的换热没有明显影响;较强的横流将严重削弱靶面冲击区的换热能力,射流雷诺数的增加将大幅提高整个靶面上的换热能力;换热试验结果与前期研究的流场分析结论非常一致。

摘要：向心涡轮内部流动复杂,功率密度大且结构限制严,因此,向心涡轮的设计必须考虑到气动、强度、结构等多学科间的耦合问题。采用多学科优化策略是提升向心涡轮气动效率和安全可靠性的一种可行途径。基于向心涡轮结构特点,发展了通用的向心涡轮三维参数化造型方法。耦合多目标优化算法和向心涡轮三维参数化方法,建立了向心涡轮多目标多学科优化设计体系。以频率为约束,以提高总静效率、降低叶根最大应力为优化目标,开展了向心涡轮的多学科优化设计。优化后,在避开所有危险共振频率的前提下,就单一性能指标而言,涡轮级的总静效率最高可提高1.35%,叶根最大当量应力最高可降低12.54%。进一步,对设计空间开展了敏感性分析,揭示了对性能指标影响显著的设计变量,阐明了关键设计变量对性能指标的影响机制。

摘要：根据飞行器热防护系统设计需求,建立了气凝胶夹芯金属热防护结构(TPS)的实验模型,考虑了多层绝热层、空腔、功能层排列方式的影响,在热端温度为773 K和1 073 K两种热边界条件下,开展非稳态热冲击实验研究。实验结果表明,承载层的温度变化规律主要由温度边界条件决定,实验模型内部结构的变化对其没有明显影响;气凝胶绝热层的热防护效果明显,其变化对金属TPS结构的换热特性具有决定性的影响;在本文的实验温度范围内,空腔内的换热与相同厚度的低温绝热层的热传导能力相当;处于实验室大气环境的底层板的热边界条件接近于绝热壁面。实验结果可为金属TPS结构内的主动冷却结构设计提供参考,也可为相关数值模拟研究提供边界条件或验证数据。