摘要：针对传统光学测量技术难以完整地测量涡轮叶片复杂冷却结构内部三维流场的问题,采用磁共振测速(MRV)技术测量了一种复合冷却涡轮叶片内部的三维流场,并重点研究了叶片尾缘的流动特征。在通过MRV数据验证计算流体力学(CFD)准确性和可靠性的基础上,进一步通过CFD研究了全高、半高扰流柱对尾缘弦向出流的影响。结果表明,MRV成功地捕捉到了复合冷却涡轮叶片内部流动特征(如扰流柱和半劈缝处的漩涡结构等)。CFD与MRV数据在尾缘处有一致的出流趋势:气膜孔出流量沿展向逐渐减小,而半劈缝出流量沿展向逐渐增大。通过不同扰流柱设计的尾缘CFD对比发现,全高、半高扰流柱对尾缘流动的影响主要在于增大了流阻和出流的驱动压差,进而改变了出流情况,使得气膜孔整体出流量增大约2.8%,半劈缝整体出流量减小约2.8%。

摘要：引射火箭是火箭基组合循环(RBCC)发动机重要组成部分,为RBCC发动机提供大推力的同时承载极高的热载荷。本文设计了火箭推力室复合冷却结构,采用再生和液膜冷却相结合的方式对火箭喉部进行冷却,再生冷却通道在收敛段和扩张段的宽度从微尺度到小尺度渐变分布。采用数值模拟的方法研究了该复合冷却结构耦合传热特性。结果表明:渐变微小通道的设计能够强化喉部换热,液膜冷却能够大幅降低入口及下游热流密度,有效控制壁温。

摘要：为了研究回流燃烧室火焰筒壁面不同冷却结构形式的冷却特点,设计了3种冷却结构形式,采用试验方式分别对其冷却效果进行了试验研究,得出了如下结论:在相同的壁面开孔率下,(1)吹风比对冷却效率影响显著,随着吹风比的增大冷却效率升高;(2)在火焰筒的不同区段,不同的冷却结构表现出不同的特点;(3)沿整个火焰筒壁面,冲击+逆(同)向对流+气膜冷却结构的冷却效率变化剧烈,而冲击+发散冷却结构的冷却效率沿火焰筒壁面变化较为平缓,火焰筒壁面温度沿流向分布均匀,温度梯度小。这说明对于回流燃烧室,当壁面采用复合冷却结构时,采用全冲击发散冷却结构较为适宜。

摘要：为了预测液体火箭发动机推力室的复合冷却性能,建立了推力室再生冷却通道和超临界氢的三维仿真模型以及推力室内燃气和超临界氢膜的轴对称二维仿真模型。通过边界耦合发展了液体火箭发动机推力室复合冷却流动与传热的数值仿真方法。对航天飞机主发动机推力室内部燃气、超临界冷却膜、室壁和再生冷却剂进行了流动与传热耦合计算仿真研究。研究表明,仿真方法可较好地预测推力室燃气及再生冷却剂的流动和传热,计算得到航天飞机主发动机的燃气侧壁面最高热流密度为129MW/m^2,最高壁温为885K,冷却剂温升为192K,压降为8.8MPa,结果与已有数据吻合较好。模型和仿真方法可用于液体火箭发动机推力室冷却系统传热计算和冷却结构的优化设计。

摘要：为缓解锂离子电池组快速充放电时的严重积热,对传统U型、Z型并联风冷电池热管理系统(BTMS)进行优势整合,提出一种新型的I型BTMS(I-BTMS)。首先,进行了方形锂离子电池充放电实验,研究其不同倍率下的温升特性,以获得热物性参数,并且与电池的计算流体动力学(CFD)模型结果进行佐证。然后,基于验证后的CFD方法,发现在相同边界条件下I-BTMS的冷却效率比U-BTM、Z-BTMS更高。最后,通过添加风道隔板和微通道液冷板的风-液复合冷却方式对初始I-BTMS进行优化设计,将CFD方法和多目标优化相结合,对最优拉丁超立方抽样法获取的设计点进行数值计算,并且基于NSGA-Ⅱ遗传算法对系统冷却性能进行多目标寻优。迭代收敛的最优解显示,电池组的最高温和最大温差相比初始I-BTMS分别降低9.08%和70.19%。

摘要：为了研究回流燃烧室弯曲段冲击扰流柱/逆向对流/气膜冷却结构形式对冷却效率的影响规律,设计了5种不同几何尺寸的实验件并进行了实验研究,研究结果表明:①扰流柱的存在使得弯曲段冲击扰流柱/逆向对流/气膜冷却效率得到了提高,特别是在小吹风比时更为突出;②吹风比对复合冷却效率有很大的影响,在相同冷却壁面处冷却效率随吹风比的增加而增加,但当吹风比M>1.0时,吹风比对冷却效率的影响已不明显;③扰流柱的排列形式对冷却效率的影响不大.

摘要：为从理论上分析研究回流燃烧室弯曲段冲击扰流柱+逆向对流+气膜冷却结构的传热特性,设计了多种不同几何尺寸的计算模型,运用F luen t软件从流动与换热两个方面对其进行了系统的研究,得出了如下结论:(1)扰流柱的存在强化了冷却空气在冲击腔中的扰动,使得冷却空气与冷侧壁面的换热得到大大地加强,提高了复合冷却结构的冷却效率;(2)在本文研究的几何尺度下,附着于弯曲段热侧壁面的气膜层有效长度最大弧度不超过10;°(3)吹风比对复合冷却效率有很大的影响,在冷却壁面冷却效率随吹风比的增加而增加,但当吹风比M>1.5时,吹风比对冷却效率的影响已不明显;(4)扰流柱的排列形式对冷却效果的影响不大。

摘要：燃气轮机透平叶顶区域存在复杂的流动和换热问题,承受很高的热负荷。为了降低透平动叶叶顶温度,在透平叶顶现有结构的基础上提出气膜冷却和气膜+内冷通道冷却两种叶顶冷却方案,并通过流热耦合计算分析冷却升级前后叶顶区域的换热和流动特性。研究发现:叶顶气膜冷却方案可有效降低叶顶温度,特别是叶顶前缘至中弦区域;而气膜+内冷通道冷却方案基于外部气膜冷却,结合内部冷却通道设计,可进一步降低叶顶尾缘的温度;与原型叶片相比,气膜+内部冷气通道的复合冷却设计可以使叶顶尾缘最高温度降低24 K。

摘要：为了解决高热流密度、高组装密度以及不同功率大小的电子设备集成化机箱的散热问题,本文提出了三种电子模块单元自身传导冷却与液冷冷板冷却复合的冷却方案。考虑到机箱侧壁液冷散热方式,其功率器件的侧向传导热量少、楔形锁紧装置与机箱侧壁的接触热阻大以及电子模块自通液冷却方式研究较为成熟,本文主要研究电子模块间液冷冷却方式,并设计了一种"弓"状S型拓扑流道液冷冷板连接结构。同时,针冷板的结构参数以及冷却液的入口速度对换热系数和压降特性的影响进行了气液混合的热仿真分析。该仿真结果指导设计并验证了一种良好满足电子模块单元间散热特性的"弓"状S型流道冷板结构。因此,该复合冷却方案为大功率集成化机箱的冷却设计提供了一种新的工程应用方法。

摘要：为了保证燃气轮机涡轮叶片能够在高温下长时间稳定可靠运行,需要对涡轮叶片进行冷却,而低压级涡轮叶片的冷气消耗量对整机效率影响较大,因此需要开发出高效的叶片冷却结构。利用一维设计方法完成了某低压级涡轮导叶两种冷却结构方案的设计,并采用三维流热耦合方法获得叶片温度场分布,同时采用Larson-Miller方程预测叶身蠕变持久寿命。研究结果表明:在相同冷气消耗量情况下,方案B最高无量纲温度为0.850,低于材料许用温度,而方案A不能满足设计要求;方案B叶片表面平均冷却效率相对于方案A提高14.2%,吸力面转捩区域持久寿命增加157倍。研究方法和研究结论对低压涡轮导叶冷却结构设计具有指导作用。