（工程热物理专业论文）有出流和入流的通道和孔内流场的实验和数值模拟研究.pdf

西北工业大学硕士学位论文 摘要 根据航空燃起涡轮发动机中涡轮导向叶片冷却设计的需要，本文进行了有 出流和入流的通道和孔内流场的实验和数值模拟研究，得到了叶片内冷通道的 流场特性以及压力系数和孔的流量系数。 在出流和入流条件下，分别进行了不同通道平均雷诺数和不同速比下的流 场实验，并且进行了边界层测量和流场显示。结果表明通道平均雷诺数对通道 内和孔内的流场影响较小，速比对通道内和孔内的流场的影响较大。在小速比 下，雷诺数对压力系数、流量系数的影响较小，在大速比下，雷诺数对压力系 数、流量系数的影响较大。 本文用商业软件f l u e n t 6 0 进行了数值模拟，更加详细全面地了解了通道 内和孔内流场的分布规律以及压力系数和流量系数，并与实验进行了对比，丰 富完善了实验结果。 关键字：内冷通道出流和入流边界层流场显示数值计算 西北工业大学硕士学位论文 a b s t r a c t t o s a t i s f yt h ep r a c t i c a ln e e do f c o o l i n gd e s i g ni nt u r b i n eb l a d e so f a e r o e n g i n e ， a e r o d y n a m i ci n v e s t i g a t i o no f f l o wf i e l d si nt h ec h a n n e lw i t he j e c t i o n i n j e e t i o n t h r o u g ht h eh o l e so nt h ew a l la n di nt h eh o l e sh a sb e e nc o m p l e t e da e r o d y n a m i c p a r a m e t e r s ，p r e s s u r e c o e f f i c i e n ta n dd i s c h a r g ec o e f f i c i e n ti nt h ei n t e r n a l c o o l i n g p a s s a g eo f t u r b i n eb l a d e s h a db e e nm e a s u r e d a e r o d y n a m i ci n v e s t i g a t i o n so ff l o wf i e l d sw e r ec a r r i e do u tu n d e rc o n d i f i o n so f d i f f e r e n tr e y n o l d sn u m b e r , d i f f e r e n tv e l o c i t yr a t i of o rt h eo a s e so fe j e c t i o na n d i n j e c t i o n , m o r e o v e rd e t a i l e d t u r b u l e n tb o u n d a r y l a y e r m e a s u r e m e n t sa n df l o w v i s u a l i z a t i o no nt h ew a l lo f t h e p a s s a g e h a db e e n a c c o m p l i s h e d a tt h es s n l et i m e n e r e s u l t ss h o wt h a tt h ev e l o c i t yr a t i op l a y sm o r ei m p o r t a n tr o l et h a nr e y n o l d sn u m b e r t oi n f l u e n c et h ea e r o d y n a m i c p m - a m e t e r so f i n t e r n a lc o o l i n gp a s s a g e t h er e y n o l d s n u m b e rh a sd i f f e r e n ti n f l u e n c eo nt h ep r e s s u r ec o e f f i c i e n ta n dd i s c h a r g ec o e f f i c i e n t u n d e rd i f f e r e n tv e l o c i t yr a t i o c o m m e r c i a ls o f t w a r ef l u e n t 6 0w a su s e di nt h en u m e r i c a ls i m u l a t i o n so f f l o wf i e l d s m o r ed e t a i l e df l o wf i e l d si nt h ec h a t l n e la n d h o l e s p r e s s u r ec c e f f i c i e n t s a n dd i s c h a r g ec o e f f i c i e n t so ft h eh o l ew p d ec a l c u l a t e d t h ec a l c u l a t e dm s u l t sh a v e b e e nc o m p a r e dw i t ht h ee x p e f i e n t e dd a t a b e t t e ru n d e r s t a n d i n go ft h ef l o wf i e l d b e h a v i o rh a sb e e na c h i e v e db yt h ee n m p s f i o n s 。a n dt h ee x p e r i m e n t a lr e s u l t sh a d b e e n c o n s u m m a t e l ye n l a r g e da n de n r i c h e d k e yw o r d s ：t h ei n t e r n a lc o o l i n gp a s s a g ee j e e t i o na n di n j e c t i o n b o u n d a r y l a y e r f l o wv i s u a l i z a t i o nn u m e r i c a ls i m u l a t i o n 西北工业大学硕士学位论文 x , y , z m 口 p p 尸 p t l ，p 【2 n 风， 符号表 通道坐标 孔内坐标 密度 总压 静压 通道内孔上游和下游的总压 通道内孔上游的平均速度。 来流的密度和平均速度 空气运动粘性系数 通道内气流的平均速度 通道的水力直径 4 个圆柱孔内的平均速度 通过孔总的质量流量 通道的截面积 孔的总面积 口角校准系数 卢角校准系数 总压校准系数 速度校准系数 通道平均雷诺数 速比 孔的流量系数 孔的总压损失系数 y 眈 v 竹如4 疋 杨船胎胁阡倒m 西北工业大学硕士学位论文 1 1 引言 第一章绪论 近2 0 年来航空技术发展迅速，特别是军用航空技术f ! j 。航空发动祝性能 的改善对提高飞机整体性能意义重大，而提高飞机发动机性能的一个重要途径 就是提高涡轮前迸气湿度玎t 现在先进的兢空燃气轮祝的涡轮菏温度已高达 2 0 0 0 k 2 1 ，远远超出了涡轮叶片材料的耐热极限。燃气温度的提高使燃烧室涡 轮的工作环境十分严酷，涡轮叶片一方面受到很高的气动和热负荷，另一方面 尺寸的限制使冷却比较困难。要使涡轮叶片能承受更高温度的途径：1 ) 改善材 料的耐热性，比如发展高性能耐热合金，制造单晶叶片，2 ) 发展先进的冷却技 术，比如以少量的冷却空气获得更高的降温效果。其中材料的改善占4 0 左右， 冷却技术占6 0 。可见先进高效的冷却技术在航空燃气轮机性能的提高上显得 尤为重要。由于由压气机引出的冷却气体消耗在发动机气动布局上，因此先进 冷却技术的一个重要方向就是在保持高效冷却效率的前提下尽可能地减少冷却 气体的滑耗。由于用于高温涡轮时片的冷却气流占压气枫内气体流量曲t 5 。 因此要进一步增加冷却气体的流量必将使得发动机性能下降。通过发展先进冷 却技术，提高涡轮前进气温度，可在减少冷却气体流量的同时提高发动机性能。 先进冷却技术的发展方向：1 ) 挖掘现有冷却方式的潜力，精细组织冷却气流， 提高冷却效率。实际使用的基本冷却方式：气膜冷却冲击冷却，肋壁强化换 热，扰流柱强化换熟f 3 1 。2 ) 发展新的冷却结构和冷却方式。主要有发敬冷却， 层板冷却。c e n t r a i 本文所做的有入流和出流的通道和孔肉流 场的研究是一种新型冷却结构一壁冷却( w a l l c o o l i n g ) 的研究( 如图所示) 壁冷区结构是直 接在涡轮叶片内铸造内冷通道。普通升片的内部 结构是在冲击导管和叶片壁面之间有一个气流 流经的腔体。所以冷却气流都是经由冲击导管经 其上的小孔冲击进入腔体，再由叶片表面的气膜 孔流出时片。而壁冷却结构是冷却气体通过涡轮 叶片的内壁上的孔冲击迸入冷却通道，随后在冷 d t a l | l l c i、t t h b k c d h “i n l k l l l l gi i , 1 i o 西北工业大学硕士学位论文 却通道内流动，最后经过涡轮叶片外壁的孔流出叶片。在叶片的外壁面形成一 层气膜将壁面和高温燃气隔离，同时带走部分高温燃气，从而对壁面起到良好 的保护作用。壁冷却结构的小尺寸内冷通道和比较薄的叶片壁使得热阻减小， 换热效率提高。但是伴随壁冷却结构产生，一个较大的困难是制造技术的挑战。 研究壁冷却技术的另外一个重要任务就是研究这种结构的气动特性和换热特 性。最近牛津大学o s n e y 实验室进行了壁冷却结构的研究，采用液晶技术进行了 通道内的换热研究。为了更进步了解冷却通道内冷却气体的流动特性，我们进 行了本文内容的研究。 1 2 研究的背景和意义 气膜冷却和冲击冷却等冷却方式在燃气涡轮叶片的设计中已经得到了广泛 的应用。由高温燃气侧叶片表面气膜孔喷射出的冷气对涡轮叶片起了保护作用， 而由冷气侧壁面出流孔喷射的冷却气流冲击到燃气侧的涡轮叶片壁面上则提高 了涡轮叶片壁面的换热效率。因此涡轮叶片的内冷通道可以用气流经过壁面孔 通道流出和流入冷却通道两种情况来描述。流体的出流和入流对冷却通道流动 产生很大的影响，特别是在靠近出流孔和入流孔附近区域的流场。很多学者进 行了喷射( 入流) 情况的流动与换热研究。p i e t z r y k e t a l ( 1 9 8 9 ) 4 提出了喷射 孔中心线位置喷射气流下游存在剪切层，并且给出了主流流场结构。 a n d r e o i x ) u l o sa n dr o d i ( 1 9 8 4 ) 5 详细分析了只有一个喷射孔时主流和喷射流体 的相互作用，发现在喷射气流下游存在成对出现的旋涡，并且研究了主流对喷 射孔内气流流场的影响。p i e t z r y ke ta 1 ( 1 9 8 8 ，1 9 8 9 ，1 9 9 0 ) a n ds i n h a e t a 1 ( 1 9 9 1 ) 6 7 1 做了一排离散的射流孔时的气动实验研究，他们用射流孔的长径 比来表示真实射流孔的几何尺寸，发现小长径比时对主流的影响较大，冷却效 率较高。w a i t e r sa n dl e y l e k 8 研究了3 5 。气膜孔的喷射气流与主流通道流场相 互作用，在长径比l d = 3 5 ，m a = 1 0 情况下，发现喷射气流阻碍了主流的流 动，使得主流流速降低，但是喷射气流很快被主流转变流向，沿主流方向流动。 并给出了喷射出口中心线位置截面的压力分布以及涡旋区的速度矢量。 f l o m c h u e t ze ta 1 【9 1 0 】分别进行了顺排孔和错排孔的喷射研究，建立了通道内 流场的分析模型来计算压降和质量流量的改变。c h a n g m i ns o ne ta 1 【1 l 】用发 动机模型进行了冷却系统喷射情况的换热实验，成功地采用瞬态液晶技术进行 换热测量。s a n g w o ol e ee ta 1 1 1 2 1 3 研究了由圆柱孔喷入主流通道情况下不 同马赫数m a = 0 5 ，1 0 ，2 0 和长径比三，d = 0 5 ，1 0 ，20 孔内速度分布和静压分布， 发现了气流进口存在分离现象，气流在进口段存在流动特征的对称性分布。 c a r r o t t ea n ds t e v e n s 1 4 测量了孔出口和长径比l d = 0 4 下游区温度场分布 2 西北工业大学硕士学位论文 和三维流场特性。h o l d e m a ne ta 1 1 5 则研究了d 0 2 5 小长径比下多股射 流和主流的掺混情况。a n d r e o p o u l o s 1 6 详细测量了均匀速度入口，长径比为 三d = 1 2 ，在底吹风比下，距离出口3 d 区域内孔内的速度分布和紊流脉动特 性。l l o y da n db r o w n 1 7 研究了进口区域的流场特性，发现了进口处非对称的 流动分离现象。t h o l ee ta 1 1 8 的研究了供气腔气流方向和主流方向相同情况 下，倾角3 0 度，长径比为6 的气膜孔进口分离区随雷诺数从0 增到0 5 时，分 离区从逆风边向迎风边的转移现象。 出流条件下的流动与换热研究与喷射条件相比要少的多。b y e r l e ye ta 1 1 9 】 进行了单个气膜孔进口附近区域的换热测量，发现局部换热量是通道充分发展 时紊流流动情况下的六倍。他们用数值模拟方法研究了热量增加的形成机制， 发现上游边界层的消失和下游对称涡系的产生对上述现象的产生影响较大。在 公开发表的文献中，出流条件下的流场气动特性的研究很少 2 0 - 2 8 1 。 由于高温部件冷却必须消耗一部分冷空气，从而造成发动机推力减小和零 部件气动效率降低，因此如何提高冷却效率，以更少的冷气取得更大的冷却效 果，直是航空发动机设计者关注的重要问题之一，尤其涡轮叶片的设计越来 越精细，需要更加详细的各类参考数据，而了解气冷通道以及孔内的流场分布， 无疑是进行更加有效设计的重要途径。但是热端部件的冷却技术一直是航空发 动机的关键技术之一，它的主要特点是与实验联系非常紧密，工程性和针对性 都很强，需要大量的实验数据库作支持，研究成本高，周期长，各国都将该技 术视为核心机密，难以从公开发表的文献资料中获取实用的信息。我国要设计 自己的高性能航空发动机，必须大力开展有关热端部件冷却的实验研究，获取 第一手的数据和资料，以丰富和完善我国自己的发动机设计体系。正是基于这 种需要，英国著名的发动机公司r o l l s - r o y c e 与我校合作进行了有入流和出流 的通道和孔内流场的研究。实验在常温下进行，研究导向叶片内冷通道流场的 分布，主要内容包括总压、静压、三维速度、湍流度、流量系数、通道内部边 界层相关内容( 三维速度、摩擦阻力、表面剪切力) 以及通道壁面粗糙度对流 场的影响等，并且对此进行数值模拟计算，所获得的数据可以为气流流阻及换 热特性的分析提供依据。 1 3 本文的主要工作 本文所完成的主要工作是： 1 、出流条件下主流雷诺数r e c 分别为3 0 0 0 0 、5 0 0 0 0 、1 0 0 0 0 0 和速度比阡 分别为o 5 、1 0 、3 0 、4 5 的工况下，测量了通道内六个截面及孔内八 个截面的流场分布，获得了总静压、三维速度场等实验数据，研究了 西北工业大学硕士学位论文 不同雷诺数和不同速比对通道内和孔内的流场的影响，以及孔的流量 系数： 2 、入流条件下主流雷诺数胁。分别为3 0 0 0 0 、5 0 0 0 0 、1 0 0 0 0 0 和速度比阡 分别为0 5 、2 0 、4 5 的工况下，测量了通道内六个截面及孔内八个截 面的流场分布，获得了总静压、三维速度场等实验数据，研究了不同 雷诺数和不同速比对通道内和孔内的流场的影响，以及孔的流量系数： 3 、测量了不同主流雷诺数尺岛和不同速度比玢情况下通道上下端壁的边 界层速度分布。 4 、进行了不同主流雷诺数胎。和不同速度比玢情况下上下端壁的流场油 流显示实验。 5 、利用商业软件f l u e n t 6 ，0 ，对通道内和孔内的流场进行了数值模拟计 算，并且结合实验测量结果，进一步对比分析了实验结果和数值计算 结果的关系。 西北工业大学硕士学位论文 第二章实验装置及测试技术 2 1 实验装置 图21 所示涡轮叶片的冷却方式主要是气膜 冷却和冲击冷却。图2 2 是一级导向叶片内冷通 道内的气体流动，冷却气体从涡轮叶片的冲击导 管进入内冷却通道( i n t e r n a lc o o l i n gp a s s a g e ) ， 然后经气膜孔流出。本实验研究的内容分为两方 面：一方面是冷却气体从涡轮叶片的冲击导管进 入内冷却通道，另一方面是气体从内冷通道经气 膜孔流出叶片。两种情况都要分别研究内冷通道 内和出流孔内的气体流动特性，这里的出流孔指 的是气体流经的孔，包括冲击导管壁面的射流孔 和叶片表面的气膜孔。图2 1 涡轮叶片 图2 2 叶片内冷通道的气流流动 图2 3 是实验装置系统圈，经冲击导管壁面射流孔进入内冷通道的情况定义 为入流式或冲击式( i m p i n g e m e n t ) ，而经叶片表面气膜孔流出涡轮叶片的情况 定义为出流式或吸入式( s u c t i o n ) 。在图2 , 3 中，入流式是指环境中两股空气分别 经稳压腔6 和1 2 ，在实验段通道汇聚后经稳压腔3 排出的情况；出流式是指环 境空气经稳压腔3 ，在实验段通道分流后分别经稳压腔6 和1 2 排出的情况。图 2 3 中康箭头表示气流进口方向，实箭头表示气流出口方向。4 一爿和b b 分别 表示实验段通道不同截面的剖面圈。 西北工业大学硕士学位论文 1 风机：2 气流旁路通道；3 、6 稳压箱；4 试验段通道 5 、1 3 、1 5 探针通道；7 、1 0 阀门；8 、9 涡街流量计； 1 1 壁面小孔； 1 2 。稳压腔；1 4 静压孔； 图2 3 实验装置系统图 图2 4 实验段结构示意图 图2 4 为实验段结构示意图，实际实验装置是用有机玻璃制成。真实的燃气 西北工业大学硕士学位论文 发动机涡轮导向叶片的内冷通道非常狭窄，按相似原理简化为图2 4 所示的实验 结构。实验时，气流经收缩段、过渡段进入实验段，实验段主通道截面为矩形， 尺寸为1 8 5 o m m 6 3 5 m m ，主通道的一侧壁开有四个叉排的圆柱孔，圆柱孔有 倒角。圆柱孔长和直径的比为1 0 ，直径为4 0 m m 。圆柱孔的另一侧为稳压腔， 气体经四个圆柱孔进入或排出稳压腔。沿主流方向等问距的四个孔依次定义为 孔1 ，孔2 ，孔3 和孔4 。本实验主要研究孔3 内的流场，内冷通道中我们主要 研究孔2 和孔3 间。以及孔3 和孔4 间各三个截面的流场分布，定义沿主流方 向依次为截面a ，b ，c ，d ，e ，f o 实验坐标系分别按通道内的坐标系和孔的坐标系来定义，通道内沿主流流动 方向定为x 轴的正向，见图2 5 所示，由冷却通道指向稳压腔的方向定义为y 轴正 方向。z 轴正方向按右手螺旋法则来定义，四指沿z 轴指向y 轴，大拇指的指向 即为z 轴的正方向。坐标原点0 取在内冷通道的上壁面内( 上壁面与稳压腔不相 连) ，与孔3 的圆心在同一条直线上，靠近2 和孔4 的内冷通道侧壁上。垂直主 流方向的六个截面a ，b ，c ，d ，e ，f 的位置分别为x l x = - 0 7 5 ，一0 5 0 ，一0 2 5 ， x 厶：o 2 5 ，o 5 0 ，o 7 5 ，其中厶= 1 6 0 m m 为两孔间的距离。垂至于：轴沿z 轴正方向截面一次定义为截面1 、2 、3 ，其位置分别为z l z = 0 2 8 ，0 5 0 ，0 7 2 ， 其中，l z = 1 8 5 o m m 为z 方向内冷通道的宽度。垂直于y 轴沿y 轴正方向截面依 次定义为截面l 、2 、3 ，其位置分别为y l y = 0 1 9 ，o 4 7 ，0 9 4 ，其中l y = 6 3 5 m m 为y 向内冷通道的高度。在内冷通道的两个侧壁面上，分别开有2 0 个直径为 2 m m 测压小孔，用来测量内冷通道内的壁面压力。 孔的坐标系采用圆柱坐标系，如图2 6 所示。流体进入孔3 ，入i ：1 圆面的圆 心为坐标原点0 ，孔内沿着流体流动的方向为y 轴的正方向，内冷通道内流体流 动的方向为r 的正方向，口的正方向按左手螺旋法则确定，大拇指指向y 轴的正 方向，其余四指握紧的方向即为口的正方向。孔内的流场测试集中在八个截面 上，截面位置分别为y l h = 1 8 ，2 8 ，3 ，8 ，4 8 ，5 ，8 ，6 ，8 ，7 ，8 ，1 0 。其中k 为孔的长度4 0 m m 。 i o o2 ， 0 厂、q 8 f ： 。一一 ：7 “ + 仁 q l 、 x - z 截面坐标示意图 西北工业大学硕士学位论文 l ； _ u j、 2 2 实验参数 x - y 截面坐标示意圈 图2 ，5 通道内坐标系 图2 6 孔内坐标系 在本实验中，根据相似原理定义了通道平均雷诺数r e 。和速度比玢( 简称 速比) 两个参数做为定义流场的准则数。 定义通道平均雷诺数r e 。： r c ：坠( 2 - - 1 ) 定义速比v r ： 脒= 毒= 丽a c r e l ( 2 - - 2 ) 4 ( 州d o 5 脚，) 其中，p 为常温常压下空气运动粘性系数，为通道内气流的平均速 西北工业大学硕士学位论文 度，d 。为通道的水力直径，v j 为4 个圆柱孔内的平均速度，竹为通过孔总 的质量流量，以为通道的截面积，4 为孔的总面积。 其它的实验参数： 全速度 ： k = 其中p 为总压，p 为静压。 孔内的流量系数c d ： 莎五= 萨 c d ：堕 m 。 ( 2 3 ) ( 2 4 ) 其中m 。为通过圆柱孔的实际流量，脚，为理想流量。 压力系数： o ：旦! l ( 2 5 ) 。p 毋j | 2 以实验段进口处截面为参考截面，戍为参考截面的总压，p o ，分别为参考 截面的密度和平均速度。 总压损失系数： 2 铹 ( 2 6 ) 其p ，p t 2 分别通道内孔上游和下游的总压，n 为通道内孔上游的平均速度。 2 3 测量仪器及其精度 1 五孔探针：探头直径q ) 2 0 r a m ，测速范围o 1 0 0 m s ，精度1 o 2 皮托管：测点直径中2 0 m m ，测速范围0 1 0 0 m s ，精度1 o ； 3 电容式压差变送器：压差变送范围0 8 0 0 r a m 水柱，精度o 5 ； 9 西北工业大学硕士学位论文 电源箱及配电器：电压输出范围0 1 0 伏，精度2 5 ； 高精度数字型电压显示仪：精度o 1 ； r o t a d a t a 坐标调整仪：调整范围0 1 0 0 m m ，精度o o l m m 数字型万用表：精度+ o 5 ； 涡街流量计：精度2 5 级。 2 4 实验方法和测试技术 实验采用五孔探针进行了流场的测量，根据气流的绕流理论，五孔针通过 其五孔探头感受某一测点气流绕过探头时的压力分布，同时获得该测点气流的 速度大小、方向、以及静压和总压。五孔针具有操作简单，成本低，测量精度 相对较高等优点。实验用的是五管形五孔针，通道中测量时所用的是弯头五孔 针，孔内测量用的是直头五孔针，如图2 7 ( a ) 、( b ) 、( c ) 所示。测量时采用 不转动法，把五孔探针固定可以精确定位的自动坐标架上，通过自动坐标架来 调节探头的精确位置。五孔针的探头迎风直径为2 m m ，楔形探头上开有五个直径 为0 5 m m 的测压孔，其中2 号孔位于探头顶部，4 、5 号孔位于探针的纵剖面上， 1 、3 号孔位于探针的横剖面上，2 号孔与其它四个孔互成4 5 0 角，气流偏角a 、 定义如图2 7 ( c ) 所示。各测压孔分别与探针内的五个不锈钢管相通，并在 探针末端通过压力接头和乳胶管与压差变送器相连，经压差变送器后，五孔针 感受的压力信号转变为电信号，电信号由a d 板转换为数字信号，并进一步传 输给计算机自动处理。流场数据采集系统的连接示意图如图2 8 所示。 使用五孔针之前在校准风洞中进行校准标定，根据实验时的a 角、口角、 p ，、p 2 、局、一、乃，结合已知的气流总压p 、静压p 就可以算出相应的校准 系数。五孔针的校准系数共有四个：口角校准系数足。、鼻角校准系数尺0 、总 压校准系数船、速度校准系数胎。它们的表达式分别定义为： 足a2 f 琢e 两, - e i , 丽2 他，励 铲码赫卿脚 髟t 。f 骊p 百2 一p * 西丽2 他，励 1 0 ( 2 - 7 ) ( 2 - 8 ) ( 2 9 ) 西北工业大学硕士学位论文 k 。= 只一( 只+ 只+ p 4 + 只) p + 一p = f ( a ，) 根据上述计算式可获得校准曲线，如图2 9 所示。 ( a ) 弯头 毒 b ) 直 五 孔 探 针 3 头 1 2 3 4 4 ( 2 一l o ) ( c ) 测压孔放大国 图2 7 五管形五孔针示意图 4 2 图2 8 流场数据采集系统示意图 m 2 翔w耐 西北工业大学硕士学位论文 图2 9 五孔针不转动法校准系数曲线 2 5 实验误差分析 在测量中，常要求估计误差的上限， 限值u 可以表示为： u = x - - x 。i 。 设测量值为x ，真值为x o ，误差的上 ( 2 一n ) 这个上限u 通常称为不确定度，也叫置信限，它是估计出的极限误差。若j 值 只有随机误差而无系统误差，则此上限值u 称为随机不确定度，若工值既有随 机误差又有系统误差，则此上限值【，称为总不确定度，有时也简称为不确定度。 在许多情况下，被测量参数无法通过直接测量求得，就需采用间接测量法， 通过测量与被测量参数有一定关系的其它量，并根据函数关系算出被测参数， 这样，直接测量量的误差就会进行传递，最终形成被测参数的不确定度。 假设被测参数y 与直接测量量x l ，x 2 有以下函数关系； y = f ( x l , x 2 , ”划 + 要帆 巩 塑：玉立鱼+ 生立鱼k + 直至鱼 y y 反l 工l ya 吃工，ya 矗 ( 2 1 2 ) 西北工业大学硕士学位论文 随机误差传递公式为： 押- 【( 善蚓2 + ( 善出：) 2 十+ ( 丢氐) 2 】： 壤l岱，圆。 孚钮x y ia c y 。d x i ) 2 , 。( x ，, 破c y ：d 工x ：2 - ) 2h + ( 争丢等) 2 】； 通常认为系统误差已通过测量方法、测量系统、测量环境的保证而得以消 除，因此，被测参数的不确定度主要是由随机误差引起的。 下面来给出本文所涉及的内容，速度的不确定度，用五孔针测量空间三维 速度以的计算式为： _ = 历焉= 萨 根据随机误差传递公式，可得： 刮g 2 2 2 警 矿ll p ，f 尸 压力测量系统的不确定度为：警= 3 。，从而鲁= 1 5 ，即速度的不确定 度为l ，5 。 流量系数的不确定度： 而盟；2 3 ，堕：2 3 ，d c d ；3 3 ，即流量系数的不确定度为3 3 。 m 口辨jl d 1 _ 堕鸭 “r 堕 一k 一 = 堕巳 西北工业大学硕士学位论文 第三章出流条件下的流场特性 3 1 引言 在高性能发动机中，采用冷却技术能够有效地保护其热端部件。国外在气膜 冷却方面已作了较多的实验研究，对气膜孔形状、方位、长径比的选择已有较 全面的认识。但对孔上、下游以及孔内气流的内在流动机理仍处于探索阶段， 有关冷气通道内气流的流动规律尚未见文献发表。国内对气膜冷却技术的研究 也有一定基础，但有关冷气通道的研究几乎是空白。 3 2通道内流场的实验结果与分析 以r e = 1 0 0 0 0 0 ，v r = 3 0 的工况为例对通道内流场进行分析，此时通道内平 均流速为v c = 1 5 9 m s ，在本文的叙述中所涉及到的参考速度都是指所在工况 下的通道内的平均速度。 3 2 1 通道内流场中的速度分布 图3 1 为y - z 截面的全速度云图和二次流速度矢量图。可以看出：壁面出流 孔的存在，使得通道截面间以及截面内的气流速度分布很不均匀，出流孔的错 排方式导致二次流速度分布较复杂。 各测量截面内气流全速度分布呈现以下几个特点：1 ) 出流孔的存在，会导 致其下游各截面内的气流速度急剧下降。从图中可以看到d 、e 、f 截面内气流 平均速度明显小于a 、b 、c 截面，其主要原因是经过孔3 后通道内流量减小， 平均流速降低；2 ) 孔上游各截面正对出流孔的位置，出现一个局部高速区，并 且气流在接近孔的过程中会逐渐加速。位于孔3 上游的a 、b 、c 截面，其影响 区域在y 和z 向都大约占了半个通道。由于部分气流经孔3 流出，其下游通道 内平均流速相对较小，由图31 ( f ) 可看出，孔4 对通道截面的影响区域明显 小于孔3 ，在截面d 、e 、f 的下壁面附近甚至出现局部流速很低的区域：3 ) 开 孔壁面附近的气流速度明显高于另- - g g 无孔壁面。图3 1 中的速度矢量为气流速 1 4 西北工业大学硕士学位论文 图3 1v - z 截面全速度云图和二次流速度矢量 度在y - z 截面内的投影，它表征了相对于主流流动的二次流流动。气流在正对 出流孔的上游位置，有向孔聚集的趋势，通道下壁面的部分气体也会流向出流 孔，这在c 截面和f 截面表现得尤为突出，它们分别位于孔3 和孔4 上游。在 孔下游截面内，气流有向侧壁偏转的趋势，在位于孔2 和孔3 下游的a 截面和 d 截面表现得较为明显。其原因是上游气流向孔偏转的趋势在孔后不会立即消 失，但会逐渐减弱，直至下一个出流孔。位于两孔中间的b 截面和e 截面由于 受前后两个孔的影响，故二次流矢量的偏转情况，在通道截面左、右侧会同时 具有两种流动特征。 图3 2 为x y 截面上的速度矢量，该图显示了气流在工和y 方向上速度变 化规律。图3 2 ( a ) 所示为：，止= 0 2 8 截面沿主流a ，b ，c ，d ，e ，f 六个截面j 方向 的速度矢量。图中各截面的具体位置为z l z = o 2 8 截面经过孔2 、4 中心， ：止= 0 7 2 截面经过孔3 中心，z 止= 0 5 0 截面位于孔2 、4 与孔1 、3 中间位 置。由于气流在y 向的偏转很小，故主要分析速度分量的变化规律。 西北工业大学硕士学位论文 ，o ； 、 叠善至至量蚕 = = ；一；i ( a ) z l ：= o2 8 截面 r n 一刘 。霎曼曼。i i7 曼要! 委；雪三； 莘；#：； z ，l 。= 05 0 截面 ( c ) 砒= 0 7 2 截面 图3 2x - y 截面速度矢量图 ( a ) y l y = 0 1 9 截面 ( b ) y 1 y = 0 4 7 截面 ( c ) y z o 9 4 截面 图3 3 工一z 截面速度矢量图 由矢量图可看出：1 ) 有出流孔的通道上壁面附近，气流速度明显大于无孔 下壁面附近的气流速度，这在孔上游位置表现得最为显著。该规律同时也表明 两侧壁面附近的换热效果有较大的差距：上壁面附近的速度梯度较高，该处边 界层较薄，其换热效果要明显好于下壁面。2 ) 气流经过出流孔后，通道流量的 减少使得整个截面的流速减小。3 ) 通道上壁面附近的气流经过出流孔以后，其 速度有所减小，而后在接近下一出流孔的过程中逐渐加速，同时最大速度的位 置也从通道中心( y l 叶- - - 0 5 0 位置) 逐渐移至上壁面附近，见图3 2 ( a ) 、( c ) 。 图3 3 为速度矢量在工一：截面内的投影。图3 3 ( a ) 为y 西= 0 1 9 截面沿 主流a ，b ，c ，d ，e ，f 六个截面并方向的速度矢量，由图中可以看出在测量截面内 气流沿z 向的偏转很小，只有在开孔壁面附近，上游气流有向出流孔聚集的趋 势。沿流动方向，孔上游各截面内气流星加速态势，而在孔下游位置则存在一 低速区。在同一工位置上，正对孔上游附近区域的气流速度稍大于其它区域， 而正对孔下游附近区域的气流速度则小于其它区域的速度。不同y 向截面位置 1 6 西北工业大学硕士学位论文 上有出流孔壁面附近的气流速度要明显高于另一侧无孔壁面。 3 2 2 通道内平均雷诺数r e ，对流场分布的影响 主要比较同一速比下不同雷诺数的流场分布特性，取速比v r = 3 0 ，雷诺 数分别为r e ，= 5 0 0 0 0 和r e ，= 1 0 0 0 0 0 ，经过对比发现不同雷诺数对流场分布的 特性影响不是太大，分布规律相似。如y 一：截面内全速度云图和速度矢量图所 示，气流在孔前加速。孔后速度明显降低，经过孔后通道内两侧流体有向侧壁流 动的趋势，越靠近孔这种趋势越明显。经过孔后向下游流动时，随着距孔距离的 拉近，向两侧流动的趋势将会减小。 图3 4 ( a ) 显示了相同速比，不同雷诺数对通道内y z 截面a 截面的速度 分布的影响。由全速度云图可见，同一速比不同雷诺数全速度分布非常近似。 通道右部分有一个高速区，孔2 后出现一个低速区，下盏板附近区域为一个低 速区。由速度矢量图可见，孔2 后的流体都有向孔流动的趋势，并且这种速度 分布非常相似。孔2 后上盖板附近的区域，气流向侧壁流动的趋势比较明显。 图3 4 ( b ) 显示了相同速比，不同雷诺数对通道内y z 截面f 截面的速度分 布的影响。由全速度云图可见，同一速比不同雷诺数全速度分布在孔4 前都存 在一相对高速区，在下盖板附近区域存在一个区域较大的低速区，在其余的区 域速度也较低。但是r e 。= 5 0 0 0 0 的低速区所占的份额要远远大于r e 。= 1 0 0 0 0 0 ， 这是因为小雷诺数时流体经过孔l 、2 、3 后，剩余的流体流量较小，所以在整 个通道内低速区占主导地位。而对大雷诺数的情况，由于雷诺数较大，到通道 的下游流体的流量相对较大。速度相对于小雷诺数的情况就显得比较大。由速 度矢量图可见，大雷诺数情况孔4 前流体加速比小雷诺数的要明显的多。由上 述分析可见，雷诺数对通道内的全速度和速度矢量有一定的影响，对于速度的 分布规律影响不大。 图3 。5 ( a ) 和图3 5c o ) 分别显示了相同速比，不同雷诺数下经过孔2 ，孔4 的 ：l z = 0 2 8 截面速度矢量图和孔3 的z l z = o 7 2 截面速度矢量图。雷诺数对 工一y 截面速度矢量的影响较大，经过孔3 后，z ，l z = o 2 8 截面小雷诺数的速度 矢量要比大雷诺数小得多，但是速度分布规律相似。这种趋势在z l z = o 7 2 截 面速度矢量图中表现的尤为明显，经过孔3 后通道内的流体流量明显减少，所 示的速度矢量与主流平均速度相比，已表现的非常微弱。有出流孔的通道上壁 面附近，气流速度明显大于无孔下壁面附近的气流速度，这在孔上游位置表现 得非常显著。 西北工业大学硕士学位论文 图3 4 ( a ) v r = 3 0 x l x = 一o 7 5 截面全速度云图和速度矢量图 泔r h 十、l 苎詈量。 1 7 1； 至 三 蓍三； 芋手； ； r e = 5 0 0 0 0 叶一h ； n 星量孽善萎写 = 一 =： ： 爹爹亨芋 ； r e = 1 0 0 0 0 0 图3 , 5 ( a ) v r = 3 0 z l z = o 2 8 截面速度矢量图 图3 4 ( b ) v r = 3 0 ，x 厶= 0 7 5 截面全速度云图和速度矢量图 蠢h 。l l 量勇罩1 量蓦 r e = 5 0 0 0 0 时7 n 一 、 募舅骞oi章葶 三兰暑* - 三三 = = ：= ： 蓍孽萝iii r e = 1 0 0 0 0 0 图3 5 ( b ) v r = 3 0 ，z l z = o 7 2 截面速度矢量图 图3 6 显示了v r = 3 0 ，y l y = 0 9 4 截面速度矢囊图，可见速度分布规律非 常相似，孔前加速，孔后减速，孔前气流向孔汇聚的趋势都非常吻合。不同主 要表现在小雷诺数孔后的流体速度减小的程度的要比大雷诺数的大。另外，由 于流量的减小，孔的影响已不明显，小雷诺数情况孔4 前的气流加速趋势表现 得比较弱，而大雷诺数时孔4 前的加速仍较明显。 西北工业大学硕士学位论文 由上述分析可见：雷诺数对通道内流场的速度大小有一定的影响，但是对速度 分布规律影响不大。 r e = 5 0 0 0 0r e = 1 0 0 0 0 0 图3 6v r = 3 0 ，y 匆= o 9 4 截面速度矢量图 3 2 3 速比蹄对通道内流场分布的影响 速比汗定义为圆柱孔内气流的平均速度与通道内平均速度的比值。速比的 大小显示了流量在通道内和圆柱孔的分配份额的大小。下面就具体分析 r e 。= 1 0 0 0 0 0 ，速比分别为v r = 1 0 和v r = 3 0 两种情况下流场的分布特性。 图3 7r e = 1 0 0 0 0 0 。x l x = - 0 7 5 截面全速度云图和速度矢量图 1 9 图3 8r e = 1 0 0 0 0 0 ，x l x = 0 7 5 截面全速度云图和速度矢量图 西北工业大学硕士学位论文 v r = 1 o h “r 卜l | l 茧萤量量勇写 = = =k= = 爹爹芋； v r = 3 0 图3 9r e = 1 0 0 0 0 0 ，z l z = o 2 8 矢量图 瞻h r 薹萤量垂雪莹 三 兰 兰三三兰 = = 一= 妻警罾善善喜 v r ；1 o 时卜 h 蛋量雷ti i 兰兰兰k i三； = = 一：= 爹萝萝； v r = 3 0 图3 1 0r e = 1 0 0 0 0 0 ，：乜= o 7 2 矢量图 v r = 1 0v r = 3 0 图3 1 1r e ；1 0 0 0 0 0 ，j ，l y = 0 9 4 矢量图 图3 7 显示了8 截面同一雷诺数不同速比y z 截面的全速度云图和速度矢 量图。由全速度云图可见，速比阡= 1 0 时通道内全速度的分布区域比v r = 3 0 时 要均匀。速比v r = 3 0 时孔2 附近区域全速度比较低。由速度矢量图可见，y z 截面内速度矢量有向孔2 流动的趋势，并且随着速比的增大这种趋势越来越明 显，说明大速比时孔的出流对通道内流场的影响显著，向孔流动的趋势已经波 及到通道内的大部分区域。图3 8 显示了f 截面的全速度云图和速度矢量图。 a f 截面分别在孔2 后和孔4 前。由全速度云图可见，经过孔1 、2 、3 的出流之 后，通道内的速度已降低很多，特别是速比v r = 3 0 的情况，通道内低速区已占主 导地位，只在孔4 前有局部加速所形成的高速区。由速度矢量图可见，a 截面 速比大时，孔2 的影响能够波及到整个通道内部。f 截面速比大时，孔4 影响已 经有所降低，只能影响局部区域。而速比阶= 1 o ，由于流出通道的气流流量占 整个通道内流体流量的份额较小，孔的影响区域比大速比时要大。 西北工业大学硕士学位论文 图3 9 为x y 截面上的速度矢量，由不同速比：l z = o 2 8 截面矢量图可见， 孔2 后，大速比速度降低较大。孔3 前，大速比加速较明显，沿y 向速度梯度 较大。由z 止= o 7 2 截面的矢量图可见，经过孔3 后，速比大的情况通道内速 度矢量变得很小。说明由于出流对孔后速度场的影响非常大。由上述分析可见， 速比汾对z y 截面的速度分布起了主导作用。 由不同速比y l y = 0 9 4 截面矢量图3 1 0 可见，：方向的速度矢量很小，对 流场的分布影响不大。说明在同一y 幻截面沿x 方向速度变化不大。由上述分 析可见，速比阡对工一：截面速度分布的影响没有对y z 截面和工一y 截面的影 响那么显著。 3 2 4 通道侧壁的压力分布( o ) 定义压力系数： c p 2 丽p - p 万o ( 3 1 ) 以实验段进口处截面为参考截面，p ：为参考截面的总压，风，分别为参考截 面的密度和平均速度。侧壁静压孔是沿实验段的主流方向分布2 0 个测压孔。 亚音速下一维气动方程可表示为： 垒：一兰丝：【! 业二! ! ! 丝：! 塑( 3 2 ) p 1 一m m ，为分子运动粘性系数，m 和a m 分别为通道内气体质量及其变化量，p 和p 分别为通道的静压及其变化量。小马赫数下，式( 3 2 ) 可近似表示为 印：一_ 2 v z o n ，矿为主流的平均速度。 图3 1 2 显示了通道内侧壁面的压力系数在r e ，= 1 0 0 0 0 0 ，不同速比v r 情况 下随无量纲x 厶的变化规律。实线部分为计算结果，离散点是实验结果，关于 计算地部分在第五章讨论。由四幅图可见，出流情况静压升高。速比较小时， 跏= 0 5 和汗= 1 0 的压力系数分布规律相似，速比大时，阡= 3 0 和v r = 4 5 压 力系数分布规律相似。现在先解释小速比的压力系数分布规律。孔1 前由于