冷却技术在涡轮发动机中的应用

冷却技术在涡轮发动机中的应用

飞机发动机的驱动力在很大程度上取决于发动机前总温度的t3%。根据计算,T3*每提高55℃,在发动机尺寸不变的条件下,发动机推力约可提高10%。在90年代,随着推重比10的一级加力式涡轮发动机的研制成功,推重比15～20的发动机预研计划将使航空工业进入一个崭新的发展阶段。推重比10的一级发动机的涡轮进口温度已达到1580℃～1680℃。美国国防部开展的“综合高性能涡轮发动机技术”(IHPTET)计划,制定了详细明确的部件级目标。以燃气涡轮发动机的涡轮为例,其研究目标是:涡轮前燃气进口温度提高500K,冷却空气减少60%,重量减少50%,单级载荷增加50%,生产成本和维修成本降低10%。为实现这些目标,必须面临一系列技术挑战。该计划提及的三大技术难题是:①在不增加损失和极限载荷的情况下,提高级载荷的困难;②在不增加转子重量的情况下,为提高转子的转速而设计涡轮盘和叶片附件的困难;③在减少冷气流量的情况下提高燃气进口温度的困难。英国也开展了“先进核心机军用发动机”(ACME)的研究,计划把推重比为20定为2020年的目标,到那时发动机的涡轮进口温度将达到2130℃。对于高温所带来的一系列问题,解决的办法主要有两个:(1)提高材料的耐热性,发展高性能耐热合金,制造单晶叶片;(2)采用先进的冷却技术,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40%,冷却技术占60%。涡轮材料近期的发展方向是定向共晶合金、超单晶合金、机械合金化高温合金。远期发展方向是人工纤维增强高温合金、定向再结晶氧化物弥散强化合金以及新的能承受高温的材料,如金属间化合物及复合材料,碳-碳复合材料,陶瓷和陶瓷基复合材料。未来的发动机将大量采用非金属材料,以Si3N4为代表的高温结构陶瓷是最有前途的材料之一。涡轮入口温度以每年平均提高20℃的速度增加,而金属耐温程度仅以每年约8℃的速度增加,因此,即使发动机涡轮部件采用像碳-碳复合材料这样的耐高温材料,也不能完全取消冷却,先进的冷却可使高温部件承受更高的工作温度,使发动机寿命更长、可靠性更高。目前先进发动机的涡轮前进口温度已达到了2000K左右,比高压涡轮叶片金属材料的熔点高400K,可见冷却设计的重要性和迫切性。一般来说,冷却设计带来的利益主要体现在以下五个方面:①因提高涡轮进口温度而提高了推重比;②因允许使用更简单的材料而降低了成本;③因减少金属壁厚度而减轻了重量;④因减小了冷气消耗量而提高了效率;⑤因延长部件寿命而延长了发动机的服务期。本文总结了前人的研究结果,着重论述了气膜冷却、内流冷却以及流量系数方面的研究情况,并指出今后应着重研究气膜冷却和内流冷却两者之间的关系,深入理解两者的影响机理,以更有效地对涡轮叶片进行冷却,从而提高发动机的整体性能。1内流冷却装置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,提高冷却效果。基本冷却方式:气膜冷却、冲击冷却、肋壁强化换热、扰流柱强化换热。(2)发展新的冷却结构和冷却方式:发散冷却,层板冷却。旱期的涡轮叶片没有采用冷却技术,涡轮前总温受到叶片材料的限制,难以超过1050℃。随着冷却技术的日益成熟,目前用于航空发动机涡轮叶片冷却的基本冷却技术主要有气膜冷却、冲击冷却、肋壁强化换热、扰流柱强化换热等,其基本冷却原理是冷气从叶片下部进入叶片内部,通过带肋壁的内流冷却通道,对叶片的内表面实施有效的冷却,一部分冷气通过冲击孔,以冲击冷却的形式对叶片前缘内表面进行冷却,一部分通过气膜孔流出,在涡轮叶片表面形成一层冷气薄层,对叶片外表面进行有效的保护,剩下的一部分气体经过叶片尾部的扰流柱,被扰动强化换热以后从尾缘排出,详见图1。此外,还有层板冷却和发散冷却两种新型冷却方式。层板冷却可以大幅度提高燃气温度(200K)或降低冷却空气的消耗量(30～40%)。层板冷却的原理接近于多孔(发散)冷却。冷气在层板内部许多细小的通道(0.3～0.4mm)内流过并吸收热量,然后从气膜孔流出。层板内部有很大的换热面积,细小通道内有很高的换热系数。发散冷却叶片是骨架和金属丝网制成。骨架承担叶片所受的应力,而由高温合金材料编织成的多层致密的丝网形成叶片所需的气动力外形。这种丝网制成的叶片表面具有大量的细微小孔,冷却气流便从这些小孔渗出而在叶片外围形成连续而均匀的“保护毯”,从而把燃气与叶片表面隔开,大大削弱燃气对叶片的加热而起到隔热作用。它的冷却效果在理想情况下可以达到0.8甚至更高。不过,这种发散冷却叶片由于丝网同骨架的连接工艺和材料的高温腐蚀问题没有解决,而且在试验中发现其缺乏耐久性,其主要失效形式有:外来物堵塞、积碳、表面氧化等等。发散冷却也可以通过采用多孔性材料来实现,由于这种材料中的小孔易于堵塞,实际应用较为困难。层板冷却和发散冷却还处于研究和发展阶段,有很多研究需要去做,本文不做重点介绍。2密度比和湍流度对气膜冷却效率的影响基本原理:在壁面附近沿一定方向向主流喷入冷气,这股冷气在主流的压力和摩擦力作用下向下游弯曲,粘附在壁面附近,形成温度较低的冷气膜,将壁面同高温燃气隔离,并带走部分高温燃气或明亮火焰对壁面的辐射热量,从而对壁面起到良好的保护作用,这种冷却方式就是气膜冷却。最初有关气膜冷却的研究是Wieghardt、为解决机翼的防冻所做的二维槽缝热气喷射,航空燃气轮机出现后,人们发现可以喷射冷气对高温部件进行冷却,这种技术首先被用于燃烧室中。到七十年代,气膜冷却开始被运用到涡轮叶片上。由于涡轮前温度的不断升高,对叶片的冷却也日益关键,气膜冷却的研究很快展开,成为涡轮叶片外表面的重要冷却技术。通常影响气膜冷却效果的因素有:①气膜孔的几何参数,比如气膜孔的喷射角度、孔径的大小、孔长与孔径的比、孔的间距、孔排数亦即孔出口的形状;②孔的气动参数,比如主流速度、吹风比、冷气流与主流的动量比、主流湍流度、气膜孔前边界层发展情况、压力梯度等。Goldstein等人较旱从事涡轮叶片的冷却研究。他们研究了吹风比对冷却效率的影响(1970年)、,吹风比为0～2,发现在距孔比较近的地方冷却效率随着吹风比的增大而增大,达到一个峰值后就很快随吹风比的增大而减小。在远离气膜孔的地方,曲线的变化平缓。而Pedersen等人(1977年)研究了冷气与主流的密度比对气膜冷却效率的影响。其密度比为0.75～4.17,研究发现在密度比小于1时,冷却效率随着吹风比的增大呈上升趋势。当密度比增大时,冷却效率随着吹风比的增大而先增大,后减小,并且其峰值随着密度比的增大趋向于吹风比较小的值。在相同的吹风比下,高密度比的冷气比低密度比的冷气更容易贴在叶片表面(根据吹风比的定义,吹风比为密度比与速比的乘积)。Sinha等人(1991年)、、在吹风比0～1.2的范围内对密度比对冷却效率的影响进行了研究。发现当密度比较高且一定时,气膜孔冷却效率随着吹风比的增大而增大,并且出现峰值,随后下降。出现峰值所对应的最优吹风比在0.5～0.8左右。在吹风比较低的情况下,冷却效率随着密度比的增大,变化不明显,随着吹风比的增大,密度比大的冷气的冷却效果明显高于密度比比较小的冷气。这与Pedersen的结果是一致的。主流湍流度对气膜冷却效率的影响也是不可忽视的。Bons等人(1996年)和Bogard等人(1998年)研究了高湍流度对气膜冷却效率的影响。他们在吹风比0.55到1.85的条件下,研究了湍流度从0.9%到17%范围内对冷却效率的影响。在吹风比为0.75时,孔附近的冷却效率在湍流度为0.9%时非常高,往下游走,冷却效率逐渐降低。随着湍流度的增大(从0.9%到17%),冷却效率减小。在孔的下游,湍流度对冷却效率的影响有所减小。在低吹风比时,冷却气动量较小,从气膜孔喷出后更容易贴在叶片表面。随着湍流度的增大,主流的较大的脉动容易冲掉动量较小的射流,减弱冷气在叶片表面的覆盖效果。故在低吹风比下,随着湍流度的增大,冷却效率显著减小。对于吹风比比较高的情况(1.5),冷气射流的动量较大,在叶片表面的覆盖情况不好,总的来说冷却效率比低吹风比的要低,并且湍流度的影响也没有低吹风比情况下明显。在高来流湍流度下,气膜冷却的换热系数没有象冷却效率那样受到湍流度的显著影响。事实上,换热系数由于冷气与来流的高度掺混而已经较高,不会因为来流湍流度而显著升高。稳定的冷气射流结构有利于冷却效率的提高。高的来流湍流度不会影响射流与主流掺混的湍流程度,但会破坏冷气的射流结构,从而高的湍流度会在很大程度上影响冷却效率,但对换热系数的影响较小。沿流线方向的曲率对冷却效率也有着很大的影响。Ito等人(1978年)研究了涡轮叶片压力面(凹面)和吸力面(凸面)的气膜冷却效率。在吸力面,密度比为0.95,研究发现在距气膜孔较近的地方,冷却效率在吹风比从0.2到0.5的变化过程中,随吹风比增大而增大,吹风比大于0.7时,冷却效率随着吹风比的增大而减小。对于低吹风比的情况,冷却效率在距孔较近处最大,越接近下游,冷却效率越低。在高吹风比的情况,冷却效率在孔附近较低,沿下游方向逐渐提高,达到一个峰值后,又逐渐降低。对于压力面,总的来说冷却效率都比较低,并且规律与吸力面的规律很不一样。在孔附近,冷却效率随吹风比的增大而降低。与吸力面的情况不同的是,孔附近的压力面冷却效率的最大值在出现在吹风比为0.2时,而吸力面冷却效率的最大值出现在吹风比0.5到0.74之间,沿下游方向,冷却效率随着吹风比的增大而增大。Schwarz和Goldstein等人(1989年)研究了压力面的气膜冷却效率,得出了与Ito等人相似的结果。同样,Schwarz等人(1991年)研究了吸力面的气膜冷却效率,结果也与Ito等人类似,并总结了前人关于叶片曲率对冷却效率的影响结果。指出在低吹风比的情况下,吸力面的冷却效率高于平面和压力面的冷却效率,吸力面的冷却效率峰值出现在动量比0.5与1.0之间,并且冷却效率在高动量比时开始下降,进一步增大动量比,冷却效率又缓慢上升。这和平面冷却效率的规律相近。而压力面则不同,随着动量比的增大,冷却效率提高。由于孔的长径比对冷却气进入和在孔里的流动情况有影响,因而也影响了气膜冷却的效率。Pietrzyk等人(1989年)和Burd等人(1996年)、、研究发现气膜孔的长径比(L/D)对冷却效率有很大的影响。Burd等人1996年实验研究了具有不同长径比的孔的流动情况。Seo等人(1998年)[14,15,16,17,18,19]研究了孔的长径比(L/D)对孔下游的换热系数的影响,其孔长径比(L/D)为1.6、4和10,研究发现随着孔长的增大,孔出口速度变的均匀,冷却效率上升,而孔长较短时,孔出口的速度分布明显受入口射流分布的影响,很不均匀,导致冷却效率较低。同样,孔的形状角度对冷却效率影响也是很大的。Leylek等(2000)[20,21,22,23,24,25,26,27,28,29],P.M.Ligrani等(2000),M.L.G.Oldfield等(2000),J.C.Han等(2001)分别研究了不同气膜孔形状和角度对冷却效率的影响。发现总的来说带有扩展出口的气膜孔,其冷却效率在高吹风比时比没有扩展出口的气膜孔冷却效率高,而在低吹风比时相差不大。以上研究的都是圆柱形孔在不同角度、不同出口形状的条件下的冷却效率。牛津大学的M.L.G.Oldfield等人提出了一种新的孔型,即孔的入口为连通的狭缝,出口逐渐变成圆柱形并逐渐收缩。通过在工作条件下的实验,发现这种新型孔能在比有扩展出口的孔更少的冷气条件下(60%到70%)得到与有扩展出口孔相同的冷却效果。这种收缩孔的气动效果比扩展出口的孔要好得多,在工作条件下的气动损失要小得多。这种结构的孔有望在涡轮叶片的设计中加以运用。3射流与造林后的传热过程影响系数的发展在航空发动机涡轮叶片的冷却系统中,内流冷却系统也是一个非常重要的部分。目前使用较多的内流冷却方法主要有冲击冷却、扰流柱强化换热和肋壁强化换热。在所有的强化换热技术中,冲击冷却是最能有效加强局部换热系数的冷却方法。冷气通过细小的冲击孔,以很高的速度冲击到叶片内壁面,对内壁面进行有效的冷却,一部分通过气膜孔排出叶片,另一部分通过内流通道,最后从叶片尾缘排出。但是冲击孔在叶片内部的布置减弱了叶片的强度,所以冲击冷却一般用在叶片热负荷比较大的地方,比如叶片前缘。Bradbury(1965),Goldstein(1975),Metzger(1981),Downs(1987),Bunker(1990),Ekkad(1999)等各国的研究者们对冲击冷却的机理进行了大量的研究,并将研究结果成功的运用于发动机涡轮叶片的设计。研究发现冲击冷却确实能带来局部的高换热系数,并且其冷却效果受到冲击孔排的布置、冲击孔长、孔直径、孔与目标板的距离、冲击孔入口与出口的跨流情况;是否有气膜孔出流等因素的影响。总的来说,驻点处的换热系数都比离驻点较远的地方要高,但是在射流孔与目标板距离较近时,对于圆形射流,目标板的换热系数分布出现第二个峰值。当这个距离非常近时,这第二个峰值明显增大。当冲击孔的入口处存在跨流时,跨流会使射流变形,尤其当跨流很强时,冷气射流会明显偏离冲击面,从而严重影响冲击冷却效果。Florschuetz和Su等人(1987年)的研究表明,跨流的存在能增强对流换热,但降低冲击冷却的效果。但当跨流速度比较小时(比如小于射流冷气速度的10%),由于对流而导致的换热系数增大超过了由于冲击冷却效果降低导致的换热系数降低,总的换热效果上升。先进涡轮叶片内部通道两侧都布置了肋,一方面增强扰动,另一方面增大换热面积。以强化换热,有效降低叶片内壁温度。在这一领域,美国的研究者J.C.Han[39,40,41,42,43,44,45,46,47,48,49,50,51]做了大量的研究。他在1984年研究了在雷诺数7000到90000的范围内,两边带有90度肋的方形通道的换热系数和压力系数,并且归纳出了损失系数和斯坦顿数的关联式,成为工程中广泛使用的经验公式。随着研究的进一步深入,他的经验公式不断得到验证和改进。Shou-ShingHsieh等人研究了方形通道和长方通道的换热系数和损失系数,其雷诺系数范围为13000到130000,肋角度为90度,排列方式为交错排列和平行排列两种。G.Rau等人(1998年)研究了一个面有肋和两个面有肋的内流冷却通道的换热特性和气动性。发现攻角不为90度的肋会在通道里产生二次流,从而导致不带肋的面的换热系数升高;又由于肋的作用,冷气对带肋壁会起到一个冲击作用,从而导致带肋壁的换热系数升高,而由于肋的作用也会导致压力损失,在叶片冷却设计时需要加以考虑。RobertKimi等人(2001年)研究了60度、75度、90度肋对长方形的流道换热的影响。研究也发现由于肋产生的二次流使壁面的换热系数明显增大,60度肋的通道壁面的换热系数最强。Tong-MiinLiou等人(1998年)研究了肋高和肋间距对换热系数的影响,研究发现肋间距为10倍肋高时壁面的换热系数最高,并且肋高和通道水力直径的比值在0.1左右的综合换热效果也最好。牛津大学的Peter.Ireland等人(1998年)用液晶技术在瞬态条件下研究了攻角不为90度时的肋对壁面的换热系数影响,并通过数值计算研究了该内流通道的流场和换热。研究发现肋间壁面的换热系数确实显著增大,肋的前缘换热系数明显高于肋后的下游。在前缘较高是因为冷气的冲击作用,在下游较低,一方面是因为在二次流的流动方向边界层发展变厚,另一方面是因为下游的小涡旋结构“抬升作用”的影响,导致其换热系数明显下降。M.E.Taslim等人(1998年)也用液晶技术研究了带肋壁的内流冷却通道的换热系数。所研究的通道有方形和梯形,实验结果与前面的研究类似,但梯形通道的换热系数要比方形通道的高,原因是在相同的肋间距和相同的肋高与通道高的比值下,梯形通道的肋相对方形通道的肋要近些,导致换热系数的增高。M.E.Taslim等人(1998年)研究了90度和45度带肋通道的肋壁的换热系数,实验研究了通道在肋阻挡面积与通道面积比分别为0.133,0.167和0.25和肋间距与肋高之比分别为5.0,8.5和10的情况下肋的换热系数。研究发现肋表面的换热量在内流冷却通道的换热中占着相当重要的地位,在所研究的通道和肋的几何条件下肋表面的平均换热系数要比肋间的壁面平均换热系数高。45度肋的平均换热系数总的来说要比90度肋的平均换热系数高,只有在阻挡面积和通道面积比为0.25和肋间距与肋高比为8.5和10时,两者的换热系数值比较接近。在肋间距比较大时(与肋高比为8.5和10),45度肋的摩擦系数比90度肋的摩擦系数要小,但在肋间距较小时(与肋高比为5),45度肋的摩擦系数比90度肋的摩擦系数高。在阻挡面积相对于通道面积比较小情况下(0.133和0.167),肋间距的大小对肋表面换热系数的影响不大。而当阻挡面积相对于通道面积比较大而肋间距缩小时,肋表面换热系数显著增大。上游的肋表面换热系数要比中部的肋的换热系数低。随着肋阻挡面积的增大,肋的总体换热效果降低。此外,Han等人还研究了一些整体换热效果比较好的肋管,比如V形肋,棱形肋等。以上的研究都是静止通道的换热系数和摩擦系数,而发动机涡轮叶片(动叶)工作在旋转条件下,因此不少研究者开始着手研究旋转的带肋内流冷却通道的换热和损失情况。Shou-shinHsieh等人(1995),J.C.Han等人(2001年和2002年),Tong-MiinLiou等人(2002),G.J.Hwang等人(2001)分别对旋转的带肋通道的传热和流场进行了研究,研究发现由于旋转而产生的Coriolis和RotationalBuoyancy力对流场有较大影响,从而影响了换热效果,尤其是冷气在叶片内部转弯的地方更是明显。由于旋转而引起的二次流能显著增大转弯处第一个通道尾缘和第二个通道前缘的换热系数,并且通道内整个的速度分布和静止的情况都不一样。由于转动实验的难度和成本都比静止实验要高很多,因此在这一领域的研究还很少,是今后研究的一个方向。4孔结构尺寸对流量系数的影响冷气的使用可以降低涡轮叶片的热负荷,使发动机工作部件在越来越高的温度环境下能正常和更长时间的运转,同时也会增加气动损失、降低发动机的推力,影响其工作性能。因此在气膜冷却技术的应用中,希望用尽可能少的冷气量来达到一定的冷却性能要求。为此,首先有两个问题需要解决:①准确的掌握气膜孔的流量系数,设计恰当的冷气流量。如果流量系数估计过大,会造成冷气量供气不足,达不到对高温部件的隔热保护作用,反之则会造成冷气量过剩,既增加了发动机的功率消耗,又增加了内部的流动损失;②在工程应用条件许可的范围内,使用流量系数较大的气膜孔,在提供相同冷气量的条件下,所需要的压差就可减少,降低发动机的功率消耗。流量系数是在给定的压差条件下,实际流过孔的流量与理论上流体作绝热膨胀可以流过的流量的比值。因此流量系数反映了流体流过孔时的损失大小。这对于在设计叶片冷却系统时,估算流体经过不同的部件时的压力和流量是很重要的。目前国内外的学者对气膜孔流量系数做了不少的研究,但大多是对圆柱形孔的流量系数研究。Benmansour(1981年)研究了圆柱形气膜孔长-径比及倾角对流量系数的影响,发现当孔长-径比大于2.0以后,对气膜孔流量系数的影响已经很小。S.W.Burd等人(1999年)也研究了气膜孔长-径比对流量系数的影响,发现气膜孔的长-径比的变化会显著影响气膜孔出口速度分布,从而影响气膜孔的流量系数。并且随着气膜孔长-径比的增大,流量系数下降。这是因为孔长较短时,孔出口的流速还在很大程度上受到进口流速的影响,大量气流从孔前缘流出,导致孔下缘压力较低,从而使更多的流体能从孔里流出,提高了流量系数。MichaelGritsch等人(1998年)在很宽广的工作范围内研究了分别有内部跨流(Crossflow),外部跨流以及内部跨流与外部跨流同时作用时对流量系数的影响,并且在实验基础上,整理出了计算气膜孔流量系数的关联式。他们所研究的气膜孔其轴线与内部跨流和外部跨流平行,倾角为30度,并且发现在没有内部和外部跨流时,流量系数随着压比的增大变化不明显,压比从1到2时,流量系数只增大了约10%。有外部跨流时,流量系数随外部跨流马赫数的增大而减小。在小压比的情况下,减小趋势很明显,在压比比较大的情况下,流量系数随外部跨流马赫数的增大有轻微的减小。在没有外部跨流而有内部跨流作用的情况下,流量系数值随内部跨流马赫数的增大先增大,达到一个峰值后,开始减小。原因在于从内部跨流没有到有,再逐渐增大的过程中,孔入口处的回流区从孔的下缘逐渐向上游移动,在一个适中的内部跨流马赫数时,入口处几乎没有回流区,即使有也很小,此时的流量系数值最大。M.Gritsch等人(1998年)研究了带有扩展出口的气膜孔的流量系数。所研究的孔的轴线也与内部跨流及外部跨流平行,倾角为30度。实验在压比从1到2,内部跨流马赫数从0到0.6及外部跨流马赫数从0到1.2的宽广的工作范围内进行。对比了圆柱形孔与扇形孔以及倒置扇形孔在相同工况下的流量系数值。发现带有扩展出口的气膜孔其流量系数要比圆柱形气膜孔的流量系数大。甚至扩展出口的气膜孔流量系数在有内部跨流和压比比较小的情况下还会大于1,即实际流过孔的流量要比理论计算值还大。其原因在于有扩展出口的气膜孔的下缘由于扩展而先下降又上升,导致对压比的错误估计,而使流量系数大于1。M.Gritsch等人(2000年)研究了内部跨流的方向对流量系数的影响。所研究的气膜孔有圆柱形孔和扩展出口的孔,其轴线与外部跨流平行,倾角为30度,与内部跨流相垂直。实验在压比从1到2,内部跨流和外部跨流马赫数都从0到0.6的工作范围进行,并且将结果与轴线与内部跨流平行的孔的流量系数进行了比较。研究发现,在压比一定的情况下,轴线与内部跨流垂直的气膜孔其流量系数随内流马赫数的增大而减小,不同于轴线与内部跨流平行时流量系数随内部跨流马赫数的增大有一个峰值的情况。原因是在平行的情况下随着内部跨流马赫数的增大,孔入口处的回流区从孔入口下游向上游移动,以至会出现一个回流区最小的值。而在垂直的情况下,内部跨流在孔的轴线方向没有速度分量,冷气需要偏转90度才能进入气膜孔,因此在孔的上游回流区总是存在的。随着内部跨流马赫数的增大,该回流区也增大,导致流量系数不断下降。在没有内部跨流和外部跨流时,流量系数随压比的增大而增大,但变化不是很明显,但是一旦有了内部或外部跨流,流量系数随压比的变化而变得敏感。这是因为内部跨流改变了孔入口处的回流区,而外部跨流则改变了孔出口的速度分布和压力分布,从而改变了流量系数。M.Gritsch等人(2001年)研究了在不同倾角和与跨流成不同夹角时,跨流对气膜孔流量系数的影响,比较了孔轴线与跨流方向平行,成45度和90度角,倾角分别为30,45和90度角的孔的流量系数随内部跨流马赫数和压比的变化。研究表明,气膜孔的流量系数很大程度上取决于流动条件(压比,内部跨流马赫数,外部跨流马赫数)。改变孔的倾角和与内部跨流的夹角能改变孔入口处的损失,其影响要比外部跨流的影响大,增大这两个角度,会导致流量系数下降。M.L.G.Oldfield等人(2001年)研究了外部跨流对气膜孔流量系数的影响。对不同倾角和与内部跨流不同夹角的气膜孔的流量系数在宽广的压比和外部跨流马赫数条件下进行了实验研究。他们指出,在压比一定的情况下,随着外部跨流马赫数的增大,流量系数有所下降,尤其是在压比比较低和外部跨流马赫数比较高的情况下,流量系数下降明显。而在压比较高和外部跨流马赫数比较低的条件下,外部跨流马赫数的存在却会引起流量系数的上升。原因在于,外部跨流的存在,尤其是在高马赫数和低压比的情况下,冷气射流的动量相对跨流而言较弱,外部跨流对冷气射流的出流会起到一个象瓶盖一样的抑制作用,使出流困难,降低出流量,从而降低流量系数。而在低马赫数和高压比条件下,射流的动量相对跨流而言较强,外部跨流流过气膜孔时,射流起到一个圆柱的作用,在前缘驻点处压力较高,但在绕过圆柱时,跨流由于加速而压力降低,从而使孔出口的下游出流变得容易,总的出流量升高,流量系数也就有所升高。5同时带肋和气膜孔出流的内流及传热特性前面所介绍的都是对单个孔的流量系数进行的研究。实际上,在内流冷却通道里,带有气膜孔的壁面往往是带肋的,以增大对流换热。而带肋后由于肋的扰动和形成的二次流会对气膜孔的出流产生一定的影响,并且在实际的内流冷却通道里,气膜孔的布置不是单一的。由于出流,后面的气膜孔的出流情况和前面的孔应该有所不同。因此