基于无源涡流调控高效强化换热技术的冷却系统

作品名称：基于无源涡流调控高效强化换热技术的冷却系统大类：科技发明制作A类小类：机械与控制简介：本作品以航空发动机中最易损坏的涡轮叶片为对象，提出了一种基于无源涡流调控强化换热技术的高效冷却结构，通过综合冷效试验，实现了相同冷却空气量下叶片工作温度提高100K、冷却结构绝对温降超600K的目标，达到国外同推重比量级发动机中先进高压涡轮叶片冷却技术水平，绝对温降指标处于国内领先。本作品还可应用于大功率雷达等装置的热端部件冷却设计。详细介绍：基于无源涡流调控高效强化换热技术的冷却系统是集高效流场控制技术、新型强换热冷却技术、先进加工工艺于一体的综合工业技术产品。本作品在没有增加现有冷却结构复杂性，不需要消耗外部附加能源的前提下，通过改变涡轮叶片内部冷却结构，综合利用冷却腔室空间受限、曲率表面、斜向冲击、气膜出流及旋转等多种模式来调控涡流，精细组织流场结构，利用涡流的局部脉动和宏观迁移来提高冷却效果，实现了相同冷却空气量下叶片工作温度提高100K、冷却结构绝对温降超600K的目标。【研究背景】航空发动机是在高温、高压、高速旋转等恶劣环境条件下长期稳定和可靠工作的复杂热动力机械，是知识、技术高度密集的军民两用产品，被誉为“工业皇冠上的明珠”和飞行器的“心脏”，它主要由压气机、燃烧室、涡轮及尾喷管等部件组成。工作时，进入发动机的气流经压气机逐级压缩后变为高压气体，再进入燃烧室吸收燃油燃烧后的热能成为高温高压燃气，随后进入涡轮膨胀并推动涡轮叶片做功，燃气的高温高压能量一部分用于驱动涡轮并带动压气机，另一部分能量通过喷管高速向后喷出。显然涡轮叶片作为热能和机械能转换的重要部件，承受着循环中最高的燃气温度（高压涡轮导向叶片）、最高的旋转速度（高压涡轮工作叶片），其失效几率远高于发动机其它部件。据统计，现代高性能航空发动机故障中有60%以上和涡轮叶片有关。随着美国第四代（推重比10一级）先进军用航空发动机的出现，涡轮进口温度已接近1700℃，先进民用航空发动机涡轮进口温度也达到了1450℃以上的温度。就涡轮叶片使用材料而言，镍基高温合金叶片能承受的环境工作温度大约在900℃左右，单晶叶片长期安全工作极限温度为1100℃，而新型耐高温材料（如C/C复合材料、陶瓷基复合材料等）的研制进展尚难以满足工程实用要求，因此必须依靠冷却技术来保证涡轮的安全工作。航空发动机涡轮叶片冷却结构主要包括有冲击、气膜、扰流柱/肋等组合形成的复合冷却，通过压气机引入冷却空气进入叶片内部（叶片内部为中空结构），利用冲击射流来冷却叶片内表面，加入扰流柱/肋增强扰动来进一步提高叶片内表面换热系数，应用气膜冷却将冷却空气抽吸到叶片外表面并形成一层冷气薄层，有效隔绝高温燃气对叶片外表面的冲刷。采用这种复合冷却结构，基本上可以满足第三代航空发动机涡轮叶片冷却设计需求（高温燃气和叶片材料温限之间的绝对温降达到400K~500K），但是耗用冷却空气量大、结构复杂、冷却潜力小，发动机设计中已经不允许通过继续增加冷却面积、提高冷却空气用量的方法来进一步提升冷却效果。目前出现了“脉冲射流”、“自耦合激振”等新概念强化换热技术，有效提高了局部冷却效果，但是需要外部附加能量（有源强化换热技术），导致其在航空发动机涡轮叶片冷却设计中应用难度大，迟迟无法进入工程应用阶段。因此发展第四代军用航空发动机以及高经济性民用航空发动机中，迫切需要一种无源（无需外部附加能量）的新型强化换热技术，来有效提高涡轮叶片的工作耐温极限，提升冷却结构的绝对温降，或者达到冷却空气减小，提高燃油经济性的效果。【研究内容】（1）新型强化冷却结构构思和概要设计：走访了多个航空发动机设计所和制造商，进一步深入了解了我国现有涡轮叶片复合冷却结构，特别是对存在的问题有了更深刻的理解和认知。受到工业设备和生活中常见的流体涡旋现象启发，提出了利用涡流来强化换热的基本设想。通过数值模拟初步表明可以在涡轮叶片内部，利用涡流的局部扰动和宏观迁移达到强化换热的目的。在此基础上，具体结合航空发动机涡轮叶片实际结构和工作特点，形成了基于无源涡流调控强化换热技术的冷却结构概要设计方案。（2）无源涡流调控方法研究：①针对航空发动机中大量采用的冲击冷却结构进行局部改进，设计出带角度冲击曲率表面和分段受限冲击冷却结构。利用烟线法开展了流场结构显示，清晰地捕获到气体在曲率表面和受限空间中的运动轨迹、涡系结构及在空间的动态演化规律。通过改变冲击角度、冲击腔表面曲率、受限结构、冲击Re数等参数，建立了涡流出现位置、作用范围和迁移轨迹的变化规律，形成了相应的涡流控制方法。②在此基础上，利用PIV激光粒子示踪技术，进一步研究了分段受限冲击腔中引入气膜冷却结构后流场结构。通过空气中高度跟随的示踪粒子对光线散射、反射和衍射作用，演算出观测域中每一点上空气运动的速度大小、方向和湍流脉动量等参数，以及整个流场中涡流特征。研究中改变分段冲击腔高度、冲击孔和气膜孔相对位置关系等参数，分析冷却通道内气体运动特性的变化规律，重点探究了涡流结构的发生和空间演化特性。研究中发现，由于气膜孔对冷却通道内冷却介质的抽吸作用，使得流线在气膜孔附近发生偏转，一方面在气膜孔附近产生了很多细小的涡流，形成溢流效应并强化气膜孔附近的换热效果，另一方面会改变受限通道中冲击形成的大尺度涡流特征，影响了涡流的空间分布和涡强度。因此通过合理设置受限空间中气膜孔和冲击孔相对位置，能够有效调控冷却腔中不同尺度的涡流，达到流场精细化设计的要求。③除此以外，还利用数值模拟针对涡轮叶片旋转状态下开展了研究，细致分析了旋转效应对流场结构的影响。计算中采用近壁区低Re数修正的k-ω模型，考虑在离心力影响下空气密度改变形成的浮升力，对不同冲击角度、受限空间尺寸以及旋转速度下冷却腔中流场结构进行了详细分析。研究中发现在旋转所引发的哥氏力和衍生的浮升力共同作用下，气膜孔出流后会在叶片表面发生偏转，同时冲击射流会在哥氏力影响下明显弯曲。研究结果表明，合理的设计冷却空气运动速度和旋转轴之间的夹角，能够控制冷却腔内气流运动的偏转程度，利用不同位置形成的逆压力梯度调节涡流的产生位置及强度，进而实现涡流的有效控制。综合上述研究，本作品建立了无源涡流调控的基本方法和实施模式，并利用多种流场显现和测试技术，对调控后涡流结构和空间演化规律开展了研究，验证了无源涡流调控的技术可行性和基本实施效果。（3）无源涡流调控强化换热效果研究：①利用热膜法，针对受限空间内冲击射流开展了局部换热系数试验研究，重点分析冲击间距减小后，冲击靶板表面局部Nu数的变化规律。研究中发现由于冲击间距的减小，严重限制了冲击射流的空间发展，在冲击滞止点高压区域对气体加速推动影响下，冲击靶板在滞止点1.5倍冲击孔直径范围内换热效果明显提升，同时由于受限空间冲击涡流的产生，使得靶板上滞止点3倍冲击孔直径范围内局部Nu数均显著提升。②针对基于无源涡流调控思想的受限空间冲击/气膜复合冷却结构开展了试验研究，探究了气膜孔抽吸作用对冲击靶板表面换热效果的影响。研究中在气膜孔、冲击孔中心投影区域附近埋设了多个热电偶，采用电加热厚度为0.1mm的康铜膜来模拟等热流加热边界，通过测量靶板上热电偶温度和冷却空气温度间差异得到对应的局部换热系数。试验中发现冲击孔和气膜孔间距过小时，冷却空气无法形成涡流结构，并且在未和固体表面充分换热的情况下被抽吸出流动通道，导致冷却腔中冲击靶板的换热效果明显下降。当两者相距过大时，受限空间内产生的冲击涡流无法和气膜孔抽吸作用相互补充，其强化换热叠加效应减小。试验结果表明冲击孔和气膜孔间距处于3-5倍冲击孔直径范围内时，受限空间冲击/气膜复合冷却结构中冲击靶板的换热效果达到最佳。③在此基础上，分别通过测量涡流接触表面的热流密度及局部换热系数，本作品进一步深入分析了涡流携带能量的能力。试验中在冲击孔板两侧埋设热电偶，通过测量温度获得通过冲击孔板的热流量，将该值和冲击靶板上加热膜产生的热量相比，来表征涡流携带能量的能力。试验结果表明，在涡流控制的前提下，冲击靶板上电加热产生的热量中，涡流可利用宏观迁移运动携带走高达20%的份额。研究中发现，采用涡流调控后，在冲击孔板上冲击孔中心4.5~6倍冲击孔直径区域内均存在明显的强化换热效果。综合上述研究，本作品提出了基于无源涡流调控强化换热技术的涡轮叶片高效冷却结构——在涡轮叶片的头部采用冲击曲率表面加气膜冷却，利用表面曲率、冲击倾角和气膜抽吸作用实现无源涡流调控；在叶片弦中区采用分段受限冲击/气膜，利用冷却通道受限、气膜抽吸实现无源涡流调控；在叶片尾缘仍采用常规的扰流柱强化冷却结构。（4）基于无源涡流调控强化换热的高效冷却结构效果验证：①首先对弦中区应用的分段受限冲击/气膜进行了试验研究，重点分析该冷却结构的综合冷却效果。采用大功率电加温器加热空气来模拟高温燃气，设计和加工出1：1的分段受限冲击/气膜平壁模型试验件，利用红外成像技术测量试验件表面温度，结合冷却空气温度得到试验件模型的综合冷却效果。试验结果表明利用较少的冷却空气用量就可以实现综合冷却效果超过0.7，某些工况下甚至达到0.8（现有高压涡轮叶片复合冷却结构综合冷却效果处于0.6~0.7之间）。②在此基础上，利用三维CFD数值模拟技术对对高效冷却结构内部流动和换热特性开展计算分析，重点仿真发动机实际工况下该高效冷却结构的综合冷却效果。研究中通过对8种方案的细