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《航空動力學報》2014年第九期

1實驗技術與實驗設備

1．1旋轉換熱實驗臺本實驗技術的驗證在北京航空航天大學航空發(fā)動機氣動熱力國家級重點實驗室的渦輪葉片通道旋轉換熱實驗臺上進行．實驗臺采用模塊化設計，其結構如圖1所示，主要由供氣系統(tǒng)、動力系統(tǒng)、實驗模塊和測試系統(tǒng)組成．實驗臺使用一臺大功率電動機提供旋轉動力，并通過電控程序控制轉速．實驗段的加熱電流和數(shù)據(jù)采集模塊用電由直流穩(wěn)壓電源提供，經(jīng)滑環(huán)引電器接入．實驗段的溫度數(shù)據(jù)經(jīng)數(shù)據(jù)采集塊轉化為數(shù)字信號后，由滑環(huán)引電器引出并傳送到計算機中進行處理．實驗通道的壓力采集通過實驗室自主設計的多路選通旋轉壓力測量系統(tǒng)實現(xiàn)，其設計思想是通過選通系統(tǒng)控制實驗段的多路引壓管與有限輸出管路之間的通斷，使連通后的測壓點氣流經(jīng)過動靜轉換傳送給靜止的壓力變送器進行壓力測量，并將采集到的壓力數(shù)據(jù)實時轉化成數(shù)字信號傳輸給計算機處理．

1．2技術思路為便于實驗研究，一般將渦輪葉片通道適當簡化和放大．在幾何相似的基礎上，通過對控制方程的無量綱分析，得到控制旋轉系對流換熱過程的無量綱準則數(shù)：雷諾數(shù)Re，旋轉數(shù)Ro，浮力數(shù)Bo，普朗特數(shù)Pr以及沿程無量綱位置X／Dh．一般冷卻介質是空氣，變化不大的Pr基本可以當作常數(shù)處理．所以表示換熱強度的努塞爾數(shù)可以表示為參照式（2）和式（3），低壓旋轉實驗的參數(shù)控制方法可以解釋為：在通道水力直徑一定的條件下，增加氣體流量可提高雷諾數(shù)；而由于氣體壓力較低，氣流速度隨之增加，在轉速一定的情況下，旋轉數(shù)降低．只有降低雷諾數(shù)或者提高轉速才能提高旋轉數(shù)．但是降低雷諾數(shù)不能顯著提高旋轉數(shù)，并使參數(shù)范圍偏離真實渦輪葉片工作工況，而提高轉速受限于實驗臺旋轉能力，也只能有限地提高旋轉數(shù)．由后續(xù)分析可知，低雷諾數(shù)和高轉速還會降低實驗精度．而如果提高旋轉通道內(nèi)氣體壓力，在通道流量和水力直徑不變（即雷諾數(shù)不變）的條件下，由于氣體密度隨著壓力的提高而增大，氣流速度相應地降低，在轉速一定的情況下，旋轉數(shù)增大，從而可以在不降低雷諾數(shù)和增加轉速的情況下達到較高的旋轉數(shù)，實現(xiàn)高雷諾數(shù)和匹配的高旋轉數(shù)．這是高旋轉數(shù)通道換熱實驗技術的主要思想．但是，實驗系統(tǒng)壓力的提高面臨著一系列困難，如實驗氣路的壓力保持、供氣管路的高壓密封、進氣系統(tǒng)的動靜轉換及旋轉密封、實驗通道的高壓密封及承壓設計等．為解決這些問題，本實驗技術有針對性地對現(xiàn)有實驗氣路進行了改造．

1．3高壓實驗氣路經(jīng)過針對高壓實驗工況的實驗臺氣路改造，當前實驗系統(tǒng)可以保持通道內(nèi)氣體壓力在500kPa以上，高壓實驗氣路如圖2所示．實驗冷氣由高壓氣源經(jīng)過過濾和穩(wěn)壓而來，其流量由熱式流量計實時采集，并藉由數(shù)控程序控制氣動閥來實時調(diào)節(jié)．供氣管路采用無縫鋼管，實驗臺進氣和內(nèi)部管路采用硬質PU（polyurethane）管，管路連接處采用氣密性良好的卡套接頭，使實驗氣路可承受的最大壓力達到1．013MPa．主要技術難點的解決方案如下．1）旋轉進氣：供氣氣路與實驗臺旋轉氣路的連通需要動靜轉換，并要求高壓氣密性，該部分通過采用旋轉接頭將冷氣引入到實驗段來實現(xiàn)．2）高壓保持：通過調(diào)節(jié)背壓閥可以維持閥前氣流在一定壓力水平，以保持上游的實驗通道處于高壓狀態(tài)．背壓閥較大的尺寸會壓縮旋轉實驗段可用空間，更不便于背壓閥的調(diào)節(jié)，故通過旋轉接頭的出氣通道將出口氣流導出到背壓閥．3）出氣冷卻：被加熱的出口氣流在經(jīng)過旋轉接頭流到背壓閥的過程中，會不斷加熱相鄰通道的冷氣，使進口氣流持續(xù)升溫而難以達到熱穩(wěn)定．本文有針對性地在旋轉臂配重段中安裝換熱腔以冷卻通道出口氣流，并充當部分配重．4）通道保護：由于通道內(nèi)部流通高壓氣體，單靠通道本身承力、承壓和密封比較困難，所以將通道安裝在封閉的承壓筒中，從進口上游向承壓筒內(nèi)通入高壓氣體使通道內(nèi)外壓力均衡，既保護了通道又提高了通道氣密性．

2驗證實驗模型及數(shù)據(jù)處理

基于實驗臺當前的研究方向，本實驗技術的驗證實驗通過光滑回轉通道旋轉換熱實驗展開．

2．1實驗模型實驗模型的主體是光滑U型通道，其結構如圖3所示，通道截面是水力直徑為24mm的正方形，通道長度與水力直徑的比值為22．5，通道平均旋轉半徑與水力直徑的比值為17．25．通道沿程的每個測點單元由銅塊、電加熱膜、熱電偶以及保溫材料、絕熱隔板等構成．銅塊的導熱系數(shù)很高，可以認為熱電偶所測溫度即是測點位置處銅塊壁面的平均溫度．實驗的加熱方式為電加熱膜（由鎳鉻電阻絲制成）加熱，如圖3所示，通過一層較薄的導熱硅膠將電加熱膜貼在銅塊背面，壁面邊界條件為等熱流．電加熱膜的加熱量（即總加熱量）分為銅塊熱損失（即通道熱損失）和被通道氣流帶走的熱量，實驗中通道熱損失主要是銅塊背面通過保溫材料向環(huán)境散失的熱量．通道熱損失的估算在氣體流量為零，通道內(nèi)塞滿絕熱巖棉的條件下進行，依據(jù)不同加熱量及轉速下的實驗數(shù)據(jù)，得到相應實驗工況下各通道熱損失系數(shù)，用于熱損失修正．

2．2數(shù)據(jù)處理根據(jù)1．2節(jié)中對控制旋轉系對流換熱過程的無量綱準則數(shù)的敘述，實驗數(shù)據(jù)的處理方法如下：2．3通道熱損失及誤差分析依靠上述高壓實驗氣路及實驗模型，本文在Re為104～7×104，轉速為0～1000r／min的范圍內(nèi)，進行了0°轉角的高旋轉數(shù)通道換熱實驗．圖4（a）表示不同工況下的通道熱損失占總加熱量的比例，圖4（b）表示不同工況下通道各面的Nu相對誤差分布．可以看到，Re越低、轉速越高的情況下，通道熱損失占總加熱量的比例越大，同時通道各面的Nu相對誤差也越大．而低壓實驗在低雷諾數(shù)下實現(xiàn)高旋轉數(shù)，使得總加熱量較小，通道熱損失占總加熱量的比例很大，同時較大的通道熱損失估算誤差增大了實驗誤差．但是提高通道內(nèi)壓力可以在高雷諾數(shù)下達到高旋轉數(shù)，通道熱損失占總加熱量的比例和實驗誤差均大大降低．在所有高壓驗證實驗工況中，通道熱損失占總加熱量的比例最大不超過18％，除Re＝104工況外，通道各處的Nu相對誤差最大不超過±10％．

3驗證實驗結果及其討論

3．1驗證實驗的工況參數(shù)及可靠性圖5為提高通道進口壓力的情況下，驗證實驗在不同Re和n下達到的旋轉數(shù)分布．可以發(fā)現(xiàn)，實驗數(shù)據(jù)在組合參數(shù)RoX／Dh較小時同經(jīng)驗關系式的對應關系較好，而RoX／Dh較大時的對應關系較差．這和大多數(shù)實驗研究數(shù)據(jù)與該經(jīng)驗關系式對比的結論一致，足以證明實驗數(shù)據(jù)的可靠性，進而反映了本實驗技術的可靠性．

3．2不同進口壓力下的實驗對比在保持Re＝2×104且溫度比相近的條件下調(diào)整轉速，以分別在低壓和高壓進口條件下達到相同的旋轉數(shù)Ro，具體實驗工況參數(shù)如表1所示．可以看到，與低壓工況相比，高壓工況在較低轉速下就能達到相同的Ro，如保持Ro＝0．17時，低壓工況的轉速為800r／min，高壓工況的轉速則只需172r／min，體現(xiàn)了本實驗技術的優(yōu)越性．圖7分別對比了表2中3組旋轉數(shù)相同的工況的通道沿程Nu分布，以對比分析不同參數(shù)組合得到的實驗結果（圖中的A，B與表1中的編號對應）．結果發(fā)現(xiàn)，改變進口壓力和轉速而保持Ro不變時，通道各面的沿程Nu分布基本一致．這說明Ro各個組合參數(shù)此消彼長的變化不會影響通道換熱特性，Ro可以較好地表征旋轉效應。從圖7中看到，轉彎段受彎道效應的影響，換熱顯著增加．第2通道上游受彎道二次流的影響換熱較強，且隨彎道效應的減弱而沿程減弱，而第1通道在進口效應的影響下沿程換熱逐漸減弱，進口效應的影響相對弱于彎道效應對第2通道的影響．旋轉數(shù)較高時，哥氏力的作用使第1通道主流核心向后緣偏移，使前后緣產(chǎn)生換熱差異；而在第2通道上游，彎道效應相較于哥氏力對通道換熱起主導作用，前后緣換熱差異相對較小．

3．3雷諾數(shù)對旋轉效應的影響旋轉狀態(tài)下，通道中徑向速度分量的不均勻導致了通道截面內(nèi)哥氏力的不均衡，推動了主流型的偏移和二次流的產(chǎn)生．通常認為雷諾數(shù)的增加意味著流體在給定通道長度內(nèi)的平均滯留時間的縮短，將削弱哥氏力的作用效果，但同時誘發(fā)了通道截面內(nèi)速度梯度的增加，增強了哥氏力的不平衡性［15］，因而雷諾數(shù)在上述兩方面對旋轉效應產(chǎn)生了影響．目前公開發(fā)表的大部分相關文獻均認為Nu與Re的指數(shù)形式（Ren）成正比，意味著對比分析同一雷諾數(shù)下旋轉狀態(tài)下的Nu和靜止狀態(tài)下的Nus，就能消除旋轉狀態(tài)下Re對通道換熱特性的影響．上述分析的驗證需要以大旋轉數(shù)范圍內(nèi)的換熱實驗為基礎，本實驗技術實現(xiàn)了這一要求，并從驗證實驗數(shù)據(jù)中找到了3組Ro較為一致的工況（見表2）來對比分析，如圖8所示?？梢钥吹?，在Ro＝0．40～1．26的范圍內(nèi)，每組Ro一致的兩個工況的通道前后緣沿程Nu／Nus分布基本一致，而與各自工況的Re大小無關，充分表明Re對旋轉效應的影響可以分離，Re和Ro不會相互耦合而影響通道Nu的分布，從而證實了Nu與Re的指數(shù)形式（Ren）成正比．因而可以在低雷諾數(shù)下進行高旋轉數(shù)通道換熱的實驗研究，但是由之前的分析可知，低雷諾數(shù)實驗的通道熱損失占總加熱量的比例和實驗誤差相對較大，因而在本實驗技術基礎上進行高雷諾數(shù)條件下的高旋轉數(shù)通道換熱實驗尤為必要．圖8中各工況下第1通道隨著旋轉效應的沿程增強，后緣Nu／Nus逐漸增大，而前緣Nu／Nus與后緣同步升高，不同于低旋轉數(shù)下前緣換熱減弱的情況．這主要是由于高旋轉數(shù)下前緣附近流動受較強的浮升力作用，引起流動分離；且上述工況旋轉數(shù)均超過了前緣沿程流動分離位置所對應的臨界旋轉數(shù)，使前緣在浮升力和哥氏力的交互作用下沿程換熱增強．而第2通道上游在彎道效應的顯著影響下各面換熱差異較小，旋轉效應對沿程換熱的影響不明顯，僅當彎道效應在通道下游減弱時，哥氏力和浮升力的交互作用才得以顯現(xiàn)．上述實驗現(xiàn)象是通過本文的高旋轉數(shù)通道換熱實驗技術在高旋轉數(shù)下發(fā)現(xiàn)的，另外還發(fā)現(xiàn)了徑向入流通道后緣在高旋轉數(shù)下的換熱強于前緣的現(xiàn)象．這些研究成果將陸續(xù)詳加闡述．

4結論

通過解決動靜轉換、壓力保持等一系列關鍵問題，顯著提高了通道內(nèi)的氣體壓力，獲得了高旋轉數(shù)通道換熱實驗技術．通過實驗技術驗證實驗，論證了實驗技術的可靠性和優(yōu)越性，證實了雷諾數(shù)和旋轉數(shù)對通道換熱的影響可以解耦．借助本實驗技術實現(xiàn)的高雷諾數(shù)下的高旋轉數(shù)通道換熱實驗可以大幅降低通道熱損失占總加熱量的比例，提高實驗精度，并可以在大旋轉數(shù)范圍內(nèi)發(fā)現(xiàn)新的旋轉換熱現(xiàn)象．總之，本實驗技術為實現(xiàn)高旋轉數(shù)通道換熱實驗提供了可靠的技術手段．

作者：程俊華倪彬鄧宏武田淑青陳豪單位：北京航空航天大學能源與動力工程學院航空發(fā)動機氣動熱力國家級重點實驗室中國航空工業(yè)集團公司商用航空發(fā)動機有限責任公司設計研發(fā)中心