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水滴撞击水平壁面的实验研究及数值分析
孙金绢;马志恒;邵朝腾;田建辉
【期刊名称】《河北工程大学学报:自然科学版》
【年(卷),期】2022(39)3
【摘要】针对水滴撞击飞机表面时互相干扰,形成水滴铺展、回弹等动力学行为,使飞机结冰机理更加复杂的问题,对不同条件下水滴撞击壁面的影响特性展开研究。
通过实验与数值模拟相结合的方法研究了水滴直径、壁面温度、壁面材料以及初始速度等条件与水滴的铺展和回弹过程之间的关系,并得到铺展系数与各影响参数之间的关联式。
研究结果显示:增大水滴直径对最大铺展具有促进作用;壁面温度越大对水滴铺展越有利,但壁面温度过低时,会导致水滴底部冻结,铺展和回弹受限制;壁面材料为有机玻璃,对铺展最有利;水滴初始速度越大越有利于水滴铺展。
【总页数】8页(P99-106)
【作者】孙金绢;马志恒;邵朝腾;田建辉
【作者单位】西安工业大学机电工程学院;西安理工大学土木建筑工程学院
【正文语种】中文
【中图分类】V244.15;V211.7
【相关文献】
1.大水滴撞击壁面的动态特性数值模拟
2.水滴撞击冷壁面的铺展和凝固过程研究
3.含气泡油滴撞击矩形沟槽壁面的数值分析
4.水滴与聚氧化乙烯液滴撞击荷叶表面的实验对比分析
5.液滴撞击过冷壁面的结冰特性实验研究
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TC4钛合金的活性焊剂钨极氩弧焊工艺研究（五）——保护气体流量对焊缝质量的影响王纯西安交通大学（邮编710049）[摘要] 本论文针对δ1.5的TC4钛板手工直流A-TIG焊，分析了保护气体流量对焊缝质量的影响。
关键词：钛合金，活性焊剂，氩弧焊，保护气体钛在地壳中的含量约为0.64%，在金属元素中仅次于铝、铁和镁，居第四位[1]，为铜的60倍，钼的600倍。
钛合金具有很多优良性能：钛的比重为4.5mg/m3，仅为普通结构钢的57%；钛合金的强度可与高强度钢媲美；具有很好的耐热和耐低温性能，能在550℃高温下和零下250℃低温下长期工作而保持性能不变；具有很好的抗腐蚀能力，把钛合金放在海水中泡上几年，仍能保持光亮。
此外，钛的导热系数小、无磁性，某些钛合金还具有超导性能、记忆性能和贮氢性能等。
正是因为这些优点，钛金属被称为“太空”金属、“海洋”金属以及21世纪最有发展前景，继钢铁、铝之后的第三金属[2]。
TC4不仅具有良好的室温、高温、低温力学性能，且在多种介质中具有优异的耐蚀性，既可以焊接、冷热成型，也可以热处理强化，所以在钛合金中应用最广泛，在美国约占钛市场的56%，在中国和日本约占钛合金产量的一半。
钛合金作为一种广泛应用的结构材料，要解决的关键工艺技术问题就是连接问题，焊接无疑是首选的一种先进连接方法。
钛合金的压制、轧制和模压品等零部件的制造都离不开焊接，铸件缺陷的修补也离不开焊接。
目前国内在钛产品焊接过程中使用最普遍的是TIG焊，包括手工、自动或半自动，国内钛设备制造过程中几乎95%以上的焊接工作是采用手工TIG焊完成的[3]。
为了提高TIG焊的焊接效率，降低成本，扩大TIG焊的应用范围，特别是在厚板焊接的应用，国内外的焊接工作者进行了大量关于增加TIG焊熔深方面的研究。
近年来，一种新型高效的焊接方法——活性焊剂钨极氩弧焊(Activating Flux TIG，简称A-TIG)越来越引起世界范围内人们的关注。
平板气膜冷却的研究进展摘 要：综述了近年来平板气膜冷却技术的研究成果，介绍了气膜冷却的基本原理,总结了平板气膜冷却效率，传热系数和气膜孔流量系数的研究状况,阐述了影响气膜冷却效果的各种因素。
最后进行了总结和展望，并指出气膜冷却技术与其他叶片冷却技术相结合的复合冷却，应是以后冷却技术的发展方向。
关键词：气膜冷却，冷却效率，传热系数，流量系数0 引言气膜冷却技术是当前对涡轮叶片进行放热保护的重要措施。
通过在壁面开设槽缝或小孔引入冷却气体，使冷气在主流压力和摩擦力的作用下，粘附在壁面附近，形成温度较低的冷气膜，将壁面与高温气体隔离，并带走部分热量，从而对壁面起到良好的保护作用。
考虑到涡轮叶片的强度需要，一般采用离散孔射流注入冷却气体。
冷却效率，传热系数，流量系数是衡量气膜冷却性能的重要参数，其定义分别如下： 冷却效率am fm T T T T --=η其中T m 是主流温度， T f 是绝热壁温，T a 是射流温度。
传热系数aew t t qh -=其中q 是试件表面热流密度，t w 是壁温，t aw 是绝热壁温。
流量系数21m m C D =其中m 1为通过气膜孔的真实质量流量, m 2为气膜孔的理想流量。
影响气膜冷却效果的因素有很多，比较重要的包括(1) 气膜孔的气动参数：主流速度、吹风比、冷气流与主流的动量比、密度比、主流湍流度等。
(2) 气膜孔的几何参数：射流的入射角度、孔径大小、孔的间距和孔出口的形状等。
1 气膜孔的冷却效率1.1气膜孔气动参数的影响何建伟等单排圆柱孔平板气膜的数值模拟[1]得出了，孔出口速度在下游某处达到最大值，之后迅速减小直至趋于平稳。
作者认为这是由于射流与主流的掺混作用以及反向漩涡对的影响。
并且存在最佳吹风比,使得气膜冷却效果比较理想。
徐国强等采用热色液晶测温法,对沿流向倾角30°的圆孔排平板气膜冷却进行了实验研究[2]。
结果表明，圆孔气膜冷却的冷却效果沿横向位置波动较大，在气膜孔附近，两孔之间未被冷气覆盖,容易形成冷却死区。
国家级大学生创新训练项目
申报书
项目名称：疏水性涂层表面过冷却水滴的
冻结过程及影响因素的研究
学院：弘深学院
指导教师：
项目组成员：
教务处制
填写说明
1、凡申报国家级大学生创新训练项目必须填写申报书。
2、向学校报送本申报书时，一式3份，并报送申报书电子文档。
3、本表填写内容必须与事实相符，表达准确，数字一律填写阿拉伯数字。
4、打印格式：
（1）纸张为A4大小，双面打印；
（2）文中小标题为四号、仿宋、加黑；
（3）栏内正文为小四号、仿宋。
室名称，可以多个。
一、项目组成员分工
二、立项背景和依据（包括研究目的、意义、国内外研究现状分析及评价）
三、主要研究内容和目标（包括研究方案和技术路线）
步深入研究的内容。
四、研究计划和进度
五、预期提供的成果及形式
六、项目研究支撑条件
七、项目经费概算
八、其他
九、评审、审批意见。
收稿日期:1999-1Z -1Z ;修订日期:Z 000-06-08作者简介:吴宏(1971-) 男 清华大学工程力学系博士后第15卷第4期Z 000年10月航空动力学报JOurnal Of aerOspace POWerVOl.15NO.4t.Z 000文章编号:1000-8055(Z 000)04-0385-06带气膜出流的旋转叶片冲击冷却的实验研究吴宏1 陶智Z 徐国强Z 丁水汀Z1.清华大学工程力学系 北京100084;Z.北京航空航天大学40Z 教研室 北京D100083摘要:用实验方法研究了放大4倍的涡轮叶片前缘模型在旋转状态下 带气膜出流时叶片内冲击面的换热特性G 实验结果表明:雷诺数的增加显著地增强了换热 但叶片前缘和尾缘的增加是不同的 而浮升力对换热的影响是复杂的;在低雷诺数的情况下 旋转对换热影响不明显 而在高雷诺数时 会使换热降低G 对换热的影响是几个因素相互共同作用的结果 并且叶片研究面上的换热特性规律是很复杂的G 关键词:叶片;冷却;换热中图分类号:V Z 31.1文献标识码:A1前言在航空发动机涡轮叶片冷却研究中 从流体的流动和换热特性上看 叶片前缘腔的冷却形式是小空间内对大曲率凹面的冲击加上冷却气体在前缘和鳃区气膜孔的出流G 同时流动与换热受到旋转离心力场中哥氏力和浮升力的影响 因而叶片前缘腔内的流动和换热是很复杂的 也使得模型实验有相当大的困难G 目前国内外对叶片前缘腔的研究有一定的局限性 要么仅为单一旋转状况下的冲击冷却或径向出流 要么是在静止的情况下研究冲击换热 这些都是对实际工作叶片某一部分特性进行的研究 与实际工作叶片的流动和换热状况有较大的出入G 例如对于在叶片前缘的冲击气膜复合冷却的情况 冷却气体是由前缘和两侧的气膜孔排出的 而他们的研究只进行单纯的冲击冷却 而不带气膜出流的实验模型流场(从而其温度场)将与其原型有很大的差别 这样研究的结论和实际情况就会有较大的出入G KreatsOulas [1]用实验研究了旋转状态下单纯前缘通道的冲击冷却特性 得出的结论是旋转在一定的条件下会导致换热下降30%G 邱绪光等对静止状态下叶片的纯靶面冲击流动和换热进行了深入的实验和理论研究G 在有气膜出流通道的流动上Walters 和Leylek [Z ] Martin 和ThOle [3]等进行了有益的数值计算研究G 陶智[6]等用数值计算也对该情况进行了初步的探索G 本实验的研究对象是高压涡轮叶片的前缘冲击冷却腔的换热问题 实验采用的模型与原型尽量保持一致 前缘腔内的冲击气体从前驻点和旁侧鳃区的出流孔流出 并在旋转条件下进行实验G实验对旋转状态下的带气膜出流的叶片前缘通道冲击换热进行了研究G 通过对控制方程的无因次分析 在几何相似的基础上 控制旋转系中对流换热过程的无因次准则数为雷诺数Re 旋转数RO 浮力数BO 普朗特数PT G 限于篇幅关系 推导细节不在此累述G 实验中 表示物性的无量纲数PT 基本上为常数 所以 局部努塞尔特数可表示为:N/=f (Re RO BO )G以上各无因次准则数的定义为:换热面的局部努塞尔特数N/=UD //0;雷诺数Re =00U 0D /u 0;旋转数RO =OD /U 0;浮力数BO =( 0/0) RO ZR /D ;密度比数 0/0=(00-0z )/00=(T z -T 0)/T z G 其中 U =g /(T z -T 0)为通道内壁面的局部换热系数 g 为通道内壁面的热流密度;特征尺度D 为入口通道的当量直径;进口温度T 0为定性温度;进口平均速度U 0为定性速度;0z T z 为换热面气流密度和壁面温度GZ实验模型和实验台实验模型的示意图如图1所示G 从实验件的加工9以及测量时热电偶布置方面的考虑9将实际叶片孔出流的结构改成缝出流的结构9缝的宽度是根据出流面积来折算的O 根据实际加工和测点布置的需要9以及现有的实验条件9实验模型比实际的放大了4倍O 试件模型设计成由三部分构成:加热段冲击测试段和进气段9三部分由上部和下部的耳朵用螺栓紧固为一体(如图1所示)O加图1叶片试件模型的构成热段是个加热罩9由绝热岩棉构成的绝热层和镍铬丝构成的加热层组成9使加热段形成一个热流流向测试段的单向热流边界条件9叶片模型的顶部和底部也加上绝热岩棉9形成绝热边界条件;冲击段为实验的主要测试段9由两块不锈钢叶片拼接而成9前面有前出流缝9并在两侧和进气段合成侧出流缝(如图 )所示O两块测试块正反两面都图 叶片结构剖面示意图焊上热电偶9每个测试块 4对(如图3)所示9可测出叶片正反两面的离散温度分布;进气段为进气和稳压段O 本实验在北航40 教研室的高速综合旋转换热实验台(见图4)上进行的O 实验冷却气由外部气源提供9实验气流流量由流量阀控制9用皮托管测量流量O 气流经管道流进旋转台架后9经过旋转轴进入实验件O 由热电偶测得的实验数据信号由两个温度采集板(每个测试块一个)进行采集和放大9再由两个4 通道的滑环引电器从转动部分引出9传入数据采集板9通过计算机实现对数据的采集 控制和存储O 实验台的动力部分为一台18.5kW 的电机9由变频器通过变频来无级调速O3实验结果及分析在旋转叶片通道内冷却气流会受到离心力哥氏力和浮升力的影响O 因此9通道内冷却气流流动和换热特性非常复杂9通道内各个换热面的换热规律是各不相同的O 图5是根据位置关系来定义的叶片各个面的示意图O 在此文中9根据旋转方向9将叶片的两块测试块(如图 所示)定义为前缘块和尾缘块O图3热电偶的布置示意图图4实验系统示意图(1.压气机 .储气罐3.变频调节电机4.输气管5.旋转台架6.实验件7.配重8.调节阀门9.放大多路选通器10.滑环引电器11.试验平台1 .数采计算机)实验研究的是在旋转情况下产生的哥氏力以及在保守力场中有温差时的浮升力对换热的影673航空动力学报第15卷图5每个测试块各个面的定义响O (由于离心力已并入-V P 项 它的作用已不特殊 只考虑哥氏力和浮力D O 考虑到实际的实验条件 实验的工况设计为:转速为0 500 900 1200 1500r /min 流量分别为30kg /S 75kg /S 150kg /S 200kg /S 由于无法在试验前得到浮力数Bo 因此实验中是通过监视通道最高点的温度与进口冷气的温度差(即最大温差D 进行研究的O 为确保浮升力的作用 加热的功率使在每种流量下最大温差分别达到30K 50K 70K 90K O 实验测量的是模型叶片前缘块和后缘块的离散温度场 经过插值计算得到全场的边界温度分布 通过解BFC (贴体坐标系D 下的导热方程得到全场的温度分布 再算出前后缘冲击面的换热系数O 计算雷诺数时取入口的水力直径D h 为特征尺度 进口气流温度T 0为定性温度 进口速度U 0为定性速度O 则有通道内壁面的局部换热系数D =G /(T z -T 0D 其中热流由G =-/V T 算出O 影响旋转状态下的对流换热过程的无因次准则数有以下几个:雷诺数Re =00U 0D h /u 0 旋转数Ro =DD h /U 0 浮力因子Bo =(A 0/0D Ro 2 R /D h 其中U 0为进口速度 0z T z 为换热面密度和温度 以及反映浮力大小的密度比率A 0/0=(00-0z D /00=(T z -T 0D /T z O 以下根据主要研究的内容 就雷诺数 浮力数 旋转数的变化对各个研究表面换热带来的变化进行分析O 3.1雷诺数变化对各表面换热带来的影响在图6中(由于篇幅所限各转速只列出一张图D 可以看出在各种转速(0r /min 500r /min 900r /min 1200r /min 1500r /min D 和各最大温差(A T max =30K 50K 70K 90K D 的工况下 总的换热变化趋势是前缘和尾缘的各个换热面的平均图6雷诺数变化对换热影响实验曲线图773第4期吴宏等:带气膜出流的旋转叶片冲击冷却的实验研究努谢尔特数都随雷诺数增大而增强9但对叶片前后缘各面的影响不同:随雷诺数的增加9在热面比尾缘各个换前缘各个换热面的平均努谢尔特数增加要大些G 这可能是由于旋转产生的效应9造成叶片前缘与尾缘出口处的背压不同9使得前缘和尾缘侧面出流的流量分配也不相同9尾缘的侧面出流质量流量要大于前缘侧面出流的质量流量9因此雷诺数的变化对尾缘换热面的影响要大于对前缘换热面的影响G 当其它因素变化时9这种流量分配上不同对换热带来的影响也会有所变化G 从图中可以看出9这种前后缘差别随着转速的增大越来越不明显G 可能是随着转速的增加9转速对换热的影响增强后9这种流量分配带来的影响被削弱G 因此可见9在本研究的范围内9转速的增大可使前缘和尾缘因流量分配带来的换热差异减小G 总之增加流量可以提高前缘和尾缘面的换热9特别是显著地增强尾缘各个面的换热G 3o 2最大温差对换热的影响由于试验前无法知道浮力数9故研究时以最大温差来进行G 由图7可知9雷诺数为110009转速为500r /min 时9在这种低雷诺数和低转数下9最大温差对换热的影响并不显著9变化的波动在10%以内9但在高雷诺数69000时9尾缘各面的平均Nu 明显随着最大温差的增加而降低G 这可能是由于在大雷诺数时9流体的惯性力增加9旋转径向的分速度更加明显9使其和浮升力抵触作用更加强烈的结果G 在转速为900r /min 91200r /min 91500r /min 时9各个工况下的换热状况随最大温差的变化都只有很小的变化G 但由于实验研究时难于做到在保证相同的旋转数或相同的浮力数下的实验工况9所以无法进行在这两个因素分别保持不变时9分析其它因素变化对换热的影响G 3o 3旋转对换热的影响图8中显示出在不同雷诺数下9最大温差分别为30K 950K 970K 990K 时9转速变化对平均努谢尔特数的影响G 在低雷诺数(11000)和较小最大温差时9换热随转速的变化是呈波动变化9前缘各面的变化比尾缘各面的变化要稍大一些9随着最大温差的增加9转速变化对换热带来的波动变小G 在雷诺数为25000时9低转速时9前缘和尾缘的换热基本不变9在到了较高的转速时9尾缘的侧出流面的换热有较大的变化9但其余各面都显示有稍稍降低换热的趋势G 随着最大温差的增加9前后缘各面的努谢尔特数曲线都变成随着转速的增加而慢慢降低的趋势G 这个趋势表明此时浮升力起降低换热的作用G图7最大温差对换热影响实验曲线图873航空动力学报第15卷图8旋转对换热影响实验曲线图雷诺数为47000时各个换热面的换热变化先随转速的增加而增大然后又降低但这种增加的趋势又随着最大温差的增加而渐渐减少到最后为不变;这可能是浮升力起着阻碍各个面换热的结果O雷诺数为67000时尾缘面的换热先有显著的增加(在转速为500r/min时)后又降低趋平随着最大温差的增大而渐渐的变小而前缘面几乎没发生变化O在所有工况中转数带来换热最大的相对变化为20%(在雷诺数为47000 最大温差为30K时)O总之转数的变化对换热的影响在小雷诺数时影响不大在大雷诺数下会使换热出现波动换热先是随着转数的增加而增加后又随着转速的加大而降低O4对结果的一些讨论从上面对试验结果的分析可知由于本实验模型结构的复杂性(在旋转状态下既带有冲击流动又有气膜出流的流动)决定了叶片内部的流场是极其复杂的影响流动与换热的各个力是相互作用的并相互影响的使得叶片研究面上的换热特性呈现很复杂的规律O此文研究的是叶片整体的平均换热但由于以下的因素使得叶片表面有复杂的换热分布:(1)由于旋转效应造成了前缘和尾缘侧部出流流量的不均匀的现象前缘的出流量要小于尾缘的出流量并在叶片高度方向也不是均匀的;(2)冲击腔中可能存在径向分速度并且雷诺数加大时由于流体惯性力增加将使得径向分速度更为显著O由于径向分速度的存在和雷诺数增大这两个因素在转速加大离心力场增强时叶片顶部的流量和底部的流量可能相差更大前缘和尾缘的出流量更不均匀O这时可能在叶片的前出流口底部和在叶片前缘侧出流口的底部出现流体倒流(流体从叶片外流入叶片腔内)O由于篇幅所限对叶片局部换热规律的研究将在后续的文章中阐述O参考文献:[1]Kreatsoulas J C.Experimental Study of impingementCooling in Rotating Turbine Blades[R].GTL Report i178 Sept.1983[2]邱绪光康滢胡志清.封闭空间冲击流动和换热的实验研究[R].中国航空科学技术文献[3]Walters D K Leylek J~.A Systematic ComputationalMethodology Applied to a Three-Dimensional Film-Cooling Flowfield[R].ASME96-GT-351973第4期吴宏等:带气膜出流的旋转叶片冲击冷却的实验研究[4]Martin C A ,ThOle K A .Leading Edge Film -COOling With COmpOund Angle InjectiOn [R ].ASME ,97-GT -297[5]陶智,吴宏,蔡毅.气膜出流对叶片各内表面换热系数的影响[J ].航空动力学报,1997,12(4):413-415[6]吴宏等.气膜出流对叶片内表面换热系数影响的实验研究和计算[J ].航空动力学报,1999,14(3):247-250(责任编辑杨再荣)Experiments of Impinging Coolingin Leading Edge of Rotating Blades with outf low f ilmWU ~Ong 1,TAO Zhi 2,XU GuO -giang 2DING Shui -ting21.Department Of Engineering Mechanics,Tsinghua University,Beijing 100084,China;2.4th Dept.,Beijing University Of AerOnauti ()cs and AstrOnautics,Beijing 100083,ChinaAbstra c t :The heat transfer characteristics Of tur b ine b lade mOdel With OutflOW film under rOtating state Were researched e x perimentally .The e x perimental results indicated that the heat transfer Was enhanced With increasing Of ReynOlds num b er O b viOusly ,b ut the increases in the b lade leading and trailing edges Were different .The effect Of b uOyancy fOrce Was cOmplicated in the prOcess Of heat transfer .The effect Of rOtatiOn is incOnspicuOus at small ReynOlds num b er ,b ut at high ReynOlds num b er ,the effect Of rOtatiOn Wea k ened the heat transfer .The interactiOn Of the factOrs in the flOW field affected the heat transfer ,sO the rule Of the heat transfer Was cOmplicated .K e y words :b lades ;cOOling ;heat transfer83航空动力学报第15卷带气膜出流的旋转叶片冲击冷却的实验研究作者：吴宏， 陶智， 徐国强， 丁水汀， WU Hong， TAO Zhi， XU Guo-qiang， DING Shui-ting作者单位：吴宏,WU Hong(清华大学,工程力学系,北京,100084)， 陶智,徐国强,丁水汀,TAOZhi,XU Guo-qiang,DING Shui-ting(北京航空航天大学,402教研室,北京,100083)刊名：航空动力学报英文刊名：JOURNAL OF AEROSPACE POWER年，卷(期)：2000,15(4)被引用次数：15次1.Kreatsoulas J C Experimental Study of Impingement Cooling in Rotating Turbine Blades 19832.邱绪光;康滢;胡志清封闭空间冲击流动和换热的实验研究3.Walters D K;Leylek J H A Systematic Computational Methodology Applied to a Three-Dimensional Film-Cooling Flowfield4.Martin C A;Thole K A Leading Edge Film-Cooling with Compound Angle Injection5.陶智;吴宏;蔡毅气膜出流对叶片各内表面换热系数的影响[期刊论文]-航空动力学报 1997(04)6.吴宏气膜出流对叶片内表面换热系数影响的实验研究和计算[期刊论文]-航空动力学报 1999(03)1.杨晓军.陶智.丁水汀.徐国强.Yang Xiaojun.Tao Zhi.Ding Shuiting.Xu Guoqiang旋转对气膜冷却覆盖区域的影响[期刊论文]-北京航空航天大学学报2007,33(12)2.杨彬.徐国强.丁水汀.徐罗翔.Yang Bin.Xu Guoqiang.Ding Shuiting.Luo Xiang旋转状态下气膜冷却特性的数值研究[期刊论文]-航空学报2008,29(2)3.赵振明.吴宏伟.丁水汀.徐国强.ZHAO Zhen-ming.WU Hong-wei.DING Shui-ting.XU Guo-qiang旋转状态下气膜冷却换热系数的实验[期刊论文]-推进技术2008,29(6)4.徐国强.杨博.陶智.刘传凯.丁水汀.邓宏武.XU Guo-qiang.YANG Bo.TAO Zhi.LIU Chuan-kai.DING Shui-ting.DENG Hong-wu哥氏力对旋转方通道内流动与换热的影响[期刊论文]-热科学与技术2008,7(4)5.杨彬.徐国强.丁水汀.陶智.Yang Bin.Xu Guoqiang.Ding Shuiting.Tao Zhi旋转状态下气膜冷却模型的数值模拟[期刊论文]-北京航空航天大学学报2008,34(1)6.袁丽基于并行计算的涡轮叶片复合冷却数值模拟[学位论文]20077.朱进容.吴宏.陶智.丁水汀.徐国强.Zhu Jinrong.Wu Hong.Tao Zhi.Ding Shuiting.Xu Guoqiang旋转状态下涡轮叶片前缘的流动与换热[期刊论文]-北京航空航天大学学报2005,31(2)8.毛军逵.白云峰.常海萍旋转条件下半受限单孔冲击射流局部换热特性的试验研究[会议论文]-9.毛军逵.白云峰.常海萍旋转条件下半受限冲击射流流动和换热特性的数值研究[会议论文]-10.徐磊.常海萍.潘金栋旋转条件下带气膜出流的受限空间内冲击换热研究[会议论文]-20061.谭屏.孙纪宁.王智勇瞬态热容法在平板冲击换热特性研究中的适用性[期刊论文]-航空发动机 2010(5)2.徐磊.常海萍.潘金栋旋转条件下"冲击/出流"双层壁内部换热实验[期刊论文]-航空动力学报 2007(10)3.朱进容.吴宏涡轮叶片前缘冲击气膜复合冷却的数值研究[期刊论文]-湖北工业大学学报 2006(1)4.谢浩阵列射流冲击冷却流场与温度场的数值模拟[期刊论文]-节能技术 2005(6)5.谢浩.张靖周阵列射流冲击冷却换热系数的数值研究[期刊论文]-能源研究与利用 2005(5)6.朱进容.吴宏.陶智.丁水汀.徐国强旋转状态下涡轮叶片前缘的流动与换热[期刊论文]-北京航空航天大学学报 2005(2)7.张镜洋.常海萍.徐磊转子叶片径向受限的"冲击-气膜出流"冷却结构流动与换热[期刊论文]-推进技术2011(1)8.徐磊.常海萍.常国强.张镜洋叶片弦中区内部气膜孔局部换热特性实验[期刊论文]-航空动力学报2006(2)9.张镜洋.常海萍.徐磊.高候峰稀疏气膜冷气侧局部换热特性实验[期刊论文]-航空动力学报 2006(5)10.徐磊.常海萍.毛军逵.张镜洋气膜出流冷气侧气膜孔附近壁面换热特性[期刊论文]-推进技术 2007(2)11.徐磊.常海萍.潘金栋旋转条件下带出流孔的受限空间内冲击换热[期刊论文]-推进技术 2008(2)12.杨敏.常海萍.吴培光旋转条件下半封闭空间内多孔冲击平均换热特性实验[期刊论文]-航空动力学报2006(6)13.谷振鹏.邓宏武.陶智.朱剑琴旋转状态下叶片前缘复合换热实验[期刊论文]-北京航空航天大学学报2011(11)14.张庆.孟光涡轮叶片冷却数值模拟进展[期刊论文]-燃气轮机技术 2004(4)15.白云峰旋转条件下冲击冷却数值模拟及实验研究[学位论文]硕士 2004引用本文格式：吴宏.陶智.徐国强.丁水汀.WU Hong.TAO Zhi.XU Guo-qiang.DING Shui-ting带气膜出流的旋转叶片冲击冷却的实验研究[期刊论文]-航空动力学报 2000(4)。
基于FENSAP—ICE发动机进气部件热气防冰分析作者：胡颂军刘媛宋石平来源：《科学导报·学术》2019年第11期摘要：本文运用FENSAP-ICE对发动机进气部件在四个典型状态下防冰热性进行了分析，分析表明：对于轴向进气形式机匣，流道外表面水滴撞击效率远高于流道内表面，流道外表面水滴撞击效率沿流向先增加后减小，流道内表面几乎没有水滴撞击；支板水滴撞击效率高于流道，且前缘区域最大，前缘两侧沿流向呈对称分布；在防冰热气温度恒定时，防冰流量越大，防冰效果越好。
关键词：FENSAP-ICE；收集系数；过冷水滴；热气防冰飞机在结冰条件下飞行时，发动机进气部件容易结冰。
积冰破坏了进气流道的气动外形，减小流通面积，造成压气机失速甚至喘振，且积冰脱落会打坏高速旋转的转子叶片，引发飞行事故。
目前大部分航空发动机都是利用热能来进行防冰，其中利用热气对发动机进气道进行防冰是典型的熱防冰系统。
热气是从压气机的高压级引出，经过导管然后被输送到进气道表面，使结冰表面温度高于冰点[1][2]。
在影响防冰性能的主要参数中，防冰热气流量和温度对防冰效果起决定性作用，同时引起量对发动机的性能产生影响[3]。
因此，在国内试验条件缺乏的情况下，想提高防冰系统设计的可靠性，使发动机在空中安全、可靠的工作，同时又将热气的引气量对发动机的影响降低到最小，利用数值仿真对防冰系统性能分析有重要意义。
FENSAP-ICE是加拿大NTI公司研发的先进的飞行结冰仿真软件。
FENSAP-ICE是目前唯一商业化的使用完全三维CFD技术的飞机、发动机结冰、防冰设计分析软件。
本文运用该软件对某型涡轴发动机进气部件进行了防冰分析。
1分析方法防冰分析是一个复杂的过程，主要包括外部的两相流场特性计算、内部热气流动换热特性分析和内外热力问题和固体表面的耦合传热。
具体的分析流程如下图1所示。
首先采用FENSAP-ICE中的流场分析模块（FENSAP）对内、外流场进行计算，获得内外流场的气动和换热特性，在外流场计算结果基础上加载水滴参数，运用DROP3D模块对水滴撞击特性进行求解，然后采用ICE3D模块计算水膜分布，最后在CHT3D耦合传热模块中对整个系统进行传热分析，得到防冰表面温度分布。
过冷水滴撞击壁面蒸发和冻结特性研究研究滴撞壁面蒸发和冻结特性的研究已有几十年的历史了，在这期间，已经有很多有关研究成果发表了，但很多成果并未被广泛认可。
近年来，随着科技的发展，滴撞壁面蒸发和冻结特性的相关研究又有了新的突破。
本文的主要内容是对最新的《过冷水滴撞击壁面蒸发和冻结特性研究》进行重点评述,并且介绍了相关研究成果。
研究背景：过去，研究者们一般认为，滴撞壁面蒸发和冻结特性受环境温度和相对湿度的影响，温度高时蒸发更快，而相对湿度越低时，冻结特性也会增强。
而在研究《过冷水滴撞击壁面蒸发和冻结特性研究》中，作者使用实验测定的方法，将温度降低到了-10℃以下，发现当温度降低到-10℃以下时，蒸发率以及冻结特性都有所降低，而此时的冻结特性优于温度高时的冻结特性。
实验方法：为了实现研究目标，研究者们采用实验测定的方法研究了滴撞壁面蒸发、冻结特性以及其他相关特性。
实验中使用的设备包括：真空阀门、水蒸气热量计、温度传感器、热量电阻器和温度传感器等。
作者根据实验原理，采用恒定温度恒定流量的方法，通过改变温度、相对湿度和滴撞面的形状来测量温度、流量以及蒸发率和冻结特性。
研究结果：作者对滴撞壁面蒸发和冻结特性进行了详细的测量和分析。
结果表明，温度降低至-10℃以下时，蒸发率降低，冻结特性增加，且冻结特性优于温度高时的冻结特性。
此外，研究结果也表明，随着温度的降低，蒸发率和冻结特性也会随之降低。
综上所述，本文综述了最新的《过冷水滴撞击壁面蒸发和冻结特性研究》的研究成果，介绍了研究背景、实验方法以及研究结果。
研究结果表明，滴撞壁面蒸发和冻结特性有其独特的变化规律，这些结果为为未来的相关研究奠定了基础。
当前，对滴撞壁面蒸发和冻结特性的研究仍在进行中，未来可能会有更多研究发现更多有趣的结果。
比如在不同环境条件下，滴撞壁面蒸发和冻结特性如何受湿度和温度的影响，以及冻结特性会受到什么样的影响等等。
通过未来研究的发展，将能够更好地理解滴撞壁面蒸发和冻结特性，从而为科学研究和应用提供更多指导。
第30卷第2期燃气涡轮试验与研究Vol.30,No.2 2017年4月Gas Turbine Experiment and Research Apr.,2017严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严摘要：为研究防冰支板气膜缝出流对其表面水滴撞击特性的影响，利用Fluent软件的离散相模型，在不同气膜缝出流位置、出流角度、宽度及出流流量条件下对防冰支板表面水滴撞击特性进行了计算。
结果表明：水滴撞击极限随气膜缝出流流量的增大而减小；水滴局部撞击效率受气膜缝出流位置的影响，并随出流角度、出流流量的增大而减小；水滴总撞击效率随气膜缝出流位置的前移、出流角度的增大和出流流量的增加而减小；气膜覆盖效果随气膜缝出流角度的减小、宽度的增大和出流流量的增加而更好。
关键词：航空发动机；防冰系统；防冰支板；水滴撞击特性；气膜缝出流中图分类号：V231.3文献标识码：A文章编号：1672-2620(2017)02-0051-07Effect of film gap outflow on water droplets impingementcharacteristics of the anti-icing vaneLIU Hua，YANG Jun(AECC Sichuan Gas Turbine Establishment，Chengdu610500，China)Abstract：In order to study the effect of film gap outflow on water droplet impingement characteristics of the anti-icing vane,the water droplet impingement characteristics of different position,outlet angle,width and flow rate of film gap were calculated by discrete phase model of Fluent software.Calculation results in⁃dicate that the water droplet impingement limit decreases as the flow rate increases;the local impact effi⁃ciency of water droplets is affected by position,and decreases with the increasing of outlet angle and flow rate;the total impact efficiency of the water droplets decreases with forward movement of the position,the increasing of outlet angle and flow rate;the film coverage efficiency would be better with the decreasing of outlet angle,the increasing of width and flow rate.Key words：aero-engine；anti-icing system；anti-icing vane；droplet impingement characteristics；film gap outflow1引言飞机在温度较低、湿度较大的气象条件下飞行时，空气中的过冷水滴会撞击在发动机防冰部件上发生结冰现象。
因此，研究防冰部件表面的水滴撞击特性对发动机运行安全具有重要意义。
国外对水滴撞击特性的研究起步较早，计算方法也有较大的发展[1-3]，且已开发出多个计算软件[4-7]进行水滴撞击特性分析。
国内也越来越重视水滴撞击特性的研究，计算方法从二维[8]发展到三维[9]，计算对象从机翼[10]、进气道[11]等静止件发展到旋转件[12]，水滴直径从常规尺寸扩展到多尺寸[13]和大尺寸[14]。
防冰支板中常利用热气气膜出流来强化换热和形成保护膜，出流的空气会改善防冰支板表面的水滴撞击特性，可有效提高发动机防冰系统性能[15]。
本文在计算防冰支板流场的基础上，利用Fluent软件中的DPM模型对开有气膜缝的防冰支板表面的水滴撞击特性进行计算分析。
通过改变防冰支板气膜缝的出流位置、出流角度、出流流量和宽度，来研作者简介：刘华(1986-)，女，江西上高人，工程师，硕士，主要从事航空发动机热分析研究和防冰系统设计。
51燃气涡轮试验与研究第30卷究水滴撞击极限、总撞击效率、局部撞击效率的变化，以期为防冰支板结构优化和发动机防冰系统设计提供参考。
2水滴撞击特性参数定义[16]图1为支板表面水滴撞击示意图。
图中，S U、S L分别代表叶型表面计自前缘驻点的上、下弧长，位于S U和S L以外的叶型表面不发生水滴撞击；Y U、Y L分别表示与叶型上、下表面相切的水滴轨迹在支板前方较远处与前缘驻点水滴轨迹的距离；dy0为微元上、下界限相对应的水滴起始轨迹距离；ds为微元弧长；dy为微元迎风宽度；B为支板迎风宽度。
2.1撞击极限水滴撞击到支板表面上的最远位置是确定支板结冰区域和防冰范围的重要依据。
支板表面实际的水滴撞击极限S m定义为，水滴与支板表面上、下两条相切轨迹所包围的表面弧长S(S=S U+S L)与支板迎风宽度之比：S m=S/B(1)2.2总撞击效率水滴撞击到支板表面上的多少对支板表面的积冰强度和防冰能耗有重要影响。
总撞击效率E m定义为，支板表面上实际的水滴撞击量与最大可能的水滴撞击量之比，可表示为：E m=(Y U+Y L)B(2)2.3局部撞击效率支板表面各部分的水滴撞击量并不一致，因此需要对各计算微元ds分别进行计算。
局部撞击效率β定义为，支板表面微元实际的水滴撞击量与最大可能的水滴撞击量之比，可表示为：β=dy0dy(3)3数值模型3.1计算模型某型航空发动机防冰支板剖面结构如图2所示。
前端有贯穿支板叶高，供热气流通的防冰腔，鳃区左右各开有一排气膜缝。
气膜缝宽度为W，与x轴夹角为α，前缘驻点到气膜缝中心位置x方向距离为X，前缘驻点到最远迎风位置x方向距离为L。
防冰支板为直叶片，径向参数变化较小可简化为二维结构计算。
为准确模拟水滴运动轨迹，采用较密的结构化网格，并对流动变化剧烈的支板壁面网格加密(图3)。
根据网格无关性计算结果，网格数选择为335600。
3.2控制方程空气中液态水含量较少，其体积分数远小于空气的体积分数，因此可采用欧拉-拉格朗日方法计算。
空气作为连续相在欧拉框架下求解N-S方程，水滴作为离散相在拉格朗日框架下求解水滴轨迹方程。
假定水滴在碰撞前不破裂、不分解，物性参数不变。
在空气流场运动时，水滴轨迹可通过当地空气作用在水滴上的各种平衡作用力来计算获得。
悬浮在运动空气中的水滴，其重力、表观质量力等与粘性阻力相比可忽略，其体积对空气流场的影响也可忽略。
水滴运动方程可表示为：图1水滴撞击示意图Fig.1Sketch of water droplet impingement图2防冰支板结构示意图Fig.2Structure of anti-icing vane图3壁面加密网格Fig.3Wall encrypted mesh 52第2期d u w d t =18μw 2wC D Re24(u -u w )(4)式中：u 为空气速度，u w 为水滴速度，μ为空气动力粘度，ρw 为水滴密度，d w 为水滴直径，Re 为水滴相对于空气运动的雷诺数，C D 为拽力系数。
3.3边界条件计算域入口给定速度进口边界，气膜缝入口均给定质量进口边界，计算域出口给定压力出口边界。
来流速度53m/s ，来流温度268.15K 。
计算域上下边界定义为对称边界。
支板壁面和气膜缝壁面定义为无滑移绝热固壁，水滴轨迹计算时定义为es ⁃cape 边界条件。
水滴平均有效直径为20μm ，随空气流动，速度与气流相同，碰到支板表面终止轨迹计算。
空气流场为定常、不可压缩、粘性流动。
采用RNG k -ε湍流模型，分离隐式稳态求解器。
使用非耦合计算法计算水滴轨迹，忽略水滴对空气流场的影响。
4计算结果及分析4.1气膜缝出流位置对水滴撞击特性的影响防冰支板表面水滴可撞击范围为驻点和支板最大厚度之间的表面区域，在此区域内设置气膜缝出流对水滴撞击特性的影响进行研究。
图4给出了气膜缝宽0.5mm 、出流角度80°、出流流量1.33%(与进口流量之比)时，防冰支板不同气膜缝出流位置的水滴局部撞击效率沿支板驻点开始的表面弧长（SL ）的分布。
可见：当气膜缝出流位置X /L ≤0.52时，气膜缝出流不仅降低了下游的水滴局部撞击效率，而且还会使上游的水滴局部撞击效率变低；X /L ≥0.64时，气膜缝出流对水滴局部撞击效率的影响较小，其水滴局部撞击效率分布曲线几乎与没有气膜缝出流的水滴局部撞击效率分布曲线重合。
气膜缝出流能降低下游的水滴局部撞击效率，主要是因为气膜缝出流改变了支板表面原来的空气流场(图5)，使主流道气流偏离支板，带动主流道空气中的水滴偏转。
水滴质量远大于空气质量，惯性较大，不能完全绕过出流空气，所以气膜缝出流下游支板表面仍有水滴撞击。
图6给出防冰支板表面水滴总撞击效率和表面水滴撞击极限随气膜缝出流位置的变化。
从图6(a)可看出，在前缘区的气膜缝出流可大幅降低支板表面水滴的总撞击效率，且随着气膜缝出流位置的前移支板表面水滴的总撞击效率逐渐减小；当气膜缝出流位置靠近水滴撞击理论极限(X /L ≥0.70)，水滴的总撞击效率几乎不再变化。
这是由于支板表面的水滴局部撞击效率从驻点到水滴撞击极限逐渐降低，在前缘开气膜缝，出流位置是水滴撞击密集区，影响的水滴数目更多，且出流影响的下游范围更大，涉及到的水滴数目就更多。
从气膜覆盖效果看(图7)，气膜缝出流位置靠前，在水滴撞击密集区形成的高温气膜覆盖范围更广。
从图6(b)可看出，不同气膜缝出流位置的水滴撞击极限相差不大，可认为气刘华等：防冰支板气膜缝出流对水滴撞击特性的影响图5空气流线图Fig.5Streamline of air(a)不带气膜(b)带气膜-20-10010200.10.20.30.40.50.60.70.80.91.0No filmX /L =0.0X /L =0.13X /L =0.26X /L =0.39X /L =0.520SL /mmβ图4不同气膜缝出流位置时支板表面水滴局部撞击效率分布Fig.4Distribution of βon different position of film gas outflow-20-10010200.10.20.30.40.50.60.70.80.91.0No filmX /L =0.64X /L =0.76X /L =0.88X /L =1.00SL /mm β53燃气涡轮试验与研究第30卷膜缝出流位置对结冰区域和防冰范围影响较小。
