主動冷卻系統側壁出流孔內流動特性研究

劉海涌，劉朝陽，劉存良

(1.第二炮兵工程大學 動力工程系，西安　710025；2.西北工業大學 動力與能源學院，西安　710072；3.第二炮兵駐航天科技集團公司第四研究院軍事代表室，西安　710025)

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主動冷卻系統側壁出流孔內流動特性研究

劉海涌1，2，劉朝陽3，劉存良2

(1.第二炮兵工程大學 動力工程系，西安710025；2.西北工業大學 動力與能源學院，西安710072；3.第二炮兵駐航天科技集團公司第四研究院軍事代表室，西安710025)

基于沖擊冷卻的復合冷卻方法在高溫部件熱防護中應用廣泛，沖擊后的氣流可通過連接孔進入下游通道，形成新的射流、旋流或氣膜出流，了解連接孔內的流動特性和流量系數分布規律，對建立合理的內冷結構非常重要。建立了梯形內冷通道的簡化放大模型，綜合考慮射流角度、通道橫流和氣膜孔出流對側壁出流孔流動特性的影響。使用直頭五孔針對孔內流場進行測量，獲得孔內流動結構和側壁出流孔流量系數的變化規律。結果表明，側壁出流孔內流動很不均勻，氣流普遍在迎風面一側形成局部高速區，出口截面存在較大低速分離區；橫流對側壁出流孔流動特性具有顯著影響，隨橫流強度增加，下游孔分離區擴大并出現回流，流量系數迅速減小，孔出流量降低；當通道內沒有橫流時，射流角度變化對側壁出流孔流動特性影響較小，而存在橫流時，較大的射流角度會增加流動損失，加劇回流；氣膜孔出流對側壁出流孔流動結構和流量系沒有明顯影響。

錯排射流；內冷通道；橫流；流動特性；流量系數

0　引言

基于主動冷卻方法的內冷結構，在高溫部件中的應用日趨廣泛。隨著鑄造技術的進步，復雜幾何形狀的細小內冷通道已可設計加工，使得射流沖擊、旋流和溢流等冷卻方法能得到更為高效的組合利用，達到增大有效換熱面積，強化了內部換熱性能，同時提高冷氣利用效率的目的。此類通道由連接孔與冷氣腔或相鄰通道連接，氣流可通過連接孔進入通道形成射流沖擊，進行對流換熱或直接由氣膜孔流出形成氣膜冷卻。因此，了解內冷通道和連接孔內的流動特性，對準確掌握該結構的換熱特性，理解其強化換熱機理非常必要。

Hwang等采用瞬態液晶技術，對三角形腔內的壁射流沖擊冷卻換熱特性進行了研究[1]，強調將換熱研究與流場研究相結合，有助于加深理解腔內射流強化換熱的機理。Wright等對矩形和梯形冷卻通道內氣膜出流的影響進行了研究[2]。結果表明，在矩形通道內氣膜出流會顯著提高出流縫隙附近的換熱系數，而梯形通道內的氣膜出流則會明顯強化外表面換熱。Chambers等研究了強橫流通道中變孔型射流對沖擊冷卻的強化作用[3]。結果表明，橢圓形射流孔使得射流具有更強的穿透射流的能力，能有效提高靶面換熱系數，通道上游段的提高幅度為28%～75%，橫流主導區的提高幅度約為16%。Chaudhari等研究了射流孔板參數對腔內沖擊換熱的影響[4～5]。試驗結果表明，射流孔直徑和孔板厚度對腔內換熱系數具有重要影響。Ahmed等對渦輪葉片沖擊冷卻系統的換熱及壓降特性進行了數值模擬研究[6]，探索在保持定射流Re的情況下，射流Ma對換熱特性及孔流量系數的影響。結果表明，減小射流孔徑時，換熱系數隨射流Ma變大而迅速增加，同時孔流量系數也顯著增加。Taslim等對近距離復合孔排射流沖擊冷卻進行了數值模擬和實驗研究[7]，發現在定孔間距的情況下，孔板距靶面越近，則孔流量系數越小；在定孔板與靶面距離的情況下，孔流量系數隨孔間距的減小而減小。Keenan等研究了單面和雙面出流情況下渦輪葉片中射流孔排的沖擊作用[8]，提供了局部和展向平均Nu與射流Re間的函數關系。Ramakumar等采用數值模擬方法，研究了射流沖擊通道內的流動和換熱特性[9]。結果表明，數值模擬方法能夠捕捉射流通道內的復雜流動結構，對于平均Nu的預估也與實驗數據符合較好。楊通海等利用瞬態液晶技術，對窄通道內的沖擊冷卻局部換熱特性進行了研究[10]。結果表明，通道內受氣流直接沖擊的區域換熱系數最大，沖擊孔和氣膜孔附近區域的換熱系數也很大。孫潤鵬等采用數值模擬方法，研究了沖擊雷諾數、初始橫向流、沖擊間距和孔排布局對沖擊冷卻傳熱特性的影響因素[11]。

借鑒前者研究經驗可知，對沖擊冷卻流動結構的掌握是加深其換熱特性理解的關鍵條件。上述文獻多采用數值模擬方法，或集中于換熱特性的測量，而對內部流動結構的實驗研究很少，不利于對沖擊冷卻的強化換熱機理進行全面理解。

本文設計了基于沖擊冷卻的復合內冷通道結構，在不同射流角度和出流比條件下，對此類通道側壁出流孔的流場和流量系數進行了詳細的實驗測量，能較全面地掌握此類冷卻結構內的流動特性，有助于對其強化換熱的內在機理進行較全面的理解。

1　實驗裝置與測量方法

如圖1所示，實驗通道截面為梯形，左側為射流側壁面，右側為出流側壁面，上壁面較窄，靶面較寬。射流側壁面上開有2排共40個錯排射流孔，其中在上部的20個射流孔直徑較大。射流入射角度分為35°和45°兩種情況，但兩種情況下，沿射流孔軸心線從孔出口中心至靶面的距離保持不變(即35°射流角時，射流孔距靶面較近；45°射流角時，射流孔距靶面較遠)。出流側壁面開有25個與側壁垂直的出流孔。通道一側端壁封閉，另一側端壁上開有1個端頭出流孔。在通道靶面上，設有3排復合角度為45°的氣膜孔，分別定義為氣膜孔排1、氣膜孔排2和氣膜孔排3，每排有15個氣膜孔。射流孔由單獨的入流腔供氣。通過側壁出流孔流出的氣流由出流腔1至出流腔3收集。其中，出流腔1覆蓋1～10號側壁出流孔，出流腔2覆蓋11～18號側壁出流孔，出流腔3覆蓋19～25號側壁出流孔。通過氣膜孔流出的氣流由6個氣膜腔收集，其中氣膜腔2-1～2-3各包含10個氣膜孔，而氣膜腔1-1～1-3則只包含5個氣膜孔。在射流側壁面、出流側壁面和靶面上還分別設有10個、13個和12個靜壓測孔。處于較低位置的小射流孔直徑為d= 20 mm，其它結構尺寸見表1。表1中，d為小射流孔直徑，d=20 mm。

試驗裝置與流程如圖2所示。主要試驗裝置包括離心式風機、儲氣罐、穩壓腔、實驗段、和流量測量系統。實驗過程中，氣流由風機進入儲氣罐，以減小壓力波動，通過孔板流量計測量流量后，進入入流腔；然后，經射流孔進入梯形通道，并通過側壁出流孔、端頭出流孔或氣膜孔流出通道。由側壁出流孔及氣膜孔流出的氣流分別由出流腔和氣膜腔進行收集，并由各自相應的流量計測量流量。實驗中，各射流孔統一由入流腔供氣，入口壓力相同。試驗過程中，通過調節側壁出流量及氣膜孔出流量，以實現相應的出流比。

(a)梯形通道基本結構

(b)梯形通道俯視圖

(c)梯形通道仰視圖

符號結構參數尺寸dl大射流孔直徑1.2dds側壁出流孔直徑1.33dde端頭出流孔直徑11.34ddf氣膜孔直徑0.53dLh通道高度1.67dLx射流孔間距2.67dLs側壁出流孔間距2.2dLfc氣膜孔展向間距4dLfc氣膜孔流向間距3.6dLHS側壁出流孔長度2d

選取第3、7、13、17、19和23號側壁出流孔為研究對象，使用直頭五孔針對孔內流場進行了測量，出流孔長徑比為2，進出口無倒角。測量截面如圖3所示，沿孔高方向設有5個測量截面。其中，孔入口對應z/LHS=0截面，孔出口對應z/LHS=1截面(實驗結果分析中，重點討論入口和出口截面，其他截面測量值未給出)。每個測量截面沿周向有6個角度位置(α=0°、±30°、±60°、90°)，每條測量線上布置9個測點，孔內總測量點數為9×6×5。

圖2　實驗裝置簡圖

圖3　側壁出流孔內的測量截面

因實驗中存在測量誤差，需要對實驗測量結果的不能肯定程度進行說明，即進行不確定度分析。試驗中通過RotaData位移機構控制探針位移，該機構可實現水平和豎直方向的精確位移，其位移值的誤差不超過0.2 mm，探針測量位置的不確定度不超過1%；實驗中，速度量通過五孔針測得的壓力信息進行計算，采集壓力的差壓變送器儀器精度為0.5，由誤差傳遞導致的速度測量值的不確定度為1.5%。孔板流量計與浮子流量計的精度分別為為2.0和1.5，兩者的測量值均為體積流量，將其轉化為質量流量后，所獲得質量流量的不確定度不超過2.5%。試驗中，計算Re的相關量中直徑等為固有參數，其不確定度僅與質量流量相關，不確定度為2.5%。流量系數的計算涉及質量流量和壓力兩項測量值，其不確定度為2.9%。實驗中，以小射流孔直徑d為基準，對射流雷諾數進行定義如下：

式中Vavg為射流孔內的平均流速；ρ為空氣密度；μ為空氣的動力粘性系數。

Cs、Cf1、Cf2、Cf3、Ce分別為側壁出流孔、氣膜孔排1、氣膜孔排2、氣膜孔排3和端頭出流孔的出流比，分別定義為

式中ms、mf1、mf2、mf3、me分別為側壁出流孔、氣膜孔排1、氣膜孔排2、氣膜孔排3和端頭出流孔的出流量；mt為射流總流量。

各工況下的出流比情況在表2中給出。

表2　不同工況所對應的射流角度與出流比

2　實驗結果分析

2.1通道內無橫流和氣膜孔出流時孔內的基本流動特性

圖4給出了Re=15 000，C2-1工況時，3、13、19和23號側壁出流孔內的速度分布。云圖表示沿孔軸向分速度(Vz)的測量結果，矢量圖表示該截面內r、y方向的速度分量。其中，速度參數用25個側壁出流孔的平均速度Vref進行了無量綱化，孔截面尺寸用側壁出流孔半徑Rs進行了無量綱化。在此工況下，射流角度為45°，通道內既無端頭孔出流，也沒有氣膜孔出流，所有氣流由側壁出流孔流出。

由3號出流孔流場可看出，氣流在通道內主要是由孔下部位置進入側壁出流孔，抽吸作用使孔邊緣處的氣流有較明顯的加速。在孔入口截面，沿軸向的速度分量較低，而徑向矢量分量較大。氣流在孔內沿軸向收縮加速，氣流向孔上方集中。當氣流到達孔出口截面時，r、y方向的速度分量降低，大部分氣流集中于孔的上半部，孔下部則被較低速度的分離區所占據。與3號出流孔相比，13、19和23號孔的流場測量結果都較為類似。在出口截面，13號孔和23號孔的低速分離區較為靠近孔左側，這與入口截面氣流偏向右側集中相吻合。由上述結果可知，在該工況下，因通道內存在旋流，側壁出流孔內的流動并不均勻，孔出口存在約占1/2截面積的低速區；出流孔所處的通道上、下游位置對孔內流動特性影響較小，各孔僅在流量和低速區位置方面略有區別。

(a)3號出流孔z/LHS=0　(b)3號出流孔z/LHS=1　　　(c)13號出流孔z/LHS=0　(d)13號出流孔z/LHS=1

(e)19號出流孔z/LHS=0　(f)19號出流孔z/LHS=1　　　(g)23號出流孔z/LHS=0　(h)23號出流孔z/LHS=1

2.2通道內橫流對孔內流動特性的影響

圖5給出了Re=30 000，C2-5工況時，3、7、13、17、19和23號側壁出流孔內流場的測量結果。此時通道內橫流流量占總流量的25%。在3號孔位置，與C2-1工況相比入口流場變化不大，而出口截面流動充滿度提高，沒有明顯的低速區。7和13號孔入口截面流動方式比較類似，沿橫流方向分速度提高，出口截面都呈現出明顯的局部高速區和低速分離區。因通道內橫流速度提高，17號孔入口截面沿孔軸向的分速度大幅降低，導致氣流與五孔針探頭夾角增大，測量值的精確度降低，云圖出現大范圍的回流區；出口截面中高速氣流進一步向迎風面集中，低速區范圍擴大。19和23號孔更靠近通道下游位置，入口截面矢量方向散亂而無規律，表明橫流使孔的入流條件迅速惡化，已超出試驗中所用五孔針的測量范圍；在出口截面，高速區與低速分離區表現得更為突出，最大無量綱速度分別降至1.06和0.72，低速區內出現明顯的回流，說明隨橫流速度的不斷增加，通道內壓力迅速降低，使得出流孔內出現逆壓梯度，孔的出流量降低。

圖6中給出了Re=30 000，C2-6工況下，3、13和19號出流孔出口截面的測量結果，本工況橫流流量增加至總流量的50%。

(a)3號出流孔z/LHS=0　(b)3號出流孔z/LHS=1　　　(c)7號出流孔z/LHS=0　(d)7號出流孔z/LHS=1

(e)13號出流孔z/LHS=0　(f)13號出流孔z/LHS=1　　　(g)17號出流孔z/LHS=0　(h)17號出流孔z/LHS=1

(i)19號出流孔z/LHS=0　(j)19號出流孔z/LHS=1　　　(k)23號出流孔z/LHS=0　(l)23號出流孔z/LHS=1

(a)3號出流孔z/LHS=1　(b)13號出流孔z/LHS=1　　　(c)19號出流孔z/LHS=1

從3號孔的流動情況可看出，橫流強度的提高進一步影響到上游孔的入流條件，孔內流動的不均勻程度增加。在13號孔位置，氣流沿迎風面一側進入孔內，在孔迎風面集中，低速分離區范圍擴大，并出現局部回流。在處于通道下游的19號孔位置，孔內出流主要集中于孔右上方緊靠壁面的狹小區域，孔截面大部分被低速區和回流所占據。實驗中也測量了23號孔的流場，但該孔內出流量降低，導致速度減小，超出了五孔針的準確測量范圍。因此，測量結果在文中并未給出。與Re=30 000，C2-5工況相比，本工況下各孔入口的入流條件更為惡劣，出口截面的流動充滿度更低，回流現象更嚴重。

從上述結果可看出，通道端頭出流在通道內形成橫流，將對側壁出流孔內的流場造成顯著影響，而且影響范圍涉及到整個通道上、中、下游位置；橫流將惡化孔的入流條件，增加孔的入口流動損失，使孔出口的低速分離區范圍擴大并出現回流現象，孔的出流量迅速減少。

2.3射流角度對孔內流動特性的影響

圖7(a1)～(a4)中，分別給出了Re=15 000，C1-1工況下，3和19號側壁出流孔內流場的測量結果。與圖4中C2-1工況下相應孔的測量結果比較可看出，氣流的出流方式及出口截面的高、低速區分布均無明顯區別，表明在本實驗范圍內，通道內沒有橫流時，射流角度的改變對側壁出流孔內流場影響很小。

圖7(b1)～(b3)和圖7(c1)～(c3)中，分別給出了Re=30 000，C1-5和C1-6工況下，3、13和19號側壁出流孔出口截面流場的測量結果。與C2-5和C2-6工況中相應孔的測量結果比較可發現，在橫流流量為總出流量的25%時，孔出口截面流動充滿度依然較高，入流條件較好，橫流并未對側壁出流孔內流動結構造成明顯影響；當橫流流量增加至總出流量的50%時，橫流影響變得明顯，孔出口截面低速分離區范圍擴大，并出現明顯回流，但低速區范圍及回流強度都比C2-6工況時的相應較小。

由上述結果可知，當通道內不存在橫流時，射流角度的改變對側壁出流孔內的流動結構未產生明顯影響；隨著通道內橫流強度的提高，較大的射流入射角度將惡化孔的入流條件，使孔出口截面氣流的分離和回流現象加劇；而較小的射流入射角度使側壁出流孔對橫流影響的抵制能力增強，孔內流動狀況有較大改善。

(a1)3號出流孔z/LHS=0　(a2)3號出流孔z/LHS=1　　　(a3)19號出流孔z/LHS=0　(a4)19號出流孔z/LHS=1

(b1)3號出流孔z/LHS=1　(b2)13號出流孔z/LHS=1　　　(b3)19號出流孔z/LHS=1

(c1)3號出流孔z/LHS=1　(c2)13號出流孔z/LHS=1　　　(c3)19號出流孔z/LHS=1

2.4氣膜孔出流對孔內流動特性的影響

圖8(a1)～(a4)和圖8(b1)～(b3)中，分別給出了Re=15 000，C2-3和C2-4工況下，3、13和19號出流孔內流場的測量結果。

工況C2-3時，兩側氣膜孔排出流，氣膜孔出流量占總出流量的50%；工況C2-4時，中間氣膜孔排出流，氣膜孔出流量占總出流量的25%。與圖4中C2-1工況下相應孔的測量結果比較可看出，孔內基本流動結構非常相似，孔入口截面的入流方式及出口截面的高、低速區分布均無明顯變化。

通過前文對流場特性的描述可知，氣膜孔出流位置及出流量的改變只對靶面附近的流動產生影響，對通道整體流動影響不大。所以，也未影響到側壁出流孔內的流動。

(a1)3號出流孔z/LHS=0　(a2)3號出流孔z/LHS=1　　　(a3)13號出流孔z/LHS=0　(a4)13號出流孔z/LHS=1

(b1)3號出流孔z/LHS=1　(b2)13號出流孔z/LHS=1　　　(b3)19號出流孔z/LHS=1

2.5側壁出流孔流量系數

流量系數Cd定義為流經各孔的實際流量與理論流量之比。由于本實驗在常溫條件下進行，且孔內氣流速度較低，因此不考慮氣體的可壓縮性。

對于側壁出流孔，式中Ai為側壁出流孔截面積，A為研究對象所對應的出流面積，pt，in和ps，out分別為孔的入口總壓和出口靜壓。實驗中，側壁出流孔流量由側壁出流腔1～3收集，流經3個腔的實際流量通過流量計直接測得。因此，實驗給出的側壁出流孔流量系數為各腔所包含孔的平均流量系數。試驗中，pt，in選取各腔所對應的出流側壁面上靜壓測點測得壓力的平均值近似代替，而ps，out則取為各側壁出流腔內的靜壓值。因此，側壁出流腔1～3的流量系數，分別對應為1～10號、11～18號、19～25號側壁出流孔流量系數的平均值。

出流孔內流量系數變化規律見圖9。由圖9可看出，在通道中不存在橫流的C1-1～C1-4工況和C2-1～C2-4工況，側壁出流孔流量系數分布呈上、下游略低，中部略高的分布規律。側壁出流腔2的流量系數略高于其他2個腔，基本保持在0.6～0.7左右。

C1-1～C1-4工況與C2-1～C2-4工況的各腔流量系數較為接近。對于C1-5和C2-5工況，各腔的流量系數均有所降低，但幅度不大，數值仍保持在0.6左右。在橫流強度較高的C1-6和C2-6工況時，側壁出流腔2和3的流量系數迅速降低，前者降至0.5以下，而后者則降至0.3左右。在不同射流Re下，相同出流條件下的側壁出流孔流量系數非常接近。

以上結果說明，橫流會顯著改變側壁出流孔流量系數的大小及分布，隨著橫流強度的增加，下游位置的側壁出流孔流量系數會迅速降低，出流條件惡化，這與流場測量結果中下游孔內分離區擴大及回流增強相吻合。射流角度、氣膜孔出流和射流Re變化對流量系數的影響很小。

(a)Re變化對側壁出流孔流量系數的影響

(b)射流角度變化對側壁出流孔流量系數的影響

3　結論

(1)側壁出流孔內的流動很不均勻，氣流向迎風面一側集中，出口截面普遍存在局部高速區和低速分離區。

(2)橫流會惡化側壁出流孔的入流條件，增加流動損失，使低速分離區范圍增大，甚至導致下游區孔內出現回流現象，孔出流量急劇減小。

(3)當不存在橫流時，射流角度的改變對側壁出流孔內的流動結構未產生明顯影響，而當通道內有橫流時，較大的射流入射角將增加孔內流動的不均勻度，導致回流現象加劇。

(4)氣膜孔出流對側壁出流孔流動結構和流量系數影響很小，射流角度的變化對側壁出流孔流量系數也沒有明顯影響，而橫流強度的增加會使通道下游側壁出流孔的流量系數迅速降低。

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(編輯：崔賢彬)

Flow field research in the side exit holes of an active cooling system with staggered jet array impingement

LIU Hai-yong1，2，LIU Chao-yang3，LIU Cun-liang2

(1.School of Engine and Energy, Second Artillery Engineering Univ.,Xi’an710025，China；2.School of Power and Energy,Northwestern Polytechnical Univ.,Xi’an710072,China；3.Military Representative Department of the 2nd Artillery Force Stationed in the 4th Research Academy of CASC,Xi’an710025,China)

The compound internal cooling constructions based on impingement cooling were utilized broadly in the thermal protection of high temperature components.The air after impingement could enter other chambers as coolant supply through connected holes,which formed impingement jets,swirl flow or film cooling.Thus the understanding of flow characteristics and discharge coefficient distribution of these holes were important for the design of the internal coolant structures.An enlarged trapezoidal chamber with impingement jets,cross flow and film cooling was built up.Flow visualization was performed using a straight five-hole probe to gain the flow characteristics in the side exit holes,and the discharge coefficients of the side exit holes were also measured.Important results of the research include:The flow in the side exit holes were uneven.The air was constrained to windward wall and separation regions of low velocity flow were found in the outlet.Cross flow had significant influence on the flow structures and mass flow distribution of the side exit holes.The separation regions were enlarged and reverse flow emerged in the holes with the enhancing of cross flow, the discharge coeffecient and mass flow were decreased rapidly consequently.The impingement angle had little effect on the flow characteristics of the holes when there was no cross flow in the passage.Larger impingement angle tended to increase the flow loss and enhance reverse flow in the holes once cross flow was formed in the passage.The flow of film cooling holes has no evident influences on the flow structures and discharge coefficients of the side exit holes.

staggered jet impingement；internal cooling passage；cross flow；flow characteristics；discharge coefficient

2014-07-27；

2014-12-08。

國家自然科學基金項目(51206180)；陜西省自然科學基礎研究計劃項目(2014JQ7276)。

劉海涌(1981—)，男，博士后，主要從事飛行器及發動機高溫部件熱防護技術研究。E-mail：helian_xicheng@163.com

V435

A

1006-2793(2016)01-0131-08

10.7673/j.issn.1006-2793.2016.01.024