文摘
本文综述一些实验测量的对流传热系数分布与燃气轮机的冷却,由作者的那不勒斯大学的研究小组费德里科•二世与红外温度记录。测量关心撞击飞机,冷却旋转磁盘,和燃气轮机叶片固定或旋转。热薄箔传感器与表面温度的检测通过红外温度记录,用来精确测量详细的对流传热系数的地图。本文还打算如何正确使用红外技术在各种燃气轮机冷却问题。
1。介绍
建立燃气轮机发动机可以追溯到40多岁,从那时起,气体绝对最高温度增加了一倍多,从1000 K到2000 K左右。这需要改进所需的温度升高是发动机热力循环的效率,因此,发动机整体性能的1]。
目前,温度达到了远超过那些在爬(以及热氧化、融化,散裂,裂纹的形成,等等)的主要镍基超合金的一些组件一般,发生。同时一些涡轮入口温度的增加成为可能通过使用更复杂的材料,一个伟大的一部分,它是有可能的,因为涡轮组件冷却技术的发展。事实上,这些组件的温度,减少一定量的空气从惠普压缩机和惠普用来冷却涡轮喷嘴导叶片旋转叶片,叶片密封段,和磁盘连接到。
涡轮冷却流的使用似乎是相当限制策略自冷却流基本上代表了热力循环损失和增加可能最终会导致热效率赤字。然而,冷却将至关重要,直到引进新材料,如陶瓷,将成为一个主要的现实。然而,需要更多的研究在这个目标完全实现。
在[1]2011年,据报道,尽管涡轮材料技术进步率相对较低(可以大致估计大约3 K /年),发动机涡轮入口温度的设计经历了大幅增加在过去60年(10 K的顺序/年)。这是见图1为远程应用程序引擎设计。这种气温上升背后的主要原因是,首先,引入冷却,产生一个初始突然上升,其次提高冷却效率更不用说热障涂层的引入和单晶叶片铸件。
因为循环效率的原因,最高温度增加伴随着发动机压缩比的增长,因此,导致冷却空气的初始温度的增加(700°C)。此外,由于他们共同的起源在惠普压缩机的最后阶段,这空气压力不高于涡轮热气流的初始阶段。边缘冷却空气的压力,因此,相对较小和冷却一定必须由强化传热的方法。
燃气轮机冷却的几种方法被认为是在过去,其中最有效的是在现代发动机仍在使用。通常情况下,被冷却的关键组件内部和外部使用的冷却空气从压缩机最后阶段中提取。例如,高压涡轮转子叶片的内部蜿蜒的迷宫通道的冷却空气被排放到外部叶片表面之前。通常,后者发生一起通过一个小孔数组和围绕其最热的地区。这样,空气,与速度,新兴的主流流,在叶片表面形成一层冷流体(膜冷却),从而从热气体绝缘。
从基础工程的角度来看,设计师必须面对的参数基本上是压力,由于机械和热负荷,和每个组件的疲劳寿命。然而,这些参数可以只处理的基础上,详细评估当地的温度分布下的组件的审查,反过来,需要局部对流换热系数的知识(内部和外部),不同的操作条件。
当然,对燃气涡轮发动机的研究也广泛面向生产的减少噪音和排放不断增加的全球空中交通尽管这不是在现在的环境下感兴趣的。
根据一篇文章在同一主题和发展(2],本文描述了一些详细测量了对流换热系数分布,由作者的研究小组,在一些复杂的流体流动与静止和旋转的燃气轮机的冷却组件。的加热薄箔传感器和检测表面温度的红外(IR)温度记录,精确测量是利用这样一个系数。后,并使红外温度记录工作的基本原则,采用热流传感器的几个应用程序,主要致力于燃气轮机冷却,介绍和讨论。
2。实验技术
2.1。红外温度记录
红外热成像是基于辐射传热,这是一个能量传输机制发生在电磁波的形式。这种传热模式,能源也可以旅行在真空,可能部分被身体吸收和反射,甚至通过它(3]。如果辐射强度等于团结和由表示分数被身体吸收,分数被它和反映这些数据正在传输比例(通过身体),节能要求 在哪里,,分别叫什么吸收率,反射率,透射率系数身体的考虑。这些系数可能取决于辐射波长(光谱)和传播方向(定向)。
所有的身体发出的辐射是在绝对温度非透明的身体,(不透明的,),它仅仅源自其表面。身体释放出最大的能量在一个给定的温度黑体。
法律规定的能量通量(单位面积上的能量率)波长(光谱半球形发射能力)发出的黑体是普朗克辐射定律: 在哪里是辐射波长(m),绝对黑体的温度(K),然后呢和是第一个和第二个普遍辐射常量分别、平等Wm2和公里。方程(2)表明,都趋于零和。
电磁波谱是大致分为波长乐队。感兴趣的红外光谱带,在现在的环境下,通常分为四个小乐队和任意选择的边界:近红外( 米),中红外( 米),远(或长)红外( 米),极端的红外( 米)。目前使用的大部分红外摄像机在中间很敏感(MWIR)和(LWIR)光谱波段。
通过推导和整合普朗克定律导致以下两个法律。
(我)维恩位移定律。波长黑体发出最大的光谱发射能力是绝对黑体温度的函数根据 也就是说,最大的价值走向更短的波长随着温度的增加。
(2)斯蒂芬玻尔兹曼定律。的总(整体波长)半球形发射能力 还取决于绝对黑体温度: 在哪里是斯蒂芬玻尔兹曼常数,等于 。
由于红外摄像机探测器捕获只有一个相对狭窄的区间的整个电磁波谱,普朗克定律(2),而不是斯蒂芬玻尔兹曼定律(4),应用于红外温度记录。
真实的对象几乎没有符合以上描述的法律,即使他们可能接近黑体行为在特定的光谱波段和条件。真正的对象一般只发出分数黑体的辐射在相同的温度和波长,通过引入光谱发射率系数,定义为 方程(2)可以改写为真正的身体只需乘以其第二个任期:
基尔霍夫定律州的光谱发射率系数,这是一部分的辐射波长发出的身体,等于光谱吸收率系数 在同一波长。因此,对于非透明的机构,例如那些主要用于红外温度记录,(1)成为
因此,发射率较低的材料(如闪亮的金属材料)不仅排放更少的能量,但也反映了大量的辐射来自环境和侵犯。只要有可能,他们不应该用于红外温度记录,或者如果有必要使用它们,它们必须轻轻喷砂,否则,如果瞬态传热不是暗示,覆盖着一层薄薄的热黑漆(如白钝搪瓷)。
除了被依赖几乎从不发出的,真正的对象扩散(各向同性),发射率系数也依赖于发射的方向之间的角度和正常发光表面(视角)[3]。
对流热通量测量必须通过执行热流传感器,在适当的温度测量。通过正确选择热流传感器,红外测温术可以成功利用解决对流换热分布稳定和暂态技术。标准传感器相比,红外摄像头显得很宝贵,因为(我)不,(2)它有一个高灵敏度(降至20可)和低响应时间(20年代),(3)它完全二维(从300 k 1 M像素),因此可以更好的评估错误,例如,由于切向传感器内的传导。
2.2。稳态加热薄箔传感器
测量当地的对流传热系数可以通过执行稳态加热薄箔传感器与检测相关的壁温的红外摄像头(3,4]。
热薄箔传感器均匀加热的方法由焦耳效应薄金属箔(或印刷电路板)和对流传热系数的测量箔和流流动之间的关系(牛顿定律): 在哪里是已知的电阻加热通量();代表热通量损失主要是由于切向导电箔自然对流,箔,辐射(见图2);墙温度测量的红外相机当铝箔加热(热图像);是一个参考温度。例如,对于通道流动,伴随着当地大部分温度或相对高马赫数流动,是所谓的绝热壁温 (3]。可能被忽视,可能是被测量的壁温箔当后者没有被加热(,冷的形象)。
通常,衬托在其背面应该热绝缘,也就是说,面对对面的流流动速度。绝缘不能完成的,例如,当测量温度分布在这脸,额外的热损失,如自然对流和辐射,也需要考虑。事实上,它很容易理解,如果毕奥数,相对较小,箔可以被认为是在其厚度和等温测量可以进行箔的脸。
常常忽略了切向传导调节热信号,可以评估通过拉普拉斯算子的壁温3]。原则上,这似乎比较容易执行,考虑到相机提供了大量的测量点。然而,它必须强调,寄生效应,与空间噪声,必须避免通过仔细过滤和/或花键加工,温度信号。由于传感器是一个稳态,平均大量的热图像可以持续减少颞噪音。
如果加热薄箔是由印刷电路板,大部分沿着箔是nonisotropic切向热导率。事实上,如果获得了电路与几个电气进行跟踪安排在希腊担忧模式中,由于铜的导热系数非常高,热导率沿着轨迹通常是明显高于垂直于他们。这种各向异性可能考虑允许两个不同的散装切向热导率,一个沿着铁轨和另一个垂直于他们。更多细节的校正nonisotropic加热薄箔可以找到Astarita和Carlomagno [3]。
此处使用的红外系统要么是AGEMA Thermovision 900 lw或CEDIP玉三世。首先,领域的观点是由单个探测器扫描LWIR红外窗口;名义灵敏度噪声等效温差(表达)是0.07 K和每个热图像数字化的12位在一个框架像素。第二个MWIR平安险,像素,灵敏度为0.02 K。对于每一个图像,采用专用的软件通常包括由数字滤波降噪,计算温度的地图,和评价的辐射传热和切向传导损失以及相互关系。
3所示。应用程序
在下面,有几个实验的应用红外温度记录,关于燃气轮机冷却,报告。平均数据的准确性是最多的±7%。
3.1。旋转的磁盘
作者应用红外测温术传热测量在不同的旋转磁盘配置(5- - - - - -7),说明绝热壁温的重要性在相对较高马赫数流动。
实验仪器是描绘在图3,由一个450毫米直径的浅钢杯(磁盘),旋转在静止空气,装满一个20毫米厚层的聚氨酯泡沫粘在印刷电路板。后者铜追踪,双重螺旋形状,35米厚,宽2毫米,2.5毫米。董事会的总厚度约0.2毫米。提供电力的稳定电源通过水星轨道旋转接触。磁盘的角速度可以变化范围100 - 4400 rpm,正是由一个光学传感器监控,速度波动产生的不到1%。本节中,喷嘴不存在。
的热谱图4(一)介绍了在静止空气温度的磁盘旋转地图(°C)在576 rpm的焦耳热通量W / m2。由于磁盘旋转,报道地图几乎是当地的方位平均壁温(这就解释了其近乎完美对称),如图所示(8),这张地图可以解释与逆温差之间的比例()和对流换热系数。大部分的热谱图4(一)表明恒定的温度在大约45.6°C的磁盘,这是因为考虑到相对较低的转速,有层流流动。
(一)
(b)
事实上,它必须被铭记,一个磁盘旋转角速度米尔萨普和Pohlhausen[的传热的解决方案8]在层流传热系数 在哪里和空气运动粘度和导热系数,分别和是一个常数,在环境温度为空气()约等于0.33。方程(9)表明,不依赖于磁盘径向坐标。考虑到对流传热系数是常数在磁盘表面的中心区域,(8),这是常热流边界条件,持续的参考温度(在本例中是环境空气温度),壁温也必须是常数。对磁盘边缘,温度变化迅速,因为将显示,增加迅速。
另一方面,热法图4 (b)地图显示了温度相同的磁盘旋转速度更高,4390 rpm,焦耳热通量 。它将证明,目前情况下,绝热壁温度的热行为中起着重要作用流因为;如果不考虑,不一致。
事实上,在图4 (b),一个相对较小的地区(≈16%的磁盘表面),磁盘中心附近的流动仍然是层流,显示恒定的温度约为38.5°C。实际上,在这个磁盘的中心部分,当地的切向速度相对较小,因此流态几乎是hyposonic(非常低马赫数),所以,绝热壁温本质上是伴随着环境空气温度≈21.4°C。这是显示在图的热法的核心部分5(一个),获得通过因此,在相同的角速度几乎给正如上面提到的。后来,在图4 (b)壁温降低,起初,迅速然后更慢。后,除了一些边缘效应在磁盘边缘,墙上温度趋势逆转亮绿色缓慢上升(中)。
(一)
(b)
实际上,这个温度升高通过查看解释绝热壁温的热谱图的地图5(一个)。在这张地图上,几乎是常数(等于环境空气温度)内半径的圆周半径大约60%的磁盘。然后,展览很增加(大约3°C盘边缘附近)。
因为,测试条件,是相同的数量级,(8)解释了增加在图4 (b)。必须指出,在更高的电阻加热的情况下,的影响将变得不那么重要,一个单调降低壁温,对磁盘,将观察到的。如图5 (b)所示,从磁盘中心到边缘,不同单调减少,因为相应的对流传热系数增加。
的使用努塞尔特数允许非常准确的数据对雷诺数的依赖图得到他们6,层流、过渡和动荡的政权很容易辨认。
3.2。旋转圆盘撞击射流
线扫描设备的Agema 900红外摄像机是利用Astarita和Cardone9)测量对流传热系数在一个旋转的磁盘与射流撞击在其中心。为每个测试,大约16000径向温度概要文件获得重建努塞尔特数的主要温度曲线和计算剖面方位的平均水平。作者使用相同的实验仪器(图之前描述3)和集中喷射的存在是由空气通过热交换器和转子流量计从喷嘴最后精疲力尽。热交换器保证了飞机总体温度几乎相等(±0.1°C)的温度环境空气喷气与避免混合两种液体混合(飞机和空气)在不同的温度下。三个喷嘴出口直径从4到8毫米反过来用在测试和nozzle-exit-to-disk距离之间的不同和。飞机总是垂直撞击圆盘中心。
为了减少管理参数的数量,由于缺乏理论分析,有必要找到一个理性的方式来评估喷射影响的相对重要性相比,由于磁盘旋转。假设传热系数取决于动量流率,一个合理的无量纲参数是两个动量利率之间的比率(飞机之一,另一个由于磁盘旋转)。通过假设一个从喷嘴喷射宽度与距离成正比(nozzle-to-disk距离应该比相对较高),在最简单的情况下层流的磁盘,这样的一个参数可以把形式(9] 在哪里和是空气运动粘度系数和磁盘角速度,分别。
只有在射流驻点对流换热系数报告。通过只考虑磁盘旋转(即。,without jet), the flow is always laminar at the disk centre and可以从(评估9)。
另一方面,如果一个人还考虑飞机的效果,离开(预测的值9应的函数)只有。因此,无量纲的量绘制在图7的函数指的是大约160测试,由随机不同磁盘角速度,喷嘴直径、喷射流量和nozzle-to-disk距离。自只有高值的比,总是满足条件。数据,,出现相关,在双对数平面上,由一条直线,而小就不一样了值的线性回归(11)显示了一个更令人满意的数据拟合。
两个最好的相关曲线,也在图表示7实线,发现
两个相关性(11)和(12)是通过使用相应的一组42和122数据点及其平方相关因素是0.988和0.989,分别。方程(11)显示的初始线性相关在和,,很明显恢复(9)。
3.3。180°转弯和通道
正如之前提到的,为了冷却叶片或叶片,惠普的空气压缩机阶段通过中心部分进入其内部,流经蛇形通道后,排入主要流向提供膜冷却。这些文章大多是由几个连续相邻的管道,由沿叶片和180°转弯(也称为连接你把)。会引起流动分离/回贴和二次流对流换热系数表现出高地方变化因此壁热应力增加。
通过使用加热制成的薄箔三加入印刷电路板(每个600毫米长,总长度1800毫米),Astarita和Cardone10]获得当地传热测量在180°转弯的正方形通道(,毫米)。雷诺数基于流体体积速度和水力直径,从16000年到60000年之间的比率和隔墙的厚度之间的两个相邻导管= 5。相当大的频道是合理的,原因有两个,即具有较高的数据空间分辨率和减少传感器内的切向传导的贡献。选择的参考温度(8)是当地的流量大部分温度评估通过测量进气温度和沿着通道,通过一个一维能量平衡,沿着通道主要轴,认为三角形加热部分的区域。
传热系数是获得红外测量和(8通道两边加热),提出了当地努塞尔特数的正常化(可以认为是也)。和分别是努塞尔特数和对流传热系数值预测的Dittus和伯尔特相关充分发展通道流动并被Kakac et al。11]:
由于低价值相关的毕奥数(在最坏的情况下,评价小于0.01),背面的墙温度测量传感器铜追踪被放置的地方。原始数据辐射校正,各向异性切向传导(3),和自然对流的传感器,这是评估一个精确的校准。
正常化的本地努塞尔特数分布的三个值雷诺数呈现在图8。流进入导管从左边从右边通道(进口)和出口(出口)。进气道的流quasifully /开发动态和热,传热系数是略低于预测Dittus和伯尔特相关性。流场将地区和下游,似乎是高度三维的地图显示区相对较低的传热系数,对应于循环泡沫,以及传热系数高的区域,这是由于流回贴和/或增加流湍流的平均水平,以及流撞击后。
第一个循环泡沫坐落在第一个转角(左上角)和连接到外部墙。两个其他地区相对较低的传热系数可能会注意到,隔断墙的顶端附近的第一和第二端墙的出口通道轴。也有可能注意到三个高传热区域:第一个位于靠近端墙;下面的第二个位于第二个转角和扩展大约3直径;第三位于大约直径在第二次内心的角落,附着在隔墙。他们将通过弯曲流的喷射效果。
两个更高的雷诺数(30000和60,00),努塞尔特数分布在出口通道,将显示一个地区后,大约在长度和直径很小,相对较低的局部对流换热。这是由于作者形成,后又四个漩涡,地转向外部墙。然而,最高的增强,目前下游的第二个转角,发生在最低的因为高湍流引起的相对重要性。
肋骨紊流器,通常附着在叶片换热的墙壁,提高对流传热效率和完全修改通道流场以及传热分布。用一个肋骨正常流动,主流第一次分离,产生紊流区前的肋骨,然后重新接上肋本身。进一步分离,发生后肋骨,创建第二个循环区管墙后面跟着另一个回贴。如果存在一些肋骨和他们的音高是足够大肋的高度,这些主要沿着管流特性不改变和重新出现。自然,肋骨的存在提高了整体对流传热系数的增加湍流水平相关的诱导和影响回贴。
对于上面描述的通道,Carlomagno et al。12),Astarita et al。13,14],和Astarita Cardone [15]目前传热分布的详细定量地图获得线性的角度和v型罗纹紊流器。肋骨是由铝和有一个正方形横截面(即8毫米在一边。,比管侧和肋骨之间的高度),加入的热量交换墙30°、60°之间的角度对管道轴。原因报告后,正交肋骨效率较低,而不是测试。两个肋骨球(重叠或交叉),两根肋骨安排,两个加热条件(来自一个或两个通道两侧),和雷诺数的三个值,不同的从16000年到60000年,调查,但只有数据相对于叠加肋骨和加热通道两边都是本报告。原始数据是纠正如上表示。
二维地图当地的正常化努塞尔特数叠加肋骨的安排,、对称加热和肋角等于30°、45°或60°如图9为= 30000 (13]。在正常地图,肋骨清晰可见是由于更高的传热速率发生。事实上,高价值的正常化努塞尔特数在肋骨是较高的结果(即有效传热表面。流的,鳍效应)和回贴。
由于较高的局部热应力难以避免,有肋骨粘在墙上的部分分离导致更低的地方价值。例如,这种效果是明显最后肋骨的入口管和出口管的第一肋骨,隔断墙附近°和60°(数字9(b)和9(c))。作者认为这有一个小影响当地附近的数据但突出报道事件很容易通过红外温度记录。上游的,进气装置的热模式似乎是重复(一种热充分发展流动的)除了一些边缘效应管入口处(这也被发现在通道出口),与强大的切向传导由于不同的附近区域,在那里。地图还表明,急转弯已经引发轻微的轮廓线的形状变化前的最后肋骨进气导管。
肋角引起二次流的形式下两个反向旋转的漩涡通道截面;参见图12相对于旋转通道,目前情况下,落后于墙必须被视为外墙和领导一个隔断墙。进气装置,主要流附近的底部和顶部的墙壁,裹入的肋骨,加快向外墙(图左)。舔这堵墙合并后的两个二次流和返回,通过导管中央地带,隔墙,实际上生成,水落到后者。这就解释了ribwise不对称。事实上,飞机的存在往往会增加隔墙对附近的传热,在外部的一个。所以,冷流体注入通道中心向换热墙。通过增加,和平均努塞尔数的不对称分布价值越来越明显,由于二次流的强度增加。当然,后者的不存在肋骨正常通道轴。地图显示也向通道出口,二次流(逆转)增强传热外墙附近(图右)对这附近的隔墙。
在进气导管,回贴下游的肋骨可以确定为正常的轨迹努塞尔特数最大值时流向方向移动。回贴距离的增加向外墙最有可能由于二级的主要流之间的相互作用。最低的值,指向左边墙的进气道,回贴肋骨之间的界线似乎消失和相对较大的低传热区完全填充墙左边的部分。最有可能向通道左侧,由于连续两个肋骨之间的距离相对较小,主要的流,与二次交互,没能保住在它们之间的区域,再植直接在下面的肋骨。每个肋后分离区强烈影响的二次流撞击向隔断墙。另一方面,分离区之前,每个肋依然清晰可见,这不是二次流的影响,其宽度沿肋骨剩余几乎不变。每个肋分离区后,应在肋骨和回贴,不定形状不对称的因为正常化努塞尔特数轮廓。向右墙,回贴线非常接近前面的肋骨;因此,分离区是小;向左边的墙,它的大小和增加°,正如前面提到的,往往占据整个欧元区肋骨之间。为°,分离区之前,每个肋很清晰可见,似乎没有强烈的二次流的影响,°时,它将在两个不同的低区,成为几乎无异°。
转,低传热区外墙贴在第一个转角,在光滑的通道,已经再次可见°和°,°,肋骨存在不允许其形成。为°,二次流之间的相互作用和急转弯产生两个传热区和高,他们之间,一个局部最小值刚刚过去的肋骨,同时,两个大的角度,只有一个高传热区附近发现隔断墙。出口通道出口,循环流动并非完全恢复和正常化努塞尔特数平均值相比还大的入口通道。
通过增加肋间距(),努塞尔特数分布呈现在图10被发现。由于缺乏一些肋骨的通道,二次流有一个不那么重要的知识分布影响传热系数,但是流的前面讨论的主要特点是大幅度保留。
进气装置下游的肋骨,回贴线表现略向前移动与以前的情况相比,虽然在这个配置的回贴距离增加向外墙。为°,回贴行不消失在外墙,发现。分离区肋骨后再向左边墙似乎更明显,在一个定义良好的低传热区找到。边界层的发展后所表现出的断指再植是下游正常化努塞尔特数的减少。
两个小角,分离区之前,每个肋不容易确定,但对左墙,一个三角形的低传热区出现,,°,又一个很容易被分离区。
转区和出口渠道,正常努塞尔特数的分布,发现较小的球场,已经证实,即使存在一些差异和中值减少。
典型的正常化的努塞尔特数分布v型肋配置呈现在图11。是很明显的地图,肋骨有V形(45°角对管道轴),他们的顶端总是指向下游的配置(数据11(一)和11(c)),同时,只有在出口管,配置(图11(b)),肋骨点上游。对于VPP配置,两根肋骨球在图中所示。
在这些情况下,二次流由于v型肋骨有两对相对旋转的形式细胞,进气道的所有配置,产生的变化由努塞尔特数分布减少传热通道附近的轴向侧墙相比。在出口通道,同样的发生的肋配置,1、行为显然是逆转。
尤其是在进气导管,回贴线下游的肋骨可以确定的轨迹正常化努塞尔特数局部极大值。回贴的距离,增加肋音高越高,似乎也增加从墙上向通道轴,这是最有可能的相互作用主要与次要的流。
邻近的第一外部角落,可以注意到一个低传热区,由于循环泡沫作为之前已经观察到的配置。刚刚过去的肋骨附近的隔墙,二次流之间的相互作用和急转弯产生高传热区,往往将下游随着音高。为配置,在把带肋的存在降低了相对较低的区域对流换热。
3.4。旋转通道
的旋转通道产生科里奥利力在流动和提高浮力的力量,彻底改变流和局部传热系数分布,如前所述的静态通道。示意图显示在图12(16),在一个旋转通道,平时打电话的墙领先的和之前的那一个落后于。
径向向外流动,科里奥利力产生二次流,在平面上垂直于主要流向的一对反向旋转的漩涡。的素描图12表明,二次流推动流体粒子的中心通道向落后于墙,然后沿侧壁,最后领先的墙。至于静态情况下,这些二次流强化传热相比,落后于墙,在墙上。流逆转时,径向向内流,一个只有改变所扮演的角色的主要墙的落后于人,反之亦然。
此外,由于换热在墙上引起流体密度区别核心墙附近,强烈的向心加速度,由于可能发生旋转,产生径向浮力效应。这放大了科里奥利力的影响在径向向外流动,减少或改变符号相反的情况。因此,墙的速度梯度变化,因此,传热系数也修改。
第一个试图衡量对流换热系数与红外温度记录在一个旋转的空气通道是由Cardone et al。17]。利用仪器的直接后果薄箔传感器加热使用。由于传感器的背面(即被红外相机)不能热绝缘,防止高外部的唯一方法通过强制对流热损失在这个表面是通道旋转真空室。真的,对于湍流,对流传热系数从旋转通道环境流体也成比例(指数小于统一)的环境流体密度。因此,一个强大的减少环境压力导致流体密度的降低,因此,外部对流传热系数。
装置,如图13,由一个封闭循环室(真空罐),包含一个臂安装在一个旋转的轴。水箱直径750毫米,其结构和密封的设计有坦克操作在一个绝对压力低于100 Pa。旋转臂包括一个双行程广场通道,22毫米和330毫米的长度,由平衡平衡和美联储通过空心轴也提供了排气。减少回转质量以及墙热导率,双行程通道的墙壁是由复合材料(约1毫米厚):环氧树脂和凯夫拉尔垫。通道额的厚度,也构成了激烈的薄箔热流传感器,选择以保持变形(之间的压差作用下的内部通道和真空罐)小于0.1毫米。印刷电路板是用于生成所选择的统一规定的加热热流传感器,它是连接到一个稳定的直流电源通过水星旋转接触连接到轴。
测试的时候,几乎所有的红外摄像机商用是基于一个热探测器的光学扫描机制,以便完成帧采集频率相对较低。自从通道旋转在测试和自框架使用红外系统的采集频率15赫兹,它是不可能把整个热在一个单一的图片。举个例子,在2000 rpm,期间收购所需的一个完整的框架,英吉利海峡将超过两个革命绕着它的轴旋转。为了解决这个问题,Cardone et al。17)使用线扫描设备AGEMA 900红外系统利用更高的采集频率的一行(2551赫兹)。因此,特定的软件被开发来重建一种平均(时间)从多个线扫描图像的收购。
这个过程的细节可以在博士学位论文由Astarita [18]。在这个开创性工作,结果的空间分辨率是相对贫穷的强劲的切向传导热通量的影响由于小尺寸的通道(毫米2)。因此,测量结果不详细的,可以用红外温度记录,但这项工作报告,因为它提供了一个有用的选项是为了研究流入与红外温度记录移动身体。
一种不同的方法,以减少外部对流的相对重要性的内部,被加洛et al。16获得更详细的对流传热系数地图在180°旋转U频道的急转弯加热薄箔传感器。作者决定大幅增加在传感器的前表面使用水作为工作流体,以及使用一个更大的通道,以减少其转速,因此,在表面。通过这种方式,他们能够获得一个很好的空间分辨率和低切向传导测量获得。
实验仪器,在图表示14,由一个有机玻璃双行程水通道用锋利的180°转弯,安装在一个旋转平台的旋转速度可以不断变化和精确监测的范围rpm。频道已经60毫米的正方形截面和长度1200毫米的180°,它提供了一种液/热充分发展流动之前。中央隔墙划分两个相邻导管是12毫米厚。水从水箱泵通过一个孔板流量计和一个旋转液压耦合,流入测试通道,出院后回到水箱。质量流率会随旁路电路和进口渠道水热交换器的温度保持不变。磁传感器允许红外图像采集的同步。
装置能够模拟雷诺数和旋转数(的角速度是典型的涡轮叶片通道)值。的增加和减少(保持给定的)允许大幅减少通过保持一个常数。结果相对于静态信道(旋转)同意执行的测量与空气通过Astarita和Cardone [10),图中已经给出8。
在图(15日)正常努塞尔特数(定义)分布在领先的墙,= 20000,等于0.3,表示。在进气导管,似乎充分发展流动,也从热的角度,因为正常化努塞尔特数几乎是恒定的。的值低于相对于静态情况下,后加洛et al。16),与旋转数的增加减少。
(一)
(b)
上半年的第一个角落,可以注意到一个高传热区是反演的科里奥利力引起的转区。在转区,径向速度分量突然减少,变化信号随之减少,科里奥利力的反演。这种反演使得流动分离拖曳一侧,突然再植向领导,强劲增长的正常化努塞尔特数在回贴。其他低和高传热区域清晰可见的正常化努塞尔特数地图和他们的事业是由流场测量详细解释与粒子图像测速技术显现在加洛的工作等。19]。
从图可以看出15 (b),落后于正常努塞尔特数分布墙似乎完全不同,在领先的墙。在进气道值再次统一但远高于那些领先的静态情况下和墙;此外,据Gallo et al。16),他们倾向于增加旋转数的增加。
把地区可以注意iso-Nusselt区数量往往进军的第一个角落,暗讽上半年的第二个角落。在第二个转角时,要注意高传热区,附近额墙,结果是一个相对较低的传热区相邻。出口管,努塞尔特数分布相对落后于墙展示两个高传热系数区位于中心附近和下游隔墙,分别。再一次,这种行为可以在报纸上找到原因,盖洛et al。19]。
应该注意的是,盖洛的测量等。16)是在相对较高的毕奥数,因为水的存在的通道和印刷电路的热追踪放置传感器的表面原因电气绝缘。因此,数据显示减少特殊过程。
3.5。喷淋管
有时,冷却涡轮叶片的前缘,喷雾管内部和并行(航空有时被称为短笛管),一组孔对齐,生成一个连续的飞机吹冷空气保持叶片表面温度低于临界值(21]。短笛管也在最广泛使用的防冰设备商用飞机的机翼和发动机舱(22]。提取设备,热空气压缩机和吹的内表面前缘通过小洞钻管。其目的是提供足够的能量来保持表面温度高于水的冰点和液化撞击冰晶。在这些设备中,撞击距离相对较短,这个问题被解决单一飞机Carlomagno和Ianiro [23]。
短笛管实验分析了Imbriale et al。20.]。测试包括条的NACA 0012翼型前缘1.50和弦在4%内,喷淋管位于和弦概要文件。概要文件是长0.20米高空停在1/10的共鸣开放的一面促进注入气体的放电,以免再循环的影响。允许与加热薄箔测量传感器,前缘部分由一个薄不锈钢板(40米厚)住在一个特别的夹具。特别是不同的喷淋管使用不同数量的从3到5孔,孔直径从2毫米到4毫米,和孔洞pitch-to-diameter比率5至15岁。此外,飞机倾斜对机翼弦是不同的从0°至50°旋转喷淋管绕着它的轴。出口马赫数是不同的从0.6到1.0,雷诺数()是基于理想的射流出口速度。为了避免测量误差,由于表面定向辐射衰变,镜头视角保持低于55°。原始数据是辐射纠正,切向内传导传感器和自然对流的箔边。
由于曲率的表面看,得到温度分布在整个前缘表面,必须获得至少两个图像;温度地图重建对象上的细网根据Cardone et al。24]。这不仅涉及到不同的数据减少,但主要的几何校准红外相机。然后,在执行计算(8),温度的地图和必须在3 d网格网格重构的二维红外图像。
这样的一个例子地图重建呈现在图16绝热壁温(图(16日),衬托不加热)和壁温(图16 (b),热箔),三孔对齐,毫米,倾角°,,孔pitch-to-diameter比率。地图清楚地展示了飞机撞击区不集中对和弦由于30°飞机倾斜,又相对较高马赫数的影响在绝热壁温分布是公认的。
(一)
(b)
一个典型的传热()分布,相同的测试条件下的人物16,如图17。撞击飞机需要很高的努塞尔特数的值与当地山峰与喷流中心在一个小区域匹配;这些山峰明显定位喷射撞击造成传感器表面的面积。尽管完美的圆孔,高地区延伸在弦向的方向。这种行为是由于飞机的倾向对箔表面。事实上,只有飞机倾斜等于0°或65°是垂直于箔;为其他值、冲击倾向的影响效果。
此外,努塞尔特数分布的变化出现在上背部区域()。特别是,它可以识别本地增加的方向在两个连续的飞机,在同一位置的两个绿色条纹是可见的壁温图的地图16 (b)。这种行为类似于喷泉效果,已经描述在文献[25]。然而,一些关于这种局部极大值的位置和出现根本性的差异存在。中描述的喷泉效果,事实上,文学,正是本地化之间连续的飞机,同时,在目前的情况下,地方之间的传热极限似乎来自飞机但他们扩展和加强背面地区,远离撞击。
4所示。结论
heated-thin-foil技术,与表面温度的检测通过红外温度记录,用于测量几个流体的对流传热系数配置相关的燃气轮机冷却组件,即旋转磁盘,或没有,集中冲击射流;流的双行程顺利(或没有,旋转),或肋通道180°急转弯;喷淋管放置在涡轮叶片的前缘。
对于所有应用程序所示,红外技术采用精确测量证明了其能力的对流传热系数分布产生的流体流动检查复杂的几何形状和是一个非常有效的调查工具thermo-fluid-dynamic实验研究。
标准技术相比,红外摄像机的使用作为对流换热的温度传感器测量出现有利从几个观点。事实上,由于红外相机是完全二维(如今,超过1 M像素每帧),除了生产整体温度地图,它允许一个简单的评估错误由于辐射和切向传导。此外,相机不干扰(即。,it does not disturb the measuring process and allows avoiding conduction through thermocouple or RTD wires). It also has high sensitivity (down to 10 mK) and low response time (down to 20 ms). As such, IR thermography can be effectively exploited to measure convective heat fluxes even in circumstances where they undergo drastic variations.
最后,它必须指出的并发使用红外温度记录与粒子图像测速技术(PIV)技术是很大帮助的理解thermo-fluid-dynamic现象,特别是利用层析PIV (23]。
层析PIV的潜力已经允许流物理学的相当详细的检查和鉴定。事实上,时间分辨层析PIV已经应用于水飞机(26)和一些技术的发展也可能允许相对廉价的开发工具(27]。同时,高速空气流测量的应用激光功率和速度的限制,即使高速空气体积测量解决方案提出了和正在改进28]。然而,必须指出,层析PIV却远远没有达到最终的开发和评估阶段。研究人员正致力于空间分辨率和测量精度的提高29日]这也无疑会产生进一步综合指标的计算方法。一些thermographic测量,同时利用标准PIV执行,已经出现在[19]。
符号
| 一个: | 常数(9) |
| c: | 翼弦 |
| cp: | 流体定压比热容 |
| C1: | 第一个辐射常数 |
| C2: | 第二辐射常数 |
| D: | 渠道方面,喷嘴直径 |
| e: | 肋的高度 |
| Eb: | 黑体的发射能力 |
| 我: | 光谱发射能力 |
| h: | 对流传热系数 |
| k: | 流体导热系数 |
| p: | 球场 |
| 问: | 热通量 |
| r: | 径向坐标 |
| 年代: | 传感器厚度 |
| T: | 温度 |
| V: | 流体速度 |
| x: | 协调 |
| y: | 协调 |
| z: | 坐标,Nozzle-to-plate距离。 |
| αr: | 吸收率系数 |
| δ: | 肋角 |
| ε: | 发射率系数 |
| Φ: | 无量纲参数(10) |
| λ: | 波长的电磁波 |
| ν: | 流体运动粘度系数 |
| ρr: | 反射系数 |
| σ: | 斯蒂芬玻尔兹曼常数 |
| τr: | 透射率系数 |
| ϕ: | 飞机机翼弦的倾向 |
| ω: | 角速度。 |
| 一个: | 环境 |
| 亚历山大-伍尔兹: | 绝热壁 |
| b: | 黑体 |
| c: | 对流 |
| l: | 损失 |
| o: | 在磁盘中心 |
| r: | 辐射、参考 |
| t: | 切向 |
| w: | 墙。 |
| 米: | 在最大发射功率 |
| *: | 根据Dittus和伯尔特相关性。 |
| Bi: | 毕奥数,hs / k年代 |
| 米: | 马赫数 |
| ν: | 努塞尔数,hD / k |
| : | 本地磁盘上的努塞尔特数,人力资源/ k |
| 公关: | 普朗特数,cpμ/ k |
| 再保险: | 雷诺数,VD /ν |
| 再保险: | 本地磁盘上的雷诺数,Vr /ν |
| 罗依: | 旋转数,ωD / V。 |
利益冲突
作者宣称没有利益冲突有关的出版。