刘海涌，刘朝阳，刘存良

(1.第二炮兵工程大学 动力工程系，西安　710025；2.西北工业大学 动力与能源学院，西安　710072；3.第二炮兵驻航天科技集团公司第四研究院军事代表室，西安　710025)



主动冷却系统侧壁出流孔内流动特性研究

刘海涌1，2，刘朝阳3，刘存良2

(1.第二炮兵工程大学 动力工程系，西安710025；2.西北工业大学 动力与能源学院，西安710072；3.第二炮兵驻航天科技集团公司第四研究院军事代表室，西安710025)

基于冲击冷却的复合冷却方法在高温部件热防护中应用广泛，冲击后的气流可通过连接孔进入下游通道，形成新的射流、旋流或气膜出流，了解连接孔内的流动特性和流量系数分布规律，对建立合理的内冷结构非常重要。建立了梯形内冷通道的简化放大模型，综合考虑射流角度、通道横流和气膜孔出流对侧壁出流孔流动特性的影响。使用直头五孔针对孔内流场进行测量，获得孔内流动结构和侧壁出流孔流量系数的变化规律。结果表明，侧壁出流孔内流动很不均匀，气流普遍在迎风面一侧形成局部高速区，出口截面存在较大低速分离区；横流对侧壁出流孔流动特性具有显著影响，随横流强度增加，下游孔分离区扩大并出现回流，流量系数迅速减小，孔出流量降低；当通道内没有横流时，射流角度变化对侧壁出流孔流动特性影响较小，而存在横流时，较大的射流角度会增加流动损失，加剧回流；气膜孔出流对侧壁出流孔流动结构和流量系没有明显影响。

错排射流；内冷通道；横流；流动特性；流量系数

0　引言

基于主动冷却方法的内冷结构，在高温部件中的应用日趋广泛。随着铸造技术的进步，复杂几何形状的细小内冷通道已可设计加工，使得射流冲击、旋流和溢流等冷却方法能得到更为高效的组合利用，达到增大有效换热面积，强化了内部换热性能，同时提高冷气利用效率的目的。此类通道由连接孔与冷气腔或相邻通道连接，气流可通过连接孔进入通道形成射流冲击，进行对流换热或直接由气膜孔流出形成气膜冷却。因此，了解内冷通道和连接孔内的流动特性，对准确掌握该结构的换热特性，理解其强化换热机理非常必要。

Hwang等采用瞬态液晶技术，对三角形腔内的壁射流冲击冷却换热特性进行了研究[1]，强调将换热研究与流场研究相结合，有助于加深理解腔内射流强化换热的机理。Wright等对矩形和梯形冷却通道内气膜出流的影响进行了研究[2]。结果表明，在矩形通道内气膜出流会显著提高出流缝隙附近的换热系数，而梯形通道内的气膜出流则会明显强化外表面换热。Chambers等研究了强横流通道中变孔型射流对冲击冷却的强化作用[3]。结果表明，椭圆形射流孔使得射流具有更强的穿透射流的能力，能有效提高靶面换热系数，通道上游段的提高幅度为28%～75%，横流主导区的提高幅度约为16%。Chaudhari等研究了射流孔板参数对腔内冲击换热的影响[4～5]。试验结果表明，射流孔直径和孔板厚度对腔内换热系数具有重要影响。Ahmed等对涡轮叶片冲击冷却系统的换热及压降特性进行了数值模拟研究[6]，探索在保持定射流Re的情况下，射流Ma对换热特性及孔流量系数的影响。结果表明，减小射流孔径时，换热系数随射流Ma变大而迅速增加，同时孔流量系数也显著增加。Taslim等对近距离复合孔排射流冲击冷却进行了数值模拟和实验研究[7]，发现在定孔间距的情况下，孔板距靶面越近，则孔流量系数越小；在定孔板与靶面距离的情况下，孔流量系数随孔间距的减小而减小。Keenan等研究了单面和双面出流情况下涡轮叶片中射流孔排的冲击作用[8]，提供了局部和展向平均Nu与射流Re间的函数关系。Ramakumar等采用数值模拟方法，研究了射流冲击通道内的流动和换热特性[9]。结果表明，数值模拟方法能够捕捉射流通道内的复杂流动结构，对于平均Nu的预估也与实验数据符合较好。杨通海等利用瞬态液晶技术，对窄通道内的冲击冷却局部换热特性进行了研究[10]。结果表明，通道内受气流直接冲击的区域换热系数最大，冲击孔和气膜孔附近区域的换热系数也很大。孙润鹏等采用数值模拟方法，研究了冲击雷诺数、初始横向流、冲击间距和孔排布局对冲击冷却传热特性的影响因素[11]。

借鉴前者研究经验可知，对冲击冷却流动结构的掌握是加深其换热特性理解的关键条件。上述文献多采用数值模拟方法，或集中于换热特性的测量，而对内部流动结构的实验研究很少，不利于对冲击冷却的强化换热机理进行全面理解。

本文设计了基于冲击冷却的复合内冷通道结构，在不同射流角度和出流比条件下，对此类通道侧壁出流孔的流场和流量系数进行了详细的实验测量，能较全面地掌握此类冷却结构内的流动特性，有助于对其强化换热的内在机理进行较全面的理解。

1　实验装置与测量方法

如图1所示，实验通道截面为梯形，左侧为射流侧壁面，右侧为出流侧壁面，上壁面较窄，靶面较宽。射流侧壁面上开有2排共40个错排射流孔，其中在上部的20个射流孔直径较大。射流入射角度分为35°和45°两种情况，但两种情况下，沿射流孔轴心线从孔出口中心至靶面的距离保持不变(即35°射流角时，射流孔距靶面较近；45°射流角时，射流孔距靶面较远)。出流侧壁面开有25个与侧壁垂直的出流孔。通道一侧端壁封闭，另一侧端壁上开有1个端头出流孔。在通道靶面上，设有3排复合角度为45°的气膜孔，分别定义为气膜孔排1、气膜孔排2和气膜孔排3，每排有15个气膜孔。射流孔由单独的入流腔供气。通过侧壁出流孔流出的气流由出流腔1至出流腔3收集。其中，出流腔1覆盖1～10号侧壁出流孔，出流腔2覆盖11～18号侧壁出流孔，出流腔3覆盖19～25号侧壁出流孔。通过气膜孔流出的气流由6个气膜腔收集，其中气膜腔2-1～2-3各包含10个气膜孔，而气膜腔1-1～1-3则只包含5个气膜孔。在射流侧壁面、出流侧壁面和靶面上还分别设有10个、13个和12个静压测孔。处于较低位置的小射流孔直径为d= 20 mm，其它结构尺寸见表1。表1中，d为小射流孔直径，d=20 mm。

试验装置与流程如图2所示。主要试验装置包括离心式风机、储气罐、稳压腔、实验段、和流量测量系统。实验过程中，气流由风机进入储气罐，以减小压力波动，通过孔板流量计测量流量后，进入入流腔；然后，经射流孔进入梯形通道，并通过侧壁出流孔、端头出流孔或气膜孔流出通道。由侧壁出流孔及气膜孔流出的气流分别由出流腔和气膜腔进行收集，并由各自相应的流量计测量流量。实验中，各射流孔统一由入流腔供气，入口压力相同。试验过程中，通过调节侧壁出流量及气膜孔出流量，以实现相应的出流比。

(a)梯形通道基本结构

(b)梯形通道俯视图

(c)梯形通道仰视图

符号结构参数尺寸dl大射流孔直径1.2dds侧壁出流孔直径1.33dde端头出流孔直径11.34ddf气膜孔直径0.53dLh通道高度1.67dLx射流孔间距2.67dLs侧壁出流孔间距2.2dLfc气膜孔展向间距4dLfc气膜孔流向间距3.6dLHS侧壁出流孔长度2d

选取第3、7、13、17、19和23号侧壁出流孔为研究对象，使用直头五孔针对孔内流场进行了测量，出流孔长径比为2，进出口无倒角。测量截面如图3所示，沿孔高方向设有5个测量截面。其中，孔入口对应z/LHS=0截面，孔出口对应z/LHS=1截面(实验结果分析中，重点讨论入口和出口截面，其他截面测量值未给出)。每个测量截面沿周向有6个角度位置(α=0°、±30°、±60°、90°)，每条测量线上布置9个测点，孔内总测量点数为9×6×5。

图2　实验装置简图

图3　侧壁出流孔内的测量截面

因实验中存在测量误差，需要对实验测量结果的不能肯定程度进行说明，即进行不确定度分析。试验中通过RotaData位移机构控制探针位移，该机构可实现水平和竖直方向的精确位移，其位移值的误差不超过0.2 mm，探针测量位置的不确定度不超过1%；实验中，速度量通过五孔针测得的压力信息进行计算，采集压力的差压变送器仪器精度为0.5，由误差传递导致的速度测量值的不确定度为1.5%。孔板流量计与浮子流量计的精度分别为为2.0和1.5，两者的测量值均为体积流量，将其转化为质量流量后，所获得质量流量的不确定度不超过2.5%。试验中，计算Re的相关量中直径等为固有参数，其不确定度仅与质量流量相关，不确定度为2.5%。流量系数的计算涉及质量流量和压力两项测量值，其不确定度为2.9%。实验中，以小射流孔直径d为基准，对射流雷诺数进行定义如下：

式中Vavg为射流孔内的平均流速；ρ为空气密度；μ为空气的动力粘性系数。

Cs、Cf1、Cf2、Cf3、Ce分别为侧壁出流孔、气膜孔排1、气膜孔排2、气膜孔排3和端头出流孔的出流比，分别定义为

式中ms、mf1、mf2、mf3、me分别为侧壁出流孔、气膜孔排1、气膜孔排2、气膜孔排3和端头出流孔的出流量；mt为射流总流量。

各工况下的出流比情况在表2中给出。

表2　不同工况所对应的射流角度与出流比

2　实验结果分析

2.1通道内无横流和气膜孔出流时孔内的基本流动特性

图4给出了Re=15 000，C2-1工况时，3、13、19和23号侧壁出流孔内的速度分布。云图表示沿孔轴向分速度(Vz)的测量结果，矢量图表示该截面内r、y方向的速度分量。其中，速度参数用25个侧壁出流孔的平均速度Vref进行了无量纲化，孔截面尺寸用侧壁出流孔半径Rs进行了无量纲化。在此工况下，射流角度为45°，通道内既无端头孔出流，也没有气膜孔出流，所有气流由侧壁出流孔流出。

由3号出流孔流场可看出，气流在通道内主要是由孔下部位置进入侧壁出流孔，抽吸作用使孔边缘处的气流有较明显的加速。在孔入口截面，沿轴向的速度分量较低，而径向矢量分量较大。气流在孔内沿轴向收缩加速，气流向孔上方集中。当气流到达孔出口截面时，r、y方向的速度分量降低，大部分气流集中于孔的上半部，孔下部则被较低速度的分离区所占据。与3号出流孔相比，13、19和23号孔的流场测量结果都较为类似。在出口截面，13号孔和23号孔的低速分离区较为靠近孔左侧，这与入口截面气流偏向右侧集中相吻合。由上述结果可知，在该工况下，因通道内存在旋流，侧壁出流孔内的流动并不均匀，孔出口存在约占1/2截面积的低速区；出流孔所处的通道上、下游位置对孔内流动特性影响较小，各孔仅在流量和低速区位置方面略有区别。

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

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

2.2通道内横流对孔内流动特性的影响

图5给出了Re=30 000，C2-5工况时，3、7、13、17、19和23号侧壁出流孔内流场的测量结果。此时通道内横流流量占总流量的25%。在3号孔位置，与C2-1工况相比入口流场变化不大，而出口截面流动充满度提高，没有明显的低速区。7和13号孔入口截面流动方式比较类似，沿横流方向分速度提高，出口截面都呈现出明显的局部高速区和低速分离区。因通道内横流速度提高，17号孔入口截面沿孔轴向的分速度大幅降低，导致气流与五孔针探头夹角增大，测量值的精确度降低，云图出现大范围的回流区；出口截面中高速气流进一步向迎风面集中，低速区范围扩大。19和23号孔更靠近通道下游位置，入口截面矢量方向散乱而无规律，表明横流使孔的入流条件迅速恶化，已超出试验中所用五孔针的测量范围；在出口截面，高速区与低速分离区表现得更为突出，最大无量纲速度分别降至1.06和0.72，低速区内出现明显的回流，说明随横流速度的不断增加，通道内压力迅速降低，使得出流孔内出现逆压梯度，孔的出流量降低。

图6中给出了Re=30 000，C2-6工况下，3、13和19号出流孔出口截面的测量结果，本工况横流流量增加至总流量的50%。

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

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

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

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

从3号孔的流动情况可看出，横流强度的提高进一步影响到上游孔的入流条件，孔内流动的不均匀程度增加。在13号孔位置，气流沿迎风面一侧进入孔内，在孔迎风面集中，低速分离区范围扩大，并出现局部回流。在处于通道下游的19号孔位置，孔内出流主要集中于孔右上方紧靠壁面的狭小区域，孔截面大部分被低速区和回流所占据。实验中也测量了23号孔的流场，但该孔内出流量降低，导致速度减小，超出了五孔针的准确测量范围。因此，测量结果在文中并未给出。与Re=30 000，C2-5工况相比，本工况下各孔入口的入流条件更为恶劣，出口截面的流动充满度更低，回流现象更严重。

从上述结果可看出，通道端头出流在通道内形成横流，将对侧壁出流孔内的流场造成显著影响，而且影响范围涉及到整个通道上、中、下游位置；横流将恶化孔的入流条件，增加孔的入口流动损失，使孔出口的低速分离区范围扩大并出现回流现象，孔的出流量迅速减少。

2.3射流角度对孔内流动特性的影响

图7(a1)～(a4)中，分别给出了Re=15 000，C1-1工况下，3和19号侧壁出流孔内流场的测量结果。与图4中C2-1工况下相应孔的测量结果比较可看出，气流的出流方式及出口截面的高、低速区分布均无明显区别，表明在本实验范围内，通道内没有横流时，射流角度的改变对侧壁出流孔内流场影响很小。

图7(b1)～(b3)和图7(c1)～(c3)中，分别给出了Re=30 000，C1-5和C1-6工况下，3、13和19号侧壁出流孔出口截面流场的测量结果。与C2-5和C2-6工况中相应孔的测量结果比较可发现，在横流流量为总出流量的25%时，孔出口截面流动充满度依然较高，入流条件较好，横流并未对侧壁出流孔内流动结构造成明显影响；当横流流量增加至总出流量的50%时，横流影响变得明显，孔出口截面低速分离区范围扩大，并出现明显回流，但低速区范围及回流强度都比C2-6工况时的相应较小。

由上述结果可知，当通道内不存在横流时，射流角度的改变对侧壁出流孔内的流动结构未产生明显影响；随着通道内横流强度的提高，较大的射流入射角度将恶化孔的入流条件，使孔出口截面气流的分离和回流现象加剧；而较小的射流入射角度使侧壁出流孔对横流影响的抵制能力增强，孔内流动状况有较大改善。

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

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

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

2.4气膜孔出流对孔内流动特性的影响

图8(a1)～(a4)和图8(b1)～(b3)中，分别给出了Re=15 000，C2-3和C2-4工况下，3、13和19号出流孔内流场的测量结果。

工况C2-3时，两侧气膜孔排出流，气膜孔出流量占总出流量的50%；工况C2-4时，中间气膜孔排出流，气膜孔出流量占总出流量的25%。与图4中C2-1工况下相应孔的测量结果比较可看出，孔内基本流动结构非常相似，孔入口截面的入流方式及出口截面的高、低速区分布均无明显变化。

通过前文对流场特性的描述可知，气膜孔出流位置及出流量的改变只对靶面附近的流动产生影响，对通道整体流动影响不大。所以，也未影响到侧壁出流孔内的流动。

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

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

2.5侧壁出流孔流量系数

流量系数Cd定义为流经各孔的实际流量与理论流量之比。由于本实验在常温条件下进行，且孔内气流速度较低，因此不考虑气体的可压缩性。

对于侧壁出流孔，式中Ai为侧壁出流孔截面积，A为研究对象所对应的出流面积，pt，in和ps，out分别为孔的入口总压和出口静压。实验中，侧壁出流孔流量由侧壁出流腔1～3收集，流经3个腔的实际流量通过流量计直接测得。因此，实验给出的侧壁出流孔流量系数为各腔所包含孔的平均流量系数。试验中，pt，in选取各腔所对应的出流侧壁面上静压测点测得压力的平均值近似代替，而ps，out则取为各侧壁出流腔内的静压值。因此，侧壁出流腔1～3的流量系数，分别对应为1～10号、11～18号、19～25号侧壁出流孔流量系数的平均值。

出流孔内流量系数变化规律见图9。由图9可看出，在通道中不存在横流的C1-1～C1-4工况和C2-1～C2-4工况，侧壁出流孔流量系数分布呈上、下游略低，中部略高的分布规律。侧壁出流腔2的流量系数略高于其他2个腔，基本保持在0.6～0.7左右。

C1-1～C1-4工况与C2-1～C2-4工况的各腔流量系数较为接近。对于C1-5和C2-5工况，各腔的流量系数均有所降低，但幅度不大，数值仍保持在0.6左右。在横流强度较高的C1-6和C2-6工况时，侧壁出流腔2和3的流量系数迅速降低，前者降至0.5以下，而后者则降至0.3左右。在不同射流Re下，相同出流条件下的侧壁出流孔流量系数非常接近。

以上结果说明，横流会显著改变侧壁出流孔流量系数的大小及分布，随着横流强度的增加，下游位置的侧壁出流孔流量系数会迅速降低，出流条件恶化，这与流场测量结果中下游孔内分离区扩大及回流增强相吻合。射流角度、气膜孔出流和射流Re变化对流量系数的影响很小。

(a)Re变化对侧壁出流孔流量系数的影响

(b)射流角度变化对侧壁出流孔流量系数的影响

3　结论

(1)侧壁出流孔内的流动很不均匀，气流向迎风面一侧集中，出口截面普遍存在局部高速区和低速分离区。

(2)横流会恶化侧壁出流孔的入流条件，增加流动损失，使低速分离区范围增大，甚至导致下游区孔内出现回流现象，孔出流量急剧减小。

(3)当不存在横流时，射流角度的改变对侧壁出流孔内的流动结构未产生明显影响，而当通道内有横流时，较大的射流入射角将增加孔内流动的不均匀度，导致回流现象加剧。

(4)气膜孔出流对侧壁出流孔流动结构和流量系数影响很小，射流角度的变化对侧壁出流孔流量系数也没有明显影响，而横流强度的增加会使通道下游侧壁出流孔的流量系数迅速降低。

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[10]杨通海,朱惠人,张丽,等.窄通道内冲击冷却局部换热特性的瞬态液晶测量[J].航空学报,2009,30(11):2031-2036.

[11]孙润鹏,朱卫兵,陈昌将,等.阵列射流冲击冷却传热特性的数值研究[J].热科学与技术,2012,11(1):34-40.

(编辑：崔贤彬)

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。

国家自然科学基金项目(51206180)；陕西省自然科学基础研究计划项目(2014JQ7276)。

刘海涌(1981—)，男，博士后，主要从事飞行器及发动机高温部件热防护技术研究。E-mail：helian_xicheng@163.com

V435

A

1006-2793(2016)01-0131-08

10.7673/j.issn.1006-2793.2016.01.024