一种航空燃气涡轮动叶内部传热的模化实验装置

摘要

本发明公开了一种航空燃气涡轮动叶内部传热的模化实验装置，包括实验台架、旋转轴、加压舱、电机、无线传输模块以及设置在加压舱内部的实验段和测试组件，其中，旋转轴竖向安装在实验台架上并连接至电机；加压舱连接至旋转轴且能够随旋转轴旋转；实验段包括冷却通道，冷却通道与外部供气装置连通，测试组件用于获取实验段的测试数据；无线传输模块连接至测试组件，用于对实验测试组件进行控制并传输测试数据。该模化实验装置在满足航空燃气涡轮动叶内部冷却旋转特征准则数的情况下，通过可视化测量手段获得实验段的内冷通道壁面传热性能数据，能够为航空燃气涡轮动叶精细化设计提供重要的基础数据。

说明书

技术领域

本发明属于测量装置技术领域，具体涉及一种航空燃气涡轮动叶内部传热的模化实验装置。

背景技术

涡轮叶片的冷却对于燃气轮机和航空发动机的效率和推力具有举足轻重的作用。目前投入运行的燃气轮机和航空发动机，涡轮进口燃气温度都远高于叶片高温合金的许用温度，因此需要对叶片进行冷却以保证其安全稳定的运行。内部冷却是降低涡轮叶片温度的重要方式之一，温度较低的冷却空气流经空心叶片内部的蛇形通道，以对流传热的方式带走热量。涡轮的工作叶片处于高速旋转状态，旋转引发的离心力和旋转浮力，对于叶片内部传热具有非常重要的影响。

然而，在真实的高转速和高温环境下，测量动叶内部的传热特性具有难以逾越的技术困难，因此，积累设计数据的基础实验都基于相似理论，以模化的方式在常温下进行。模化实验所选择的三个模化准则数包括雷诺数(Re)、旋转数(Ro)、浮力系数(Bo)，定义分别如下：

其中，U为流体速度，DH为通道水力直径，υ为流体动力粘性系数，Ω为转速，ρ为流体密度，R为旋转半径。保证了三个模化准则数与真实条件下的涡轮动叶相似，即保证了旋转条件下传热特性的相似。

现有的模化实验装置通常包括使用旋转臂和加压舱的结构以及使用旋转盘结构。使用旋转臂和加压舱的结构，空气在加压后，运动粘性系数减小，可以在较小的气流流速下达到较高的雷诺数(Re)。由旋转数(Ro)定义可知，在流体速度较小时，能够通过相对较低的旋转速度，达到真实工况的模化准则数(Re、Ro、Bo)。该装置有助于提高安全性、节省实验系统成本，但是难以实现可视化测量，无法提供表面的传热系数分布，另外测量数据由电滑环引出，滑环在长期使用后磨损严重，数据传输不稳定，且传输模拟信号时可能相互干扰。

使用旋转盘结构，将测量设备搭载于旋转盘上。此结构可采用可视化测量手段(如温敏液晶、红外热像仪等)测量涡轮动叶内冷通道的对流传热特性，以提供详细的传热系数分布，但是单次实验时的测量范围受到较大限制；若要对整个内冷通道的传热特性进行测量，则需要多次实验，时间成本高；为满足可视化测量的需求，实验段由透明材料制成，一般强度较低，无法对空气加压。

发明内容

为了解决现有技术中存在的上述问题，本发明提供了一种航空燃气涡轮动叶内部传热的模化实验装置。本发明要解决的技术问题通过以下技术方案实现：

本发明提供了一种航空燃气涡轮动叶内部传热的模化实验装置，包括实验台架、旋转轴、加压舱、电机、无线传输模块以及设置在所述加压舱内部的实验段和测试组件，其中，

所述旋转轴竖向安装在所述实验台架上，并连接至所述电机；

所述加压舱连接至所述旋转轴，且能够随所述旋转轴旋转；

所述实验段包括冷却通道，所述冷却通道与外部供气装置连通，所述测试组件用于获取所述实验段的测试数据；

所述无线传输模块连接至所述测试组件，用于对所述实验测试组件进行控制并传输所述测试数据。

在本发明的一个实施例中，所述加压舱包括两个加压舱室和连接所述两个加压舱室的连接板；

所述连接板固定安装在所述旋转轴上，使得所述两个加压舱室关于所述旋转轴对称，且能够随所述旋转轴旋转。

在本发明的一个实施例中，所述加压舱室包括舱体和舱盖，其中，所述舱体与所述舱盖的结合面上沿周向设置有密封圈安装槽。

在本发明的一个实施例中，所述旋转轴为空心轴，其内腔中设置有进气软管和排气软管，所述旋转轴的两端分别设置有进气接头和排气接头；

所述进气软管连接所述进气接头，所述排气软管连接所述排气接头。

在本发明的一个实施例中，所述旋转轴的侧壁上开设有两个通孔，所述进气软管穿过所述两个通孔之一与所述加压舱室连通；所述排气软管穿过两个通孔之一与所述实验段连通。

在本发明的一个实施例中，所述实验段包括进气口和出气口，所述进气口敞开至所述加压舱室的内部，所述出气口连接至所述排气软管。

在本发明的一个实施例中，所述实验段采用透明材料制成。

在本发明的一个实施例中，所述旋转轴上套设有电滑环，其中，

所述电滑环的外环连接至外接电源；

所述电滑环的内环固定于所述旋转轴，且通过线缆连接至所述测试组件。

在本发明的一个实施例中，所述测试组件包括分别连接至所述无线传输模块的温度采集模块、压力采集模块和图像采集模块，所述温度采集模块、所述压力采集模块和所述图像采集模块均设置在所述加压舱室的内壁上，以分别采集所述实验段的温度、压力和图像信息。

在本发明的一个实施例中，所述实验台架包括底座和固定在所述底座上的安装横梁，其中，所述旋转轴的第一端可旋转地安装在所述底座上，另一端可旋转地安装在所述安装横梁上。

与现有技术相比，本发明的有益效果在于：

1、本发明的实验段采用透明材料制成，模化实验装置在满足航空燃气涡轮动叶内部冷却旋转特征准则数的情况下，通过可视化测量手段获得其内冷通道壁面传热性能数据，能够为航空燃气涡轮动叶精细化设计提供重要的基础数据。

2、本发明设置有无线传输模块，测量数据可由无线信号传出或保存于存储卡中，能够对实验过程进行在线监控，且减少了测量数据由电滑环引出时电滑环带来的不稳定性以及传输模拟信号时的相互干扰。

3、本发明的实验段的冷却通道尺寸相对较小，因此可以通过单次测量获得整个通道内的传热数据，节约时间成本。

以下将结合附图及实施例对本发明做进一步详细说明。

附图说明

图1是本发明实施例提供的一种航空燃气涡轮动叶内部传热的模化实验装置的结构示意图；

图2是图1的示出了加压舱的局部结构示意图；

图3是本发明实施例提供的实验段的结构示意图；

图4是本发明实施例提供的测试组件的组成及连接示意图；

附图标记说明：

1-实验台架；2-旋转轴；3-加压舱；31-加压舱室；311-舱体；312-舱盖；313-密封圈安装槽；32-连接板；4-实验段；41-冷却通道；42-进气口；43-出气口；5-进气软管；6-排气软管；7-进气接头；8-排气接头；9-电滑环；10-无线传输模块；11-温度采集模块；12-压力采集模块；13-图像采集模块；14-底座；15-安装横梁；16-螺纹孔；17-管接头。

具体实施方式

为了进一步阐述本发明为达成预定发明目的所采取的技术手段及功效，以下结合附图及具体实施方式，对依据本发明提出的一种航空燃气涡轮动叶内部传热的模化实验装置进行详细说明。

有关本发明的前述及其他技术内容、特点及功效，在以下配合附图的具体实施方式详细说明中即可清楚地呈现。通过具体实施方式的说明，可对本发明为达成预定目的所采取的技术手段及功效进行更加深入且具体地了解，然而所附附图仅是提供参考与说明之用，并非用来对本发明的技术方案加以限制。

应当说明的是，在本文中，诸如第一和第二等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的物品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个……”限定的要素，并不排除在包括所述要素的物品或者设备中还存在另外的相同要素。

请参见图1和图2，图1是本发明实施例提供的一种航空燃气涡轮动叶内部传热的模化实验装置的结构示意图，图2是图1的示出了加压舱的局部结构示意图。该模化实验装置包括实验台架1、旋转轴2、加压舱3、电机(附图中未示出)、无线传输模块(附图中未示出)以及设置在加压舱3内部的实验段4和测试组件。

具体地，实验台架1由高强度的钢管焊接而成，包括四个支腿和由所述四个支腿支撑的工作台面，其中，所述四个支腿均固定至水平地面上，旋转轴2和加压舱3均搭载在所述工作台面上，实验台架1用于支撑和稳定实验时高速旋转的旋转轴2和加压舱3。旋转轴2竖向安装在实验台架1上，并连接至电机，电机为旋转轴2提供动力，使得旋转轴2轴向旋转。

在本实施例中，实验台架1包括底座14和固定在底座14上的安装横梁15，其中，旋转轴2的第一端可旋转地安装在底座14上，另一端可旋转地安装在安装横梁15上，以保证旋转轴2旋转时的稳定。

继续参见图1，加压舱3连接至旋转轴2，且能够随旋转轴2旋转。本实施例的加压舱3包括两个加压舱室31和连接两个加压舱室31的连接板32；连接板32固定安装在旋转轴2上，使得两个加压舱室31关于旋转轴2对称，且能够随旋转轴2旋转。此外，连接板32及两个加压舱室31的四壁均由高强度钢板制成，且连接板32及两个加压舱室31可以由钢板直接焊接而成，并需要保证加压舱室31的密封性，以在实验过程中承受加压舱室31内部的气体压力。

具体地，连接板32的中部开设有通孔，穿过并固定至旋转轴2，两个加压舱室31关于旋转轴2对称，以在与旋转轴2一同旋转时保持动平衡。在模拟实验过程中，仅一个加压舱室31工作，另一个仅用于保持动平衡。

进一步地，加压舱室31包括舱体311和舱盖312，其中，舱体311与舱盖312的结合面上沿周向设置有密封圈安装槽313。密封圈安装槽313中设置有密封圈，以保证舱体311和舱盖312闭合处的密封性。

本实施例的旋转轴2为空心轴，其内腔中沿轴向容纳有进气软管5和排气软管6，旋转轴2的两端分别设置有进气接头7和排气接头8；进气软管5连接进气接头7，排气软管6连接排气接头8。旋转轴2的侧壁上开设有两个通孔，进气软管5从两个通孔之一中伸出并与加压舱室31连通；排气软管6从所述两个通孔之一中伸出并与实验段4连通。

进气接头7连接至外接供气装置，用于通过进气软管5向加压舱室31以及位于加压舱室31内的实验段4供给实验空气，以升高加压舱室31和实验段4内的气体压力。在加压舱室31和实验段4中循环后的实验气体通过排气接口8直接排入大气。在本实施例中，加压舱室31的朝向旋转轴2的侧壁上设置有螺纹孔16，螺纹孔16用于安装管接头17，进气软管5和排气软管6通过安装在螺纹孔16内的管接头17连接至加压舱室31或实验段4。

请参见图3，图3是本发明实施例提供的一种实验段的结构示意图。本实施例的实验段4包括冷却通道41、进气口42和出气口43，其中，冷却通道41与加压舱室31的内腔连通，即可以进行气体，所述测试组件能够获取实验段4的测试数据。在本实施例中，冷却通道41的水力直径约为40mm。由于空气在加压后，运动粘性系数有所降低，因此可在较低的气体流速下满足模化实验所需的雷诺数Re；由旋转数定义，降低气体流速可保证即使在较小的通道尺寸下也能达到所要求的旋转数Ro，因此本实施例的冷却通道41可以具有较小的水力直径。具体地，进气口41敞开至加压舱室31的内部，出气口43通过安装在螺纹孔16内的管接头17连接至排气软管6。也就是说，在模拟实验过程中，外接供气装置提供的实验气体通过进气软管5进入密封的加压舱室31内，由于加压舱室31与冷却通道41连通，实验气体同时进入冷却通道41内，随后，由于排气软管6连接至出气口43，因此，加压舱室31内的实验气体经出气口43和排气软管6排出，完成实验气体在加压舱室31与冷却通道41内的气体循环。需要说明的是，在排气接头8处设置有调节阀门，用来调节实验气体的流量，从而控制加压舱室31与冷却通道41内的气体压力。所述无线传输模块连接至所述测试组件，用于对实验测试组件进行控制并传输测试数据。

进一步地，请参见图4，图4是本发明实施例提供的一种测试组件的组成示意图。所述测试组件包括分别连接至无线传输模块10的温度采集模块11、压力采集模块12和图像采集模块13，温度采集模块11、压力采集模块12和图像采集模块13均设置在加压舱室31的内壁上，以分别采集实验段4的温度、压力和图像信息。

在本实施例中，温度采集模块11为热电偶，压力采集模块12为压力传感器，图像采集模块13为相机。需要说明的是，由于实验段材料和测试组件通常无法承受较大压力，故本实施例将其整体放置于加压舱室31内，使得实验段和测量组件本身的内外压力平衡，保证其安全稳定运行。

由于本实施例的实验段尺寸较小，因此，可通过单次测量获得整个通道内的传热数据，即通过单独的温度采集模块11、压力采集模块12和图像采集模块13即可获得整个通道的温度、压力和图像信息，从而节约了实验的时间成本。

本实施例的无线传输模块搭载于加压舱室31外部，以便对所述测试组件进行控制并传输实验数据。实验数据通过无线传输模块以数字信号的方式传出。所述无线传输模块均跟随加压舱室31一同旋转。

在本实施例中，为了满足可视化测量(即，通过相机拍摄的图片获得实验段内壁整个表面上的传热系数分布)的需求，实验段4的冷却通道41由透明材料制成，已能够通过相机拍摄冷却通道41侧壁的颜色分布，通常，冷却通道41侧壁的颜色分布可以反映冷却通道41侧壁的温度分布。

进一步地，旋转轴2上套设有电滑环9，其中，电滑环9的外环连接至外接电源；内环固定于旋转轴2，且通过线缆连接至所述测试组件和所述无线传输模块。本实施例的电滑环9仅用于为所述测试组件和所述无线传输模块供电。具体地，为加压舱室31内的测试组件进行供电的线缆，需要通过格兰头进行密封。

在实际的模化实验过程中，首先打开电机，使旋转轴2带动加压舱3一起高速旋转，外接供气装置提供的实验气体通过进气软管5进入密封的加压舱室31内，由于加压舱室31与冷却通道41连通，实验气体同时进入冷却通道41内，随后，由于排气软管6连接至出气口43，因此，加压舱室31内的实验气体经出气口43和排气软管6排出，完成实验气体在加压舱室31与冷却通道41内的气体循环，且与冷却通道41的壁面发生热交换。与此同时，调节位于排气接头8处设置有调节阀门，控制实验气体的流量，从而使得加压舱室31内达到预定的气体压力。随后，通过压力传感器测量加压舱室31内的空气压力，以保证其处于试验所需的预定压力范围内；通过所述热电偶测量加压舱室31内的空气温度；通过相机拍摄实验段壁面的图像，获得其表面的温度分布情况，并将获得的测量数据通过无线传输模块传输至上位机进行在线监控和分析，最后，可以根据通入的空气温度和测得的壁面温度计算出该装置的传热系数。本实施例设置有无线传输模块，测量数据可由无线信号传出或保存于存储卡中，能够对实验过程进行在线监控，且减少了测量数据由电滑环引出时电滑环带来的不稳定性以及传输模拟信号时的相互干扰。

如上所述，模化实验所选择的三个模化准则数包括雷诺数(Re)、旋转数(Ro)、浮力系数(Bo)，定义分别如下：

其中，U为流体速度，D_H为通道水力直径，υ为流体动力粘性系数，Ω为转速，ρ为流体密度，R为旋转半径。保证了三个模化准则数与真实条件下的涡轮动叶相似，即保证了旋转条件下传热特性的相似。

通过提高加压舱室31内的空气压力，并适当增大冷却通道41的尺寸(与真实叶片相比)，可在较低的转速下满足模化实验所需的雷诺数(5×10⁴)和旋转数(0.25)，保证相机的拍摄范围能够覆盖整个实验段4，使得在单次实验中获得整个通道中的传热数据。实验段4旋转半径与其水力直径之比(R/D_H)约为40，易于满足模化实验所需的浮力系数(0.5)。此时3个模化准则数均满足了航空燃气涡轮动叶内冷模化实验的要求。

本实施例的实验段采用透明材料制成，模化实验装置在满足航空燃气涡轮动叶内部冷却旋转特征准则数的情况下，通过可视化测量手段获得其内冷通道壁面传热性能数据，能够为航空燃气涡轮动叶精细化设计提供重要的基础数据。此外，本实施例的实验段的冷却通道尺寸相对较小，因此可以通过单次测量获得整个通道内的传热数据，节约时间成本，且该模化实验装置占地面积较小，对实验场地要求较低。

以上内容是结合具体的优选实施方式对本发明所作的进一步详细说明，不能认定本发明的具体实施只局限于这些说明。对于本发明所属技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干简单推演或替换，都应当视为属于本发明的保护范围。