CN110030087B - 一种正弦型纵向波纹翅片构型的发动机主动冷却通道 - Google Patents

一种正弦型纵向波纹翅片构型的发动机主动冷却通道 Download PDF

Info

Publication number
CN110030087B
CN110030087B CN201910243058.1A CN201910243058A CN110030087B CN 110030087 B CN110030087 B CN 110030087B CN 201910243058 A CN201910243058 A CN 201910243058A CN 110030087 B CN110030087 B CN 110030087B
Authority
CN
China
Prior art keywords
cooling channel
active cooling
liquid collecting
engine
coolant
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN201910243058.1A
Other languages
English (en)
Other versions
CN110030087A (zh
Inventor
李文强
万昊
秦飞
魏祥庚
景婷婷
何国强
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Northwestern Polytechnical University
Original Assignee
Northwestern Polytechnical University
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Northwestern Polytechnical University filed Critical Northwestern Polytechnical University
Priority to CN201910243058.1A priority Critical patent/CN110030087B/zh
Publication of CN110030087A publication Critical patent/CN110030087A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN110030087B publication Critical patent/CN110030087B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/12—Cooling of plants

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Heat-Exchange Devices With Radiators And Conduit Assemblies (AREA)

Abstract

本发明公开了一种正弦型纵向波纹翅片构型的发动机主动冷却通道，包括多个主动冷却通道本体，主动冷却通道本体并列且间隔开设在筒状发动机壳体内，且与发动机壳体的轴向相一致，各主动冷却通道本体均为正弦波型；在发动机壳体的两端分别设置有集液腔，一端的集液腔用于与冷却剂供应系统相连接，另一端的集液腔用于与冷却剂排出系统相连接，各集液腔均与对应位置的主动冷却通道本体相连通。使用该正弦型纵向波纹翅片构型的发动机主动冷却通道，能够提高冷却剂的换热效率和增强流动均匀性。

Description

一种正弦型纵向波纹翅片构型的发动机主动冷却通道
技术领域
本发明属于传热和流动技术领域，具体涉及一种正弦型纵向波纹翅片构型的发动机主动冷却通道。
背景技术
发动机推进系统的稳定性和可重复利用性对其热防护提出了很高要求。现有的冷却通道构型中，插脚和凹部混合结构、圆柱形肋排结构、局部增加粗糙度、局部绕流模式都有缺点：局部冷却效率低下、通道内流体压降过大、焦炭沉积问题严重，传统的平直翅片冷却通道虽然能使内部流体流动压较低，但是其换热面积有限，且流体的湍动度较低，不利于流体层之间的掺混和热交换。同时，发动机冷却通道内流动不均匀问题使发动机易发生热失效问题。目前，在发动机主动冷却过程中，所设计的冷却通道高宽比通常是固定的，由于靠近冷却剂入口的通道处压降较小，流量较大，而远离入口处的通道流量较小，这将造成各通道内冷却剂流量分配极大的不均匀性，最终将导致发动机燃烧室局部过热问题，给发动机安全带来隐患。
发明内容
本发明所要解决的技术问题在于针对上述现有技术的不足，提供一种正弦型纵向波纹翅片构型的发动机主动冷却通道，能够提高冷却剂的换热效率和增强流动均匀性。
为解决上述技术问题，本发明采用的技术方案是，一种正弦型纵向波纹翅片构型的发动机主动冷却通道，包括多个主动冷却通道本体，主动冷却通道本体并列且间隔开设在筒状发动机壳体内，且走向与发动机壳体的轴向相一致，各主动冷却通道本体均为正弦波型；在发动机壳体的两端分别设置有集液腔，一端的集液腔用于与冷却剂供应系统相连接，另一端的集液腔用于与冷却剂排出系统相连接，各集液腔均主动冷却通道本体的对应端相连通。
进一步地，各主动冷却通道本体所在的面与发动机壳体的对应位置的壁面相平行。
进一步地，每端的集液腔均为三个，三个集液腔首尾相连接，形成环状体，三个集液腔的腔体间彼此独立；在各集液腔上均开设有一个开口，其中用于与冷却剂供应系统相连接的为冷却剂入口，用于与冷却剂排出系统相连接的为冷却剂出口。
各所述主动冷却通道本体满足如下：以位于各所述集液腔冷却剂的入口和出口位置处的主动冷却通道本体为基准，由该主动冷却通道本体处朝向两侧，主动冷却通道本体的内径依次增大。
本发明一种正弦型纵向波纹翅片构型的发动机主动冷却通道具有如下优点：1.正弦通道中在波峰和波谷处的流动，其内侧的速度要比靠近外侧的速度大，这就会导致内侧的冷却液与外侧的冷却液相撞进行掺混，增加了流体流动的湍动度，使得流体内部的相互间换热得以增强，有利于降低流体内部的温度梯度，增大冷却剂与壁面的对流换热系数，增强换热效果。而且由于湍动度的增加也有效解决了在煤油作为冷却剂时出现通道内结焦的问题。 2.直观地看，正弦型冷却通道相比于平直翅片冷却通道，在壳体相同长度时，正弦型通道中总的换热面积是要大于平直型的，这也是换热能力增强的一个原因。3.在流动均匀性方面，通过减小入口附近通道入口尺寸使得冷却剂在流到中的分布更加均匀防止局部温度过高而带来的安全隐患。
附图说明
图1是本发明一种正弦型纵向波纹翅片构型的发动机主动冷却通道的结构示意图；
图2是本发明一种正弦型纵向波纹翅片构型的发动机主动冷却通道的横截面图；
图3本发明中的统一入口尺寸的正弦型通道入口的速度直线图；
图4本发明中的改变入口尺寸的正弦型通道入口的速度直线图；
图5为本发明中正弦型冷却通道x方向速度分布图。
其中：1.发动机壳体；2.主动冷却通道本体；3.集液腔；4.冷却剂入口； 5.冷却剂出口。
具体实施方式
本发明一种正弦型纵向波纹翅片构型的发动机主动冷却通道，如图1和图2所示，包括多个主动冷却通道本体2，主动冷却通道本体2并列且间隔开设在筒状发动机壳体1内，且走向与发动机壳体1的轴向相一致，各主动冷却通道本体2均为正弦波型；在发动机壳体1的左右两端分别设置有集液腔3，一端的集液腔3用于与冷却剂供应系统相连接，另一端的集液腔用于与冷却剂排出系统相连接，各集液腔3均与主动冷却通道本体2的对应端相连通。各主动冷却通道本体2所在的面与发动机壳体1的对应位置的壁面相平行。
每端的集液腔3均为三个，三个所述集液腔3首尾相连接，形成环状体，三个所述集液腔3的腔体间彼此独立；在各集液腔3上均开设有一个开口，其中用于与冷却剂供应系统相连接的为冷却剂入口4，用于与冷却剂排出系统相连接的为冷却剂出口5。开口位置没有特别要求。
各主动冷却通道本体2满足如下：以位于各所述集液腔冷却剂的入口和出口位置处的主动冷却通道本体2为基准，由该主动冷却通道本体2处朝向两侧，主动冷却通道本体2的内径依次增大。
在给定入口冷却质量流率为0.33kg/s情况下，对平直型冷却通道和正弦型冷却通道两种不同通道构型进行了测试，具体为在相同工况下进行三维数值模拟计算，测试结果如表1所示，由表1可知，正弦通道构型相比于平直通道构型，换热更加均匀，且避免了局部温度过高所带来的安全隐患。
正弦型冷却通道的换热效率无论在什么样的条件下，其都优于平直翅片型冷却通道。在平直翅片形冷却通道中，其受热壁面平均温度达到694.49K，但是正弦型冷却通道的受热壁面的平均温度只有531.61K，降低了163K左右，这是一个很大的降温。
表1壁面温度计算结果
Figure BDA0002010269280000041
在相同的工况下，计算了不设置集液腔后的正弦通道构型和平直通道构型的换热器中的换热效果，结果如表2所示：
表2无集液槽的壁面温度计算结果
Figure BDA0002010269280000051
由表1和表2可知，当设置了集液槽时，不管是平直型冷却通道还是正弦型冷却通道，其换热效果都有所下降，受热壁面上的平均温度都比不带集液槽的高，这表明了集液槽的设置对冷却通道的换热效率是有影响的。而且在平直型冷却通道上的最高温度高达877.99K，虽然没有超过铜的极限温度，但是已经是一个很高的值，因此有必要分析集液槽带来的流动不均匀的影响。
在与前述相同的工况下，设置各主动却通道本体的内径一致，得到的各通道入口处冷却剂的速度，如表3所示，
表3通道入口尺寸一致时各入口的速度
Figure BDA0002010269280000052
Figure BDA0002010269280000061
由表3可知，在所有平直通道尺寸一致的情况下，各个通道的入口速度不同，进而反映出在带有集液槽情况下的流动非均匀性。最大速度是Ch2的 6.4488306m/s，最小速度是Ch8的1.3190532m/s,且在Ch6到Ch13这些通道的流动就相对均匀很多。
表4Ch1-4通道尺寸比例为0.9的正弦通道入口速度
通道 速度(m/s) 通道 速度(m/s)
Ch1 3.5930622 Ch8 2.3783135
Ch2 4.6088309 Ch9 2.0636051
Ch3 3.6747394 Ch10 1.9265488
Ch4 2.446754 Ch11 2.2803142
Ch5 2.8277693 Ch12 1.682111
Ch6 2.8008041 Ch13 1.8142803
Ch7 1.9784588
由表4可知，正弦型冷却通道尺寸按比例为0.9，由基准冷却通道向两侧内径依次增大，所得到的各个流道的入口速度最大速度是Ch2的 4.6088309m/s,最小速度是Ch12的1.682111m/s；且在Ch4到Ch13这些通道的流动就相对均匀。
由以上可知，每种通道尺寸和构型不同的情况下，都是Ch2的流速最大，最小的流速出现在Ch5-13这些流动均匀性较好的通道之中；而正弦变尺寸通道构型相对不均匀的流道是Ch1、Ch2、Ch3三个，平直通道构型是Ch1、 Ch2、Ch3、Ch4、Ch5五个通道。所以，通道尺寸的变化和通道构型的变化对均匀性都有着重要影响，正弦通道本身就有着提高流动均匀性的优势。在流动均匀性优化上，主要是要限制Ch1-4四个通道的流量和流速，提高 Ch5-13的流动速度。
同时，还比对了冷却通道的入口两侧内径依次增大与入口两侧内径完全相同时，冷却剂在冷却通道内的流动均匀性的对比，由图3和图4可知，采用本发明中的设置方式，减小了冷却剂在冷却通道内的不均匀性。
在本发明中，正弦通道中在波峰和波谷处的流动，其内侧的速度要比靠近外侧的速度大，如图5所示，这就会导致内侧高速区(a)的冷却液与外侧低速区(b)的冷却液相撞进行掺混，增加了流体流动的湍动度，使得流体内部的相互间换热得以增强，有利于降低流体内部的温度梯度，增大冷却剂与壁面的对流换热系数，增强换热效果。靠近波峰顶壁外侧和波谷底壁外侧为外侧低速区(b)，靠近波峰顶壁内侧和波谷底壁内侧为内侧高速区(a)。

Claims (3)

1.一种正弦型纵向波纹翅片构型的发动机主动冷却通道，其特征在于，包括多个主动冷却通道本体(2)，所述主动冷却通道本体(2)并列且间隔开设在筒状发动机壳体(1)内，且走向与所述发动机壳体(1)的轴向相一致，各所述主动冷却通道本体(2)均为正弦波型；
在所述发动机壳体(1)的两端分别设置有集液腔(3)，一端的所述集液腔(3)用于与冷却剂供应系统相连接，另一端的所述集液腔用于与冷却剂排出系统相连接，各所述集液腔(3)均与主动冷却通道本体(2)的对应端相连通；
各所述主动冷却通道本体(2)满足如下：以位于各所述集液腔冷却剂的入口和出口位置处的主动冷却通道本体(2)为基准，由该主动冷却通道本体(2)处朝向两侧，所述主动冷却通道本体(2)的内径依次增大。
2.根据权利要求1所述的一种正弦型纵向波纹翅片构型的发动机主动冷却通道，其特征在于，各所述主动冷却通道本体(2)所在的面与所述发动机壳体(1)的对应位置的壁面相平行。
3.根据权利要求2所述的一种正弦型纵向波纹翅片构型的发动机主动冷却通道，其特征在于，每端的所述集液腔(3)均为三个，三个所述集液腔(3)首尾相连接，形成环状体，三个所述集液腔(3)的腔体间彼此独立；在各所述集液腔(3)上均开设有一个开口，其中用于与冷却剂供应系统相连接的为冷却剂入口(4)，用于与冷却剂排出系统相连接的为冷却剂出口(5)。
CN201910243058.1A 2019-03-28 2019-03-28 一种正弦型纵向波纹翅片构型的发动机主动冷却通道 Active CN110030087B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201910243058.1A CN110030087B (zh) 2019-03-28 2019-03-28 一种正弦型纵向波纹翅片构型的发动机主动冷却通道

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201910243058.1A CN110030087B (zh) 2019-03-28 2019-03-28 一种正弦型纵向波纹翅片构型的发动机主动冷却通道

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN110030087A CN110030087A (zh) 2019-07-19
CN110030087B true CN110030087B (zh) 2020-07-28

Family

ID=67236808

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201910243058.1A Active CN110030087B (zh) 2019-03-28 2019-03-28 一种正弦型纵向波纹翅片构型的发动机主动冷却通道

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN110030087B (zh)

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN114750965B (zh) * 2022-06-15 2022-09-13 中国空气动力研究与发展中心设备设计与测试技术研究所 一种基于仿生叶脉的冷却装置

Family Cites Families (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3636607A (en) * 1969-12-30 1972-01-25 United Aircraft Prod Method of making a heat exchange tube
CN2911596Y (zh) * 2006-06-20 2007-06-13 扬州通洋机油冷却器有限公司 工程机械用水油散热器的散热翅片
US8549861B2 (en) * 2009-01-07 2013-10-08 General Electric Company Method and apparatus to enhance transition duct cooling in a gas turbine engine
CN201982202U (zh) * 2010-12-31 2011-09-21 西安航天动力试验技术研究所 夹层强迫冷却装置
CN106705714A (zh) * 2016-12-23 2017-05-24 珠海格力电器股份有限公司 一种混流式辐射板换热器

Also Published As

Publication number Publication date
CN110030087A (zh) 2019-07-19

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CA2936669C (en) Counter-flow heat exchanger with helical passages
US9243851B2 (en) Heat exchange tube and method of using the same
US8714926B2 (en) Turbine component cooling channel mesh with intersection chambers
CN110259581B (zh) 一种利用空气和燃油的外涵道双工质换热器
US8511074B2 (en) Heat transfer unit for an internal combustion engine
CN103629952B (zh) 管道式换热器、其制造方法以及换热设备
WO2015107882A1 (ja) インタークーラ
SE532837C2 (sv) Värmeväxlare, såsom en laddluftkylare
CN113966433A (zh) 涡轮机的优化的热交换系统
CN101749053A (zh) 中空通道
WO2013118869A1 (ja) 半導体冷却装置
KR20170031743A (ko) 열 교환기
CN106481366B (zh) 冷却叶片和燃气涡轮
US20160061535A1 (en) Heat exchanger
CN110030087B (zh) 一种正弦型纵向波纹翅片构型的发动机主动冷却通道
US7243711B2 (en) Efficient heat exchanger and engine using same
CN101975526A (zh) 换热管和具有它的换热器
US20040250800A1 (en) Fluid/liquid heat exchanger with variable pitch liquid passageways and engine system using same
CN103411451B (zh) 一种整流式管壳式换热器
CN104949551B (zh) 热交换器
CN217342882U (zh) 一种冷却效果好的拉丝轮
CN212658118U (zh) 翅片换热器
CN112331952B (zh) 一种电池液冷板结构
RU2557146C1 (ru) Радиально-спиральный теплообменник
SE538362C2 (sv) Kylararrangemang i ett motorfordon

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant