【摘 要】冲击射流及与之相关的热防护在实际应用中非常常见。论文研究了高温高速射流冲击十字板的热防护问题。在雷诺数Re进入阻力平方区后，选取无因次距离H/D作为缩尺参数，并通过CFD模拟分析了这种方案的可行性。通过试验装置产生的高温（～500℃）烟气，在150mm喷嘴出口处以高速（～56m/s）冲击敷设有隔热材料的十字板。试验选取了三种材料，并设计了4种隔热敷设方案。最后，在比较各个面的最高温度后，得到最优的隔热设计方案。
【关键词】冲击射流；相似理论；缩尺试验；隔热；
Abstract:The impinging jet and its related thermal protection are widely used in practical applications. In this paper, the thermal protection of high temperature and high velocity jet impinging cross plate was investigated. After the Reynolds number (Re) entered the self-preservation region, the dimensionless distance H/D was selected as the scale parameter, and the feasibility of the scheme was analyzed by CFD simulation. An experimental mockup was used to produce high temperature (~ 500 °C) impinging gas jet with high speed (~56 m/s) at the nozzle exit. Three kinds of materials were selected and 4 kinds of laying schemes were designed. After comparing the maximum temperature of each surface, we obtained the optimum heat insulation design.
1 引言
射流现象在日常生活经常出现。冲击射流在工程领域中应用广泛，特别是在局部区域表面需要强烈换热的工程应用当中。例如纺织行业的纺织品、造纸行业中的纸张、加工业中的木材等材料的局部干燥，钢铁行业中钢板的冷却，航空发动机涡轮叶片冷却[1] ，高负荷微电子原器件的冷却[2] ，这些都用到了冲击射流换热技术。冲击射流尽管应用不少，但在某些场合其不利特征就体现出来了。例如在火箭或者导弹从点火到起飞过程中，其尾端高温高速射流将冲击发射装置的迎气面，它不仅可能引起发射装置平台的振动响应和飞行器飞行的初始扰动，而且还可能对发射装置产生严重的烧蚀作用[3] 。
Martin[4] ，Jambunathan 等人[5]和Polat 等人[6]对冲击射流的传热进行全面综述。冲击射流的传热分布在形状和大小方面随着各种测试参数有着显著变化。通常，传热分布可以表示为随径向位置变化的局部努塞尔特数。
对于工程实践，只要射流射向自由空间即可归入自由射流，并不严格要求介质温度密度的完全一致，但这并不意味着边界条件也可以这样处理，相反边界条件是需要如实处理的[7] 。尽管冲击射流换热技术在工程中应用很广泛，但由于其流场非常复杂，一些物理性质和传热机理仍然没有得到合理的解释。这对计算机模拟计算造成一些困扰。工业应用上大多数冲击射流涉及从喷嘴到下游整个领域的湍流流动,准确预测速度和传热系数的难点主要来源于湍流模型以及湍流场与壁面的相互作用[8] 。
2 试验分析与CFD模型
2.1 试验分析
装有大功率燃气轮机的运载工具在涵洞、隧道或者某些受限空间内中缓慢运行或者待机运行时，其燃气轮机排气口（直径约1m）排出的高温（可达500℃）高速（约56m/s）气流不但使周围的空气温度急剧上升从而影响人员安全，而且其对墙壁和顶部结构以及墙壁和顶部背面的某些设施造成强烈的冲击，同时极大地考验了排风机的高温耐受性能[9]，一旦降温设施不完备或者损坏将会造成严重的后果。这个时候不可避免的需要对受气流冲击的表面采取相应的隔热措施。由于现场不具备试验条件，需要对整个场景进行模拟试验。
试验的主要目的是在保持隔热措施的结构和厚度不变，气流出口的温度、速度以及入射角保持不变，得到隔热措施背面的温度分布。不可避免将面临一个问题就是气体射流喷口大小的选择。如果选择与原排气口尺寸大小一致的喷口，那么其所需能耗和配套设备的尺寸将非常大；如果缩小喷口，那么如何保证所得到的隔热措施背面温度分布结果的偏差。
要进行模型试验，绕不开的就是相似理论。通常来说，对于非恒定流体的相似包括以下几大特点几何相似（Geometrical Similarity）、运动相似（Kinematic Similarity）、动力相似（Dynamic Similarity）以及相似的初始和边界条件（Initial and Boundary conditions）。由此涉及到若干准则，如表征惯性力和粘滞力的雷诺准则（Reynolds Criterion），表征惯性力和重力佛劳德准则（Froude Criterion），表征惯性力和流体动压力的欧拉准则（Euler Criterion）等等。但几何相似是前提条件。
首先，全尺寸条件，喷口内径为D=1m，出口气流参数为t=500℃，V=56m/s，此时根据《工程常用物质的热物理性质手册》附录中烟气的热物理性质，500℃时，烟气的运动粘度ν=76.3×10-6（m2/s），此时雷诺数Re=V·D/ν=7.34×105。此时的Re大小已经达到105量级，可以认为其已经进入阻力平方区。如果将喷嘴缩小至0.15m，如果保持喷嘴出口气流参数条件不变，那么其Re=1.1×105，同样也可以认为其进入阻力平方区。此时Re的大小几乎不影响流场的性质，可以不考虑Re是否相等的问题。如果此时要保持两者的Re值相等，那么在喷嘴直径和运动粘度不变的前提下，只有提高速度这唯一选项。提高速度，那么不可避免的问题就是其速度会突破到90m/s以上[10] ，气流的物性受可压缩性影响将会发生变化。那么就要选取其它的参数来实现缩尺并保证隔热材料背面温度分布与实际分布偏差不大。
在冲击射流模型中，有一个无因次距离的定义，即喷嘴面沿喷嘴中心线到达受冲击便面的距离与喷嘴直径的比值，表达式为H/D。缩尺过程中，喷嘴直径D缩小的同时，缩小喷嘴到受冲击表面的距离。将H/D的值与全尺寸喷嘴保持一致。设想能否达成，将通过CFD模拟来进行验证。
2.2 模型建立与边界条件
图1和图2分别为按实际场景简化的1m喷嘴大模型以及按拟建的实验台尺寸建立的0.15m喷嘴缩尺模型。全尺寸模型网格数2102472，节点数1592109，平均网格质量0.92204。缩尺后的模型，网格数124341，节点数53591，平均网格质量0.87241。一般来说，平均网格质量数值在0到1之间，越接近1越好。
由于维护结构需要耐受的热冲击时间有限，故对上述模型进行非稳态模拟，开启能量方程，采用标准 k-ε模型，壁面函数采用标准壁面函数。对模型初值及边界条件进行逐一设定如下：
设置大、小两个模型外表面对流换热系数均为8.7W/(m2·K) [11] ；
设置两模型的喷口高温气流入口边界均为质量流量，按照56m/s及500℃对应温度下密度计算质量流量，与受冲击面的法线方向夹角为30°；
同时考虑排风的背景风速，设置纵向断面风速为1.9m/s，环境温度设为25℃；
假设左右对称，模型为一半，且为喷口以上区域。1m圆形喷口距顶部2.4米，距最近侧壁2.6m；0.15m喷口距顶部0.363m，距最近侧壁0.386m。即保持H/D比值一致。气流喷射时间均为30min。受冲击面材料均设为80mm硅酸铝。
将流体计算区域与固体计算区域的交界面设置为interface，类型为coupled。
因为主要目的是为了验证缩尺是否可行，在建模和计算过程中尽量简化受冲击表面情况，忽略所有作为支撑钢板的导热问题。
3 数值模拟结果分析
对于两个模型的数值模拟结果比较主要从以下两个方面进行。
1）比较两个模型的顶部主要受冲击表面温度分布规律是否一致。如图3和图4所示，两者顶部的温度分布规律接近。
2）主要受冲击表面最高温度点温升规律是否一致。1m喷口W舱顶部外表面最高温度为82.1℃，0.15m喷口W舱顶部外表面最高温度为79.9℃，差 值2.2℃。偏差若按照差值除以两者平均值来计算，仅为2.72%，从最高温度方面来说，应该满足要求，并且其温升趋势吻合较好，如图5所示。
4 试验研究
4.1 试验台
根据模拟的结果搭建缩尺试验台。整个试验装置包括：烟气发生系统，排风系统、试验台架、测试试件、控制系统、测量系统。烟气发生系统由全预混燃烧器，高压鼓风机，燃烧室，混合段，直管段，150mm喷嘴组成。
