叉排离散缝槽结构作为防冰表面结构而应用于飞机防冰上。而在众多防冰措施方面,热气防冰在现代飞机上应用得很广泛。通常采用的防除冰热气来源于经过发动机压气机进行了压缩的高温气体,通过特定的防冰结构输送到需要进行防除冰的表面。叉排离散缝就是这种结构之一。热气可以通过离散缝隙喷射到防除冰表面,形成热气膜对表面进行加热,使表面温度高于0℃,防止结冰。为此,叉排离散缝槽结构的流量系数、气膜加热效率以及换热系数的分布规律是主要研究之对象。 该叉排离散缝槽结构应用于发动机进气道的导流叶片上。缝隙沿叶高方向叉排排列,距离叶片前缘分别为10mm和15.2mm,缝隙长13mm,短边为半圆型边,半径为0.7m,缝隙中心线与叶片表面成45°角。根据实际的几何尺寸,对模型进行简化。如导流叶片的弦向曲率很小,可以简化成带离散缝隙的平板进行研究。另外根据相似原理中的几何相似,对模型按1:2比例进行放大。缝隙距离平板前缘分别为20mm和30.4mm,缝隙长26mm,半圆型短边半径为1.4mm。设计九个工况,分别为三个主流速度Ⅴ(主流雷诺数)、三个吹风比BR进行实验。由于不考虑主流以及射流的密度变化,所以吹风比简化为射流的速度与主流速度之比,即速比。 实验中首次采用了液晶瞬态测量技术,这一国内外较先进的温度场测量技术。这是与以往所有传热测量中采用热电偶进行稳态测量有所不同的地方。液晶能够测量温度是利用了液晶的热色效应,即在一定温度范围内,颜色的变化与温度存在一一对应的关系。实验中具体研究如何应用该测量方法进行测量,获取实验结果。 根据具体的实验条件以及实验装置的限制,设计出合适的测量方法。由于瞬态测量要求实验在很短的时间内完成,获取实时的温度场等实验信息,所以主流的温度变化显得很重要。以往液晶瞬态测量中对于有射流的情况,往往采取保持主流温度阶跃的条件下进行测量,这样使得测量量变得简单,处理容易。但是要保持主流阶跃往往要设计特殊的实验装置帮助实现这一特定的条件。在实验装置及设备受到限制的条件下,考虑到主流温度不是阶跃情况下,提出主流及射流温度均随时间变化的测量关系式。这样使得测量量以及处理较为复杂,但实验装置简单可行。