1) engine cooling efficiency
发动机冷却效率
2) engine cooling
发动机冷却
1.
The fan transmission-mechanism is independent developed to solve the problem of engine cooling,a similar foreign vehicle has not-solved the problem of pool cooling capability.
该越野车的风扇传动机构是为解决发动机冷却性自主开发的,解决了国外类似车型没有解决的冷却能力不足问题。
3) evaporative cooling efficiency
蒸发冷却效率
1.
Establishes an experimental system and studies the influence of recirculating air ratio on evaporative cooling efficiency in summer conditions.
搭建了相应的实验台,针对夏季实际工况条件,实验研究了再循环风量比例对蒸发冷却效率的影响,给出了合适的再循环风量范围。
4) cooling efficiency
冷却效率
1.
Influence of aerodynamic parameter on the temperature gradient and cooling efficiency for effusion wall cooling method;
多斜孔冷却方式气动参数对壁温梯度和冷却效率的影响
2.
Experimental study of cooling efficiency of film cooling with tab;
突片作用下气膜冷却效率的试验研究
3.
Investigation of the wall temperature distribution and cooling efficiency for impingement/effusion cooling scheme;
冲击/发散冷却壁温分布和冷却效率研究
5) Cooling effectiveness
冷却效率
1.
Study of overall cooling effectiveness of discrete holes with different angles to concave wall;
弯曲多孔壁不同倾斜角气膜孔整体气膜冷却效率研究
2.
Detailed heat transfer and full coverage film cooling measurements were conducted on the turbine blade surface,primarily research the effect of different reynolds number and mass flow ratio on local heat transfer and film cooling effectiveness.
对全气膜覆盖的涡轮导向叶片的表面进行了详细的传热实验研究,重点研究了不同质流比和不同雷诺数对当地气膜冷却效率和换热系数的影响。
3.
To investigate the influence of the hole shape on the film cooling effectiveness of the maze composition structure of a combustor,a numerical study on the distribution of its wall temperature and cooling effectiveness was performed when the outside wall holes were dust-pan shaped holes,cone shaped holes and round holes.
为了获得开孔形状对燃烧室新型迷宫复合冷却结构冷却效率的影响规律,采用数值模拟方法研究迷宫冷却结构的外侧壁冷却孔分别为簸箕形孔、圆锥形孔和圆柱形孔时内外壁温的分布情况,获得其壁温及冷却效率的分布规律,并在迷宫冷却结构三层壁的热侧面对它们的冷却效率进行对比。
6) adiabatic effectiveness
冷却效率
1.
Adiabatic effectiveness measurements on rotating curvature models
旋转状态下曲率模型上的气膜冷却效率
2.
The results show that the effect of the rotation number is obvious:deflection angles are improved with the increasing rotation numbers;the augmentation of Rt results in decreased adiabatic effectiveness for convex surfaces,while for concave surfaces,increasing Rt leads to improved adiabatic effectiveness.
通过对旋转状态下曲率通道的气膜冷却现象的流动和换热进行数值模拟,得到了不同旋转数下凸表面和凹表面的冷却效率分布。
3.
Computations were performed to investigate the adiabatic effectiveness η distributions on the curvature turbine blade models under rotating conditions.
通过对旋转状态下曲率叶片模型上气膜冷却现象的流动和换热进行数值模拟,得到了不同主流雷诺数、吹风比和旋转数情况下吸力面和压力面上的冷却效率分布。
补充资料：发动机冷却
对发动机工作时处于高温环境的零、组件采取的散热和隔热措施，以使受热件温度不超过材料强度允许的范围。火箭发动机燃烧室中燃气温度高达 3000～4700K，燃气压力通常是几兆帕（几十大气压），高的可达20兆帕(约200大气压)。整个推力室内壁受到强烈加热,最严重的部位是喷管喉部附近，热流密度可高达104～105千瓦/米2。涡轮喷气发动机燃烧室内火焰温度可达 2300K，涡轮入口燃气温度达 1600K。保证受热零件正常工作或提高它们的性能均有赖于冷却技术。通常采用的冷却技术有对流冷却、薄膜冷却、发汗冷却、烧蚀冷却、辐射冷却和隔热层。
对流冷却 冷却剂流过受热零件壁面，靠对流传热将热量带走，如对着受热壁面喷射冷却剂以提高对流冷却的效果（称为喷射冷却）。对流冷却广泛用于发动机的各种受热零、组件。航空发动机的涡轮叶片采用空气对流冷却，可使叶片温度降低200～250°C，液体火箭发动机的推力室用推进剂的一种组元作为冷却剂，使其流过冷却套来冷却室壁，然后进入燃烧室参加燃烧，这种冷却方式称为再生冷却。如果流过冷却套的推进剂由喷管末端一周小孔直接排出，则称为排放冷却。这种方法适用于以氢作冷却剂的推力室，排放射流也能产生一部分推力。
薄膜冷却 由液体推进剂或气体在受热壁面上形成薄膜阻止燃气向壁面传热的冷却方式分别称为液膜冷却或气膜冷却。液体火箭发动机的推力室在热流密度最大的喷管喉部附近采用液膜冷却，更多的是在喷注器周边设置一圈低混合比的喷嘴或燃料直流射孔，在燃烧室内壁面附近形成低温边区或薄膜，把中心区高温燃气与壁面隔开。涡轮喷气发动机的涡轮叶片和火焰筒常用气膜冷却，叶片温度可降低400～600°C。有的液体火箭发动机把涡轮排气引入推力室喷管，对喷管内壁进行气膜冷却。
发汗冷却 也称发散冷却。受热件用多孔材料制成，冷却剂通过微孔渗出受热表面把热量带走，同时在壁面上形成一层冷却薄膜，有很好的冷却效果。由于研制多孔材料比较困难，碳氢燃料燃烧后的积碳容易堵塞微孔，这种冷却方式未能广泛应用,仅用于液氧-液氢发动机喷注器面板的冷却。
烧蚀冷却 广泛用于固体火箭发动机的喷管（见烧蚀防热、烧蚀材料）。还有一种自冷却方式，机理与烧蚀冷却类似，用多孔钨作基体，渗入银、铜、锌等熔点较低的材料，遇热时熔点低的材料升华逸出而起冷却作用。基体钨难熔耐蚀，能保持外形，适用于制作固体火箭发动机喷管喉衬。
辐射冷却 利用炽热物体的热辐射向外散热。辐射冷却一般用于火箭发动机中热流密度较小的喷管延伸段、燃气温度较低的燃气发生器和单元推进剂分解的推力室。活塞式发动机汽缸头的黑色散热片也起辐射散热作用。提高辐射散热效果主要靠选用耐高温材料制造受热零件；其次靠提高表面黑度，即在壁面上涂黑度0.85以上的高温涂料。
隔热层 在受热壁面上涂敷或粘贴导热率低的耐高温材料，减少燃气向壁传热。常用的隔热材料如氧化锆、氧化铝等适用于液体火箭发动机；石墨、碳化钨、陶瓷等适用于固体火箭发动机；陶瓷、高温隔热漆、石棉等适用于涡轮喷气发动机。
不同的冷却方式可以分别使用，也可以同时使用。如液体火箭发动机的推力室同时采用对流冷却和薄膜冷却（见图）；涡轮喷气发动机的涡轮叶片同时采用喷射冷却和气膜冷却。
对流冷却 冷却剂流过受热零件壁面，靠对流传热将热量带走，如对着受热壁面喷射冷却剂以提高对流冷却的效果（称为喷射冷却）。对流冷却广泛用于发动机的各种受热零、组件。航空发动机的涡轮叶片采用空气对流冷却，可使叶片温度降低200～250°C，液体火箭发动机的推力室用推进剂的一种组元作为冷却剂，使其流过冷却套来冷却室壁，然后进入燃烧室参加燃烧，这种冷却方式称为再生冷却。如果流过冷却套的推进剂由喷管末端一周小孔直接排出，则称为排放冷却。这种方法适用于以氢作冷却剂的推力室，排放射流也能产生一部分推力。
薄膜冷却 由液体推进剂或气体在受热壁面上形成薄膜阻止燃气向壁面传热的冷却方式分别称为液膜冷却或气膜冷却。液体火箭发动机的推力室在热流密度最大的喷管喉部附近采用液膜冷却，更多的是在喷注器周边设置一圈低混合比的喷嘴或燃料直流射孔，在燃烧室内壁面附近形成低温边区或薄膜，把中心区高温燃气与壁面隔开。涡轮喷气发动机的涡轮叶片和火焰筒常用气膜冷却，叶片温度可降低400～600°C。有的液体火箭发动机把涡轮排气引入推力室喷管，对喷管内壁进行气膜冷却。
发汗冷却 也称发散冷却。受热件用多孔材料制成，冷却剂通过微孔渗出受热表面把热量带走，同时在壁面上形成一层冷却薄膜，有很好的冷却效果。由于研制多孔材料比较困难，碳氢燃料燃烧后的积碳容易堵塞微孔，这种冷却方式未能广泛应用,仅用于液氧-液氢发动机喷注器面板的冷却。
烧蚀冷却 广泛用于固体火箭发动机的喷管（见烧蚀防热、烧蚀材料）。还有一种自冷却方式，机理与烧蚀冷却类似，用多孔钨作基体，渗入银、铜、锌等熔点较低的材料，遇热时熔点低的材料升华逸出而起冷却作用。基体钨难熔耐蚀，能保持外形，适用于制作固体火箭发动机喷管喉衬。
辐射冷却 利用炽热物体的热辐射向外散热。辐射冷却一般用于火箭发动机中热流密度较小的喷管延伸段、燃气温度较低的燃气发生器和单元推进剂分解的推力室。活塞式发动机汽缸头的黑色散热片也起辐射散热作用。提高辐射散热效果主要靠选用耐高温材料制造受热零件；其次靠提高表面黑度，即在壁面上涂黑度0.85以上的高温涂料。
隔热层 在受热壁面上涂敷或粘贴导热率低的耐高温材料，减少燃气向壁传热。常用的隔热材料如氧化锆、氧化铝等适用于液体火箭发动机；石墨、碳化钨、陶瓷等适用于固体火箭发动机；陶瓷、高温隔热漆、石棉等适用于涡轮喷气发动机。
不同的冷却方式可以分别使用，也可以同时使用。如液体火箭发动机的推力室同时采用对流冷却和薄膜冷却（见图）；涡轮喷气发动机的涡轮叶片同时采用喷射冷却和气膜冷却。
说明：补充资料仅用于学习参考，请勿用于其它任何用途。
参考词条