汽雾两相流强化冷却燃气轮机叶片内冷通道

实验研究了方形通道这一重型燃气轮机中常用叶片强制对流冷却通道结构.分析了雷诺数、壁面热流密度以及水雾质量流量比等关键参数对汽雾冷却通道的传热特性的影响,并建立了考虑离散相水雾的流动工况和通道壁面加热条件的实验关联式.结果表明:相对于纯蒸汽,汽雾两相流的传热系数显著提高,且传热性能提高的幅度随热流密度的增大而减小,随雷诺数和水雾质量流量比的增大而增大;通道上壁面平均传热系数低于下壁面,在高热流密度和低水雾质量流量比下,两者相差约13%,而在低热流密度与高水雾质量流量比的情况下,该比值增加到约25%.      

潜热型功能热流体在扁管内的对流换热实验

通过质量分数为5％～2o％的潜热型功能热流体在扁管内的对流换热特性实验,研究了相变材料微胶囊质量分数、质量流量等因素对流体换热性能的影响.实验发现,流量较小的情况下,功能流体传热性能优于水且随着质量分数的升高而增强,而当流量较大的情况下,接近入口处的功能流体的传热性能则弱于水.以改进的Nusselt数评价,入口段内,质...     

应用于强化传热的相变材料微胶囊的制备及特性

相变材料微胶囊(MEPCM)悬浮液是一种高热容冷却介质,其应用可大幅提高高功率设备液体冷却性能。本文对相变材料微胶囊的制备及其热特性进行了研究,研制了以蜜胺树脂为壁材、22烷为芯材、粒径10微米、不同芯材含量且适合于电子设备液体冷却的双层壁MEPCM。通过光学显微镜以及扫描电镜(SEM)观察到包覆完好的圆球状MEPCM。研究了制备过程中影响粒径以及包覆特性的因素。最后的DSC热分析表明了MEPCM具有很高的蓄热能力。      

带主动冷却的超声速燃烧室传热分析

介绍了流体、固体传热耦合的一维分析方法,对带主动冷却系统的马赫数2.5超声速燃烧室进行了传热分析。该分析以实验测量的燃烧室壁面静压以及超临界煤油换热特性数据为基础,考虑了燃气的高温离解效应,燃烧特性以及碳氢燃料的高温热物理特性,对不同燃烧状态、冷却条件下的主动冷却过程进行了分析。结果表明有燃烧时壁面热流可高达1MW/m2以上,是无燃烧时的2～3倍。当煤油流量较小时(当量比为0.45),冷却后的壁面温度仍偏高,而且冷却壁内温度分布不均匀。随着煤油流量的增加,冷却效果明显提高,冷却壁内温度分布趋于均匀;并且煤油的出口温度也显著减小。     

飞机发动机冷气道与隔热层的耦合传热分析

数值研究了某飞机发动机外侧冷气道与隔热层的耦合传热过程。采用低雷诺数k-ε模型与SIMPLEC算法计算通道内可压缩变物性气流的湍流对流换热,采用蒙特卡罗法求解通道壁面间的辐射换热。通道内气流湍流对流换热、壁面间辐射换热与隔热层内导热耦合求解。通过模拟计算,分析了通道与隔热层的耦合传热机制,考察了相关参数的影响。结果表明,在所考虑的通道结构与空气流条件下,冷气道外环壁面的温度高于气流温度,气流对内外环壁面均起冷却作用;在隔热层参数不变条件下,壁面间的辐射换热与气流的对流冷却是该传热过程的控制机制,增大冷气流量、降低壁面发射率均可显著降低隔热层的外壁面温度。     

火箭发动机燃烧室液膜-再生复合冷却数值仿真

对液体火箭发动机燃烧室液膜-再生复合冷却进行了数值计算,针对液膜-燃气流场区多组分、轴对称Navier-Stokes(N-S)方程和再生冷却区单组分N-S方程进行求解,并使用k-ε方程求解湍流流动.对文献中的某液氧/煤油火箭发动机燃烧室进行了数值模拟,该模型的计算结果能够与文献中的计算结果较好地吻合.计算结果表明:①液膜-再生复合冷却能有效地减少壁面热流密度和降低壁面温度,且其形成的冷气边区覆盖了整个燃烧室及喷管壁面;②再生冷却液入口质量流量越大,复合冷却作用越明显,壁面温度越低;③随再生冷却液质量流量的不同其温升在450~600K之间,且质量流量越大,再生冷却液的温升越小.④壁面煤油的质量分数不断下降,在喷管出口壁面处达到最低值,但含有煤油的区域不断变大.      

发散冷却与槽缝射流对涡轮静叶端壁气热性能影响的研究

燃烧室壁面发散冷却气流影响下游涡轮静叶端壁的气热性能,论文采用数值求解三维Reynolds-Averaged Navier-Stokes（RANS）方程和SST湍流模型的方法研究了燃烧室壁面发散冷却和前缘槽缝射流作用下的涡轮静叶端壁流动结构和传热冷却特性。分析了3种发散冷却流量质量比和3种前缘槽缝射流质量流量比下的涡轮静叶端壁绝热有效度、静叶叶片泛冷却特性和叶栅流动结构。研究表明：在3种发散冷却气质量比工况下,槽缝射流质量流量比由1.0%增加至1.5%时,整体绝热冷却有效度可至少提升60%,且叶片前缘与压力面角区也得到充分冷却;发散冷却质量流量比增加会改善叶栅出口下游部分端壁冷却效果。上游发散孔流量大于下游孔且槽缝吸力面侧局部质量流量比高于滞止点附近位置,发散冷却与槽缝射流流量增加能够减小冷却气流量局部差异。发散冷却与槽缝射流流量增加会削弱马蹄涡,增强空腔涡,并对二次涡产生影响,从而改变冷却气流覆盖特性。静叶端壁气热性能的研究需要考虑上游燃烧室壁面发散冷却的影响,论文的工作为涡轮静叶端壁冷却性能分析提供了参考。     

碳纳米管悬浮液强化重力型平板热管性能的实验

以带有微槽道强化传热面的小型重力型平板热管蒸发器为研究对象,以水-多壁碳纳米管(CNT)组成的纳米悬浮液为工质,在不同运行压力和不同悬浮液质量浓度下对热管蒸发器的沸腾换热特性以及临界热通量(CHF)进行了实验研究.研究证明:以水-多壁碳纳米管组成的纳米悬浮液可以明显地强化重力型平板热管蒸发器的换热特性.沸腾换热系数强化率和CHF强化率随压力降低而大幅度增加.悬浮液质量浓度对沸腾换热系数和CHF也有重要影响,在低质量浓度时,沸腾换热系数和CHF随质量浓度增加而缓慢增加.但是在质量浓度超过2.0%时,质量浓度的影响基本消失.      

通用油箱热模型的建模与仿真

全面考虑各种传热情况,建立了油箱壁面、油箱内气体和燃油的热平衡微分方程组,进而在Flowmaster平台上用C#语言二次开发了通用的油箱仿真模型.对某燃油系统进行了典型飞行剖面内的动态仿真,根据燃油质量、回流燃油质量流量和燃油温度的变化曲线定量分析用燃油作为热沉的冷却能力,确定适当的燃油混合循环质量流量以及燃油散热器的冷却量.结果表明:对于所研究的燃油系统,燃油能够冷却的最大热载荷约为50kW;当热载荷为70kW时,供油箱与前后输油箱的循环质量流量分别为0.3kg/s和0.1kg/s,燃油散热器冷却量为12kW.     

不同压比下冷却剂流量对塞锥再生冷却换热的影响

为了解塞式喷管发动机高低空不同的再生冷却换热特性,分别对二维型面内喷管和塞锥建立计算模型,采用数值模拟的方法,得出内喷管的冷却换热结果和出口参数,重点研究了塞锥在地面和设计点工作时的不同换热特性及其冷却剂流量的影响.计算过程中采用二阶迎风格式离散控制方程.计算结果表明:地面工况下,冷却剂流量的改变对塞锥和塞锥底部壁面的压强、热流密度和温度的影响较大,高空环境下,冷却剂流量的改变对塞锥和塞锥底部壁面的压强、热流密度的影响较小;在冷却剂流量相同的情况下,塞锥和塞锥底部在地面工况下的壁面温度要远高于在高空环境下的温度;在相同工况和相同冷却剂流量的情况下,塞锥壁面上的温度要远高于塞锥底部壁面上的温度.     

有翼高超声速再入飞行器气动设计难点问题

有翼高超声速再入飞行器是近年来的研究热点,气动设计是飞行器设计的关键。为了更清楚地认识有翼高超声速再入飞行器气动设计的难点问题,对有翼高超声速再入飞行器的发展、优势及总体任务剖面进行了介绍,从5个方面详细介绍了该类飞行器气动设计的难点问题,包括多约束复杂面对称气动布局设计、高温真实气体效应对气动特性影响、天地差异与天地换算方法、反作用控制系统(RCS)喷流干扰对气动特性的影响以及气动数据不确定度等,简要阐明了这些难点问题对总体设计的重要性以及初步的解决思路,为有翼高超声速再入飞行器气动设计提供了一些参考。     

Simulation and Analysis of Crashworthiness of Fuel Tank for Helicopters

Crashworthiness requirement of fuel tanks is one of the important requirements in helicopter designs. The relations among the protection frame, textile layer and rubber layer of the fuel tank are introduced. Two appropriate FE models are established, one is for an uncovered helicopter fuel tank without protection frame, and the other is for fuel tank with protection frame. The dynamic responses of the two types of fuel tanks impinging on the ground with velocities of 17.3 m/s are numerically simulated for the purpose of analyzing energy-absorbing capabilities of the textile layer and protection frame. The feasibility of the current crashworthiness design of the fuel tank is examined though comparing the dynamic response behaviors of the two fuel tanks.     

基于飞机油箱模型形状特征油量测量切片步长选择方法研究

 在分析飞机数字式油量测量过程中目前广泛使用的切片法油量测量原理的基础上,针对现有的定步长切片法无法得到准确、可靠的燃油质量特性数据库的缺陷,结合对飞机油箱模型形状特征的分析,提出了基于飞机油箱模型形状特征的油量测量切片步长选择方法。此方法包括切片步长整体和局部选择两个过程,整体选择以实现相邻两切片平面所夹油箱模型体积近似相等为目的来确定切片步长,以体现油箱模型截面整体变化规律;局部选择以设计切片平面与截面突变平面重合或尽可能接近的方式,突出油箱截面的局部变化特征。实验结果表明：该切片步长选择方法较定步长方法能够建立更为合理、可靠的燃油质量特性数据库,从而提高了油量测量精度。     

突破技术趋同，波音再现竞争优势

 波音公司面临着来自空客公司的巨大挑战,企业战略性创新才是公司成功的关键。为此波音公司的全部战略性研究集中在扩大产品的差异性上,体现在3个方面：电子化（e-Enabled）运营环境、整体复合材料机身部件的制造技术和支持波音787客机的全球协同环境（GCE）。     

The effect of inlet conditions on the flow and heat transfer in multiple rotating cavity with axial throughflow

This paper discusses experimental results from two different build configurations of a heated multiple rotating cavity test rig.Measurements of heat transfer from the discs and tangential velocities are presented.The test rig is a 70% full scale version of a high pressure compressor stack of an axial gas turbine engine.Of particular interest are the internal cylindrical cavities formed by adjacent discs and the interaction of these with a central axial throughflow of cooling air.Tests were carried out for a range of non-dimensional parameters representative of high pressure compressor internal air system flows(Re up to 5×106 and Rez up to 2×105).Two different builds have been tested.The most significant difference between these two build configurations is the size of the annular gap between the(non-rotating) drive shaft and the bores of the discs.The heat transfer data were obtained from thermocouple measurements of surface temperature and a conduction solution method.The velocity measurements were made using a two component,LDA system.The heat transfer results from the discs show differences between the two builds.This is attributed to the wider annular gap allowing more of the throughflow to penetrate into the cavity.There are also significant differences between the radial distributions of tangential velocity in the two builds of the test rig.For the narrow annular gap,there is an increase of non-dimensional tangential velocity V/Ωr with radial location to solid body rotation V/Ωr=1.For the wider annular gap,the non-dimensional velocities show a decrease with radial location to solid body rotation.      

二维翼段颤振的μ控制

 采用超声电机作为作动器来实现含控制面的翼段颤振鲁棒抑制。针对作者设计的二维翼段颤振主动抑制系统，通过理论与实验相结合的方法，建立了考虑沉浮方向阻尼和作动器模型参数不确定性的控制系统模型，设计了μ控制器，并对控制器做了降阶处理。数值仿真和风洞试验表明，μ控制器可有效地抑制颤振的发生，将颤振临界速度提高23.4%。相对于H_∞控制器，μ控制器的控制效果和鲁棒性更好。     

基于弯曲激波压缩系统的高超声速进气道反设计研究进展

总结了近十年来弯曲激波压缩研究的主要成果。提出了弯曲激波压缩系统的新概念,即利用特殊设计的楔形弯曲压缩面或空间弯曲压缩面,产生一系列与前缘弱激波相互交汇或叠加的压缩波系,从而使前缘激波弯曲,形成特殊的弯曲激波,它与波后的等熵压缩波来共同完成对气流的压缩。在此基础上,实现了由给定出口气动参数的超声速内流道反设计,实现了由给定压缩面压力分布和给定压缩面马赫数分布要求的型面反设计,实现了由给定激波波面的压缩型面反设计。研究证明,弯曲压缩面-弯曲激波压缩系统具有良好的综合气动性能,为高性能高超声速进气系统的气动设计提供了一种全新的设计方法。     

临近空间飞行器测控与信息传输系统频段选择

 临近空间飞行器是高性能信息化武器平台,测控（TT&;C）与信息传输系统是其信息保障的核心,而选择合理、可行的频段是展开系统设计的前提和基础。频段选择影响到整个技术方案的制定,是一个需综合考虑、影响深远并具有战略意义的关键问题,从国际电联（ITU）国际标准、高速数传、接收信噪比（SNR）、“三抗”、超视距中继、黑障、雨衰以及设备研制成熟度8个方面全面、细致论证了近空间平台测控系统的频段选择问题,最终得出在视距链路中以Ka频段为宜,在超视距链路中以Ku/Ka双频段为宜的结论。     

Experimental Study on Effects of Fuel Injection on Scramjet Combustor Performance

In order to investigate the effects of fuel injection distribution on the scramjet combustor performance, there are conducted three sets of test on a hydrocarbon fueled direct-connect scramjet test facility. The results of Test A, whose fuel injection is carried out with injectors located on the top-wall and the bottom-wall, show that the fuel injection with an appropriate close-front and centralized distribution would be of much help to optimize combustor performances. The results of Test B, whose fuel injection is performed at the optimal injection locations found in Test A, with a given equivalence ratio and different injection proportions for each injector, show that this injection mode is of little benefit to improve combustor performances. The results of Test C with a circumferential fuel injection distribution displaies the possibility of ameliorating combustor performance. By analyzing the effects of injection location parameters on combustor performances on the base of the data of Test C, it is clear that the injector location has strong coupled influences on combus- tor performances. In addition, an inner-force synthesis specific impulse is used to reduce the errors caused by the disturbance of fuel supply and working state of air heater while assessing combustor performances.     

Abnormal Shape Mould Winding

为解决网格化芯模的缠绕问题,本文提出了复合材料面片缠绕机理;接着详细分析了面片缠绕过程中的芯模凹曲面上纤维滑线和架空现象,应用微分几何曲面理论和空间几何理论,提出判据及其解决方案;最后,针对飞机发动机进气道的缠绕成型,编制缠绕控制程序并进行相应的实验,验证了面片缠绕方法的可行性。