超临界压力下乳化煤油传热性能数值研究

为了减少煤油在冷却时的结焦析碳，研究乳化煤油在超临界压力工况下传热特性随热负荷变化的规律以及析碳的影响。在对比煤油工质的计算与试验数据的基础上，改进并验证了模型的可用性，得到各相、各参数的全场分布及壁温随热负荷变化规律；在相同工况和热负荷下，乳化油比煤油更能起到降低壁温、减少析碳的作用；含水量越大乳化煤油降低壁温效果越好，但不能进一步减少析碳量。     

加力燃烧室隔热屏沿程气流参数的试验研究

针对加力燃烧室壁温计算的假设条件。进行了模拟加力燃烧室工况的试验，测取并分析了加力模型隔热屏沿程各参数及其变化规律，得出了具有实际参考价值的结论。     

火箭发动机喷管辐射及壁温的计算研究

研究了火箭发动机复合喷管的耦合换热及瞬态壁温的计算方法,考虑了扩散控制的C/C喉衬的稳态烧蚀,建立了封闭腔-净辐射模型计算喷管内的辐射换热,改进了喷管辐射换热的计算方法.计算了两种复合喷管的壁温随时间的变化,并与有关文献的结果进行对比.研究表明:在火箭发动机喷管的入口段,高温燃气对壁面的辐射换热热流比对流换热热流强;采用封闭腔-净辐射法计算火箭发动机喷管的辐射精度较高.      

浮动壁燃烧室试验研究

本文介绍了采用先进火焰筒浮动壁结构和冲击，发散高效复合冷却方式的浮动壁燃烧室的设计特点，给出了该燃烧室在模拟设计点状态下的试验结果，并着重对浮动壁结构和壁温分布进行分析。     

冲击-发散冷却火焰筒浮动瓦片三维壁温计算分析

论述了采用冲击-发散冷却技术的火焰筒浮动瓦片的传热计算分析方法, 以及传热数学模型和边界条件处理.并采用ANSYS程序的热分析模块对浮动瓦片的三维壁温场进行了计算.计算结果与试验结果进行了对比分析, 两者有较好的吻合性, 计算值与试验值的相对误差不大于6%.      

涡轮级间单涡燃烧室壁温研究

由于燃烧区和壁面的距离过近,驻涡燃烧室壁温过高的问题一直存在,影响其在实际发动机上的应用.对某涡轮级间驻涡燃烧室进行壁温分布试验研究,研究供油量、主流进气参数对壁温分布的影响,并考察燃烧室的冷却和进气结构是否合理.试验结果表明,试验件的最高壁温出现在凹腔后壁面;供油量和主流马赫数对试验件的壁温分布趋势影响较大,主流温度对壁温分布趋势的影响较小.      

航空发动机燃烧室冷却结构的发展及浮动壁结构的关键技术

随着航空发动机燃烧室性能的提高,燃烧室火焰筒热防护问题显得越来越突出.燃烧室内采用浮动壁结构可以减小壁面热应力,改善火焰筒的受力状况.介绍了火焰筒冷却结构的发展历程,包括气膜冷却、多斜孔冷却和多孔层板冷却,并对它们的优缺点进行了阐述;分析了浮动壁冷却结构的发展状况、技术特点和在浮动壁结构基础上采用冲击/发散气膜复合冷却结构的效率;阐述了浮动壁结构的关键技术（材料、制造工艺和冷却结构特征等）;展望了冷却结构和浮动壁火焰筒在未来航空发动机中的应用.     

倾斜圆管内超临界RP-3流动换热特性数值研究

采用数值模拟方法对倾斜圆管内超临界RP-3的流动换热特性进行研究,以获得倾斜角度对流动换热的影响规律及作用机理。物性参数由RP-3的四组分替代模型获得,湍流模型选择LS低雷诺数k-ε模型,通过计算结果与实验数据的对比保证计算方法的准确性。分析倾角为45°的圆管内壁温轴向及周向分布变化规律,发现浮升力引起的截面内二次流与热加速效应分别导致两次壁温峰值的出现,而质量流量由0.3g/s增加至0.9g/s过程中,浮升力作用效果减弱,湍流强度增大,两次峰值先后消失;在垂直流向与沿流向浮升力综合作用下,-90°~90°不同倾角管内表现出不同换热规律。     

某型分区供油喷嘴的热防护特性试验

针对多级旋流燃烧室供油系统热防护问题,开展了某型分区供油喷嘴热防护特性试验研究,获得了不同来流气动参数和燃油参数下喷嘴壁温分布。结果表明:随着燃油进口温度、进气温度的升高喷嘴各测点壁温均升高,其中集油环油路外壁温度与进口油温增加幅度基本一致,喷嘴外壳壁温与进气温度增加幅度基本一致;集油环油路外壁、集油环外壳在主油路关闭后壁温升高;集油环油路外壁壁温低于喷嘴外壳最高达到300 K,空气隔热屏结合“油路互冷”方案的热防护效果显著。     

驻涡燃烧室凹腔温度变化规律及气量分配

通过对单双涡燃烧室进行热态试验研究,研究余气系数、进口气流参数对凹腔壁温分布的影响,并通过三维数值模拟对燃烧室及凹腔气流量进行计算,得到壁温分布规律,为燃烧室材料选择以及气量分配的后续优化做好铺垫.试验结果表明,单涡试验件的最高壁温出现在凹腔后壁面;燃烧室余气系数变化改变了双涡试验件最高壁温的位置;数值模拟结果比较准确的得到了驻涡燃烧室的气流量分布.     

基于遗传算法的飞机经济爬升速度优化方法

为提高宽体飞机的爬升经济性,首先建立了爬升阶段飞行动力学模型和优化目标计算模型,确定了基于速度优化的最佳爬升策略;然后,在最佳爬升策略的基础上,建立了基于遗传算法的双表速爬升优化模型,得到近似最佳爬升策略,并分析了该爬升策略的可行性;最后,以某宽体飞机为例,分析了近似最佳爬升策略的影响因素。研究结果表明:最佳爬升策略相对传统爬升策略经济性提升3%~8%,且改进后的近似爬升策略与最佳爬升策略误差不超过1.4%;飞机重量、温度偏差和成本指数均会影响爬升策略的性能参数。     

基于Gambit前处理的气膜冷却火焰筒壁温分析

为更好实现航空发动机燃烧室气膜冷却结构火焰筒的壁温分析和冷却结构优化,针对原有的火焰筒2维壁温计算程序开展了2次开发工作,形成了基于GAMBIT前处理的火焰筒壁温分析程序。新的计算过程采用Gambit软件对几何模型进行前处理,生成三角形网格、指定边界条件分组,通过编制前处理模块代码,对导出的网格文件进行解析,进一步将各种信息导入已有的有限元壁温计算程序,完成壁温计算分析。给出了采用以上方法进行火焰筒壁温计算和优化的实例,结果表明:该方法较为有效地克服了原方法的各项缺点,其交互性强,大幅度提高了工作效率。     

压气机中介机匣几何结构的试验验证

对4个压气机中介机匣试验件进行了试验研究,包括原型、优化模型、支板根部前掠及流道延长4种方案.试验利用压力扫描阀及气动探针对试验件进出口总温、总压,上下壁面,大支板50%叶高处的静压进行测量,分析几何结构对中介机匣性能的影响.试验结果表明:增加流道轴向距离可提高中介机匣性能;优化后中介机匣壁面型线可改善进出口总压分布;下壁面型线对流动加减速有重要影响,优化后压力分布较平稳;优化需考虑支板影响.      

一种计算再生冷却推力室温度场的方法

为了能够快速而准确地得到再生冷却推力室的温度分布,建立了一种计算再生冷却推力室温度场的方法。首先建立了轴对称推力室的一维冷却模型,并使用换热经验公式,得到了推力室壁面在轴线方向上的温度分布;其次建立了推力室的冷却套二维导热模型,使用数值模拟的方法和一维计算的结果,得到了冷却套的温度场。然后使用这种方法研究了气壁材料、气壁厚度和冷却液流量对推力室再生冷却的影响,获得了比较满意的结果。从计算时间和准确性来说,这种方法能够为推力室的优化设计和性能估算提供参考。      

基于Abaqus-Isight的飞机舱门密封件的联合优化设计

为了适应飞机舱门密封件研制周期较短以及正向设计的发展趋势，基于Abaqus-Isight软件对飞机舱门密封件进行仿真分析和优化设计，同时校准了材料参数，提出了两种对飞机舱门密封件的优化设计方法，通过对比得到更优的密封件结构。通过试验得到橡胶与织物的材料参数，基于Abaqus-Isight对材料参数进行校核，通过试验得到的压缩试验曲线对材料参数进行修正，得到与成品试验拟合度更高的材料参数；基于Abaqus-Isight对飞机舱门密封件进行DOE正交试验优化设计，将产品结构参数作为变量，压缩力、接触压力、摩擦损耗能作为优化目标，可以得到局部最优结构；将DOE正交试验结果拟合得到近似模型，通过Isight的近似模型算法得到全局最优结构，综合评估采用近似模型算法能够得到更为优异的结果。     

基于程序集成及响应面模型的电机冷却性能优化

建立某60 kW电动汽车用永磁同步电机模型,理论分析得到最佳流道条数以及流道参数取值范围。以冷却流道宽度a、高度b作为设计变量,电机温升和流道进出口压差作为目标函数,通过Isight集成网格变形软件Sculptor和CFD计算软件Fluent,应用拉丁超立方设计方法创建样本点,并进行数据的自动提交仿真计算。根据得到的数据建立响应面模型,采用多岛遗传算法对近似模型寻优。优化后,电机温升和进出口压差分别下降了6.01%、6.81%,电机的性能和安全运行得到了保障。     

基于代理模型的高超声速飞行器外形参数优化

针对高超声速飞行器分析复杂且难度较大,提出了一种代理模型的构建方法,使用代理模型近似替代性能分析与优化过程中含有复杂学科耦合的机理模型。根据巡航任务需求,确定了优化目标为静动态性能最优与模型差异最小。使用灵敏度分析的方法,建立了代理模型。将代理模型进行静动态性能分析,并与机理模型配平结果进行了对比验证,发现两个模型的配平特性趋势是完全一致的,迎角的数值差不足3%,升降舵偏转角的数值差仅在前体下倾角较大时偏大,约为20%。基于构建的代理模型与优化的性能指标,对模型的外形参数进行了配平性能优化与间隙度量优化,并与机理模型的优化结果与优化效率进行对比,发现两者结果相差不足2%,但使用代理模型的优化效率提高了456%,证明了基于代理模型的优化可以在确保精度的基础上提高优化效率。      

容器热物性参数对蓄热系统性能影响的数值研究

建立了分析潜热蓄热系统蓄热性能的二维数学模型,并进行了数值计算.其中考虑了容器壁面的导热,且相变传热只考虑导热模型,对相变材料(PCM)相变过程的求解采用解耦法计算模型.对几种不同材料容器内PCM熔化过程进行了数值计算比较,结果表明,容器材料的导热系数、比热容和密度等热物性参数对PCM的熔化有很大的影响.此外还对不同初始温度和边界壁温对PCM熔化的影响进行了数值计算.所得结论对潜热蓄热系统的热性能及其优化设计有一定的指导作用.      

An optimization model of parameter matching for aircraft catapult launch

To efficiently and fully utilize aircraft carrier resources, an optimization model is presented to deal with parameter matching between aircraft and carrier in the process of aircraft catapult launch. Based on carrier aircraft longitudinal dynamic equations and theorem of kinetic energy in catapult launch course, the work characteristics of different forces are learned and a theory model of parameter matching is deduced. In view of the uncertainty of the model parameters of the theory model and the low matching accuracy of the approximate model, an optimization model of parameter matching is introduced in line with the structure of theory model and the approximate model and is generated by the proposed immune genetic algorithm. Compared with the original genetic algorithm and immune algorithm, the proposed algorithm has better calculation accuracy and convergence. The calculation results show that the optimization model occupies certain application value of engineering estimation from the comparison with the relevant literature data and has higher precision than the approximate models. The validity of the proposed approach is verified with numerical case study on a carrier based aircraft.     

壁温比对圆截面隔离段激波串的影响研究

为明晰壁温比对圆截面隔离段激波串的影响,采用RANS方法对圆截面隔离段进行三维数值计算,发现冷壁条件下,壁温比升高将导致隔离段抗反压能力减弱。在此基础上,通过理论分析研究了壁温比对边界层的影响,发现边界层主要通过剪切应力和亚声速流层携带的流体惯性的综合作用来抵抗反压,其中剪切应力与压升作用一致,而亚声速流层携带的流体惯性与压升作用相反。考虑壁温比影响,对经典Waltrup激波串预测公式进行修正,修正后公式可以动态反映壁温比变化导致的激波串长度改变,有助于隔离段优化设计。