级联影响分析方法在EE舱通风冷却失效影响定级中的应用

民用飞机电子设备舱(EE舱)通风冷却功能是保证舱内各系统的电子设备安全、正常工作的基础功能。随着民用飞机航电系统集成化程度的不断提高，越来越多系统的电子设备放置在EE舱内，通风冷却功能也越来越重要。若通风冷却功能失效，如何确定电子设备舱内设备工作情况、如何确定失效设备对飞机的影响、如何确定该失效模式的影响等级，这些问题急需解决。通过制定确定失效场景、判断直接影响、分析间接影响和分析全机综合影响的原则，研究基于级联影响分析技术的EE舱通风冷却功能失效影响定级问题。通过分析EE舱通风冷却系统架构和功能，确定通风冷却功能失效机理，定义通风冷却失效场景。通过级联影响分析技术，分析通风冷却失效对全机系统和整机的影响，适用于通风冷却失效全机综合安全性评估，为通风冷却功能失效影响定级提供技术支撑。     

离散孔结构超声速气膜冷却数值模拟

为了得到气膜入口结构对气膜冷却效率的影响规律，并为工程应用提供参考，针对不同形状气膜入口结构的离散孔超声速气膜冷却展开了三维数值模拟。结果表明:气膜入口结构对气膜冷却效率影响明显，轴对称孔入口收敛段结构的流量系数直接影响冷却效果，计算工况下流量系数降低013下游冷却效率约降低005，应该防止收敛段剧烈收缩；同时，离散孔扩张段面积变化速率越小越有利于冷却，变化过快会使得冷却剂得不到充分发展，垂直主流方向的速度分量大，使得气膜往两侧流动而中心区域冷却效果变差；在非轴对称离散孔出口增加平直段能使射流更集中，可以有效防止气膜在上游被穿透造成冷却恶化现象。      

涡轮叶片冷却有效性分析

 为了获得内部换热效率和气膜冷却效率对综合冷却效率的影响规律,建立了简化物理模型对涡轮叶片复合冷却有效性进行分析,得到了内部换热效率与气膜冷却效率对综合冷却效率的影响规律:较低热负荷状态下,内部换热效率提高,综合冷却效率随之提高,内部换热效率对综合冷却效率影响大;较高热负荷状态下,气膜冷却效率对综合冷却效率影响增大,内部换热效率的影响减弱;过高的热负荷会出现综合冷却效率随着内部换热效率的增加而下降的情况,导致内部冷却失效。     

军用计算机热管理综述

在电子设备面临的所有挑战中,热管理对电子设备可靠性影响最大。军用计算机是一种关键的军用电子设备,它对热管理的要求也更苛刻。良好的热管理是电子设备以及军用计算机的正常可靠工作的重要条件。首先介绍了常用的空气冷却和传导冷却方法,并对军用计算机热管理的通用要求进行了详细介绍。为了满足军用计算机热密度迅速增加的要求,对射流冷却进行了介绍。为了统一现有的各种冷却方法,介绍了冷却标准-VITA48的相关内容。最后分析了军用计算机热管理未来的冷却方式。     

机载电子设备冷却散热技术的发展

机载电子设备高性能、高可靠、低成本的发展趋势对冷却散热技术不断提出更高的要求。详细介绍了用于机载电子设备的风冷、液冷以及其他新型冷却散热技术,阐述了各种散热技术的原理和特点,探讨了未来机载电子设备冷却散热技术的发展方向。研究结果表明:液冷必将取代风冷成为机载电子设备的主要冷却散热方式。未来机载电子设备还将采用混合冷却的设计方案,最大限度地发挥电子设备的热性能,提高机载电子设备综合化设计能力。     

液氧/甲烷发动机推力室多循环热-结构分析

为了研究一款液氧/甲烷发动机推力室多循环工作状态下的结构变形,拓展并验证了一种包括流动-传热分析和非线性有限元分析的热-结构分析方法。通过该方法得到了推力室热载荷与压力载荷分布,并分析了推力室在这些载荷下的应力应变响应。研究表明：推力室整体结构变形并非主要取决于热载荷,压力载荷引起的冷却通道底面弯曲在喷管扩张段尤其明显;后冷阶段产生的弹塑性拉伸应变大于热试阶段产生的压缩应变是导致每次循环结束后结构产生残余应变的直接原因;随着工作循环次数的增加,扩张段的冷却通道底角位置残余应变累积速率最快,该部位被确定为结构失效的潜在位置;增加冷却剂入口附近的通道底面厚度、减小后冷阶段与热试阶段的温差以及将冷却通道的尖锐底角设计为圆角可以成为抑制变形和减缓应变累积的备选措施。     

当代航空电子系统热管理

要使军用电子设备在战争中可靠地工作,重要课题之一便是热管理,也就是以各种冷却方式降低电子设备中硅片的结点温度。随着电子设备功率密度的日益增长,温控方式也日趋复杂,而能使用于飞机、并有发展前途的温控系统,必须是重量轻、可靠性高的系统。热管理的重要性由于现代武器系统紧密依靠电子设备的正常工作,硬件的可靠性对防御能力和战备性能有很大影响。据估计,飞机所有停飞的约65％与电子设备有关,而电子设备维修量的50％～60％与热管理问题有关。热聚集(结     

过热蒸汽射流冷却叶片热耦合数值模拟

在对射流冷却平板模型和射流冷却凹板模型数值模拟的基础上,设计了射流冲击冷却式蒸汽冷却叶片,并对其进行了热耦合数值模拟.通过改变平板和凹板的进口雷诺数,射流孔与靶板间距和凹板曲率,对靶板的冷却传热进行了对比研究,得到传热量与各个参数的变化规律.然后根据上面得到的变化规律设计出射流冲击冷却式蒸汽冷却叶片,应用ANSYS CFX 10.0数值程序,对冲击冷却的流动和传热过程进行了三维热耦合数值模拟,得到叶片表面温度和对流换热系数分布.      

辐射换热对平板气膜冷却性能影响

为了分析辐射换热对平板气膜冷却性能的影响,分别对不考虑辐射换热(耦合计算)与考虑辐射换热两种条件下的平板隔热屏进行了三维流热耦合数值模拟研究,并与绝热壁(不考虑隔热屏固壁导热)的计算结果进行了对比。辐射换热采用离散坐标法。得到了3种不同主/次流总温比(Rt)条件下气膜冷却效果、流场、单位面积冷流体热负荷以及流量系数的对比结果与变化规律。结果表明:气膜冷却效果沿流向逐渐降低,且随总温比的增加而降低;在展向上气膜冷却效果呈现中间高两边低的分布规律,最大与最小相对值在绝热壁条件下达到最大,为94.5%,辐射换热次之,为13.5%,不考虑辐射换热时最小,为9.8%。与不考虑辐射换热结果相比,辐射换热对气膜冷却效果的影响在流动方向逐渐变大,气膜孔附近展向温度梯度增大,冷流体热负荷增加了92.8%,二者计算的流量系数相差不大,为1.1%,与绝热壁计算结果相比,流量系数减小了13.1%。随着总温比增加流量系数减小,最大值与最小值相差不大,为1.1%。     

扰流柱形状对冲击冷却综合换热效率影响研究

为研究不同形状的扰流柱对冲击冷却系统的影响,对具有菱形、正方形、圆形以及椭圆形扰流柱的冲击冷却进行数值模拟研究,获得了射流Re在1×10~4～3×10~4内冲击靶板的换热特性以及通道内部流场的流动特征,分析冲击射流与不同形状的扰流柱之间的作用机理,并且为了综合考虑换热效果与流动阻力,使用综合换热效率来评价扰流柱在冲击冷却中的作用。研究结果表明:在冷却空气入口条件相同的情况下,菱形扰流柱靶板具有最高的平均努塞尔数Nu以及流动阻力,相比于正方形、圆形和椭圆形扰流柱,Nu分别提高了3.8%,8.9%,10.4%,流动阻力分别提高了9.6%,17.1%,21.3%。圆形扰流柱靶板的综合换热效率相比于菱形、正方形和椭圆形扰流柱分别提高了10.8%,4.9%,1.7%。扰流柱在冲击冷却中所起不同作用的主要原因是其与冲击射流作用后产生涡流的情况及其阻挡横流的能力。当综合考虑换热效果与流动阻力时,在所研究的4种扰流柱形状中,圆形扰流柱是最佳的选择。     

发散冷却与冲击/发散冷却的冷却效率对比

为了得到最佳的冷却结构,在相同冷却气量下对发散孔单层壁与冲击/发散孔双层壁冷却结构的冷却效率进行了试验研究.试验保证相同的发散孔排布规律、热侧与冷侧进气温度、冷却气量、热气量以及热冷侧之间的空气压降,使用红外热像仪对发散孔壁的热侧壁面温度进行测量以得到冷却效率,并对两种结构的冷却效率进行对比分析.试验结果表明:在相同冷却开孔面积、相同冷热气条件下,冲击/发散孔双层壁的冷却效率要比发散孔单层壁大约高30%,这归因于冲击/发散冷却方式存在更高的换热强化能力.      

基于TEC的空间站末端回路温控系统建模及其热力学性能分析

针对空间站中间回路温度波动过大,高温时导致科学载荷工作温度超出允许范围的问题,设计了一种基于热电制冷器(TEC)的末端单向流体回路温控系统。该系统包含一个TEC温控模块,当中间回路温度过高,末端回路冷却功率不足时,该模块可提供额外的制冷量,降低流入冷板的工质温度,形成针对科学载荷的相对低温区域,恢复回路的冷却能力。分别建立了温控系统数学模型与数值仿真模型,并完成了热负载扰动、中间回路温度扰动、末端回路流量扰动和并联支路热扰动等4种扰动对系统热力学特性影响的仿真分析,验证了TEC模块的温控性能。结果表明:在科学载荷发热功率增加30%、中间回路的温度升高5K、末端回路流量减小至0.0015kg/s等多种工况下,所设计的温控系统能够将载荷温度控制在1K以内,实现科学载荷精确温控。      

涡轮动叶表面换热特性的试验研究

航空发动机性能的提高对涡轮叶片耐热极限提出了更高的要求,为了更准确地分析涡轮叶片的传热特性,选取某型气冷涡轮动叶10%、50%和90%叶高的特征型面通过低导热光敏树脂材料经过3D打印而成,通过叶片表面粘贴厚度为0.02mm康铜加热膜接通恒定电流加热,使用红外热像系统精确测量叶片壁面温度,在平面叶栅中研究了吹风比(M)和雷诺数(Re)对气膜绝热冷却效率和努塞尔数(Nu)的影响(试验中基于弦长的进口雷诺数Re为8.0×10⁴-16.7×10⁴,吹风比M为1-3)。试验结果表明：M=1时气膜能够较好附着在叶片表面,叶片表面得到较好冷却;随着主流雷诺数的增加,绝热壁面温度逐渐升高,绝热效率逐渐降低;吹风比对涡轮叶片的传热特性的影响与气膜孔出流角度有关,随着吹风比的增大,压力面绝热冷却效率逐渐增大,由于吸力面的气膜孔出流角较大,吹风比增大使得吸力面的绝热冷却效率逐渐减小;随着吹风比的增加,对流换热系数增大。     

Flow and Heat Transfer Characteristics in Rotating Two-pass Channels Cooled by Superheated Steam

In a modern gas turbine,using superheated steam to cool the vane and blade for internal convection cooling is a promising alternative to traditional compressor air.However,further investigations of steam cooling need to be performed.In this paper,the three-dimensional flow and heat transfer characteristics of steam are numerically investigated in two-pass square channels with 45° ribbed walls under stationary and rotating conditions.The investigated rotation numbers are 0 and 0.24.The simulation is carried out by solving the Reynolds averaged Navier-Stokes equations employing the Reynolds stress turbulence model,especially considering two additional terms for Coriolis and rotational buoyancy forces caused by the rotating effect.For comparison,calculations for the air-cooled channels are done first at a Reynolds number of 25 000 and inlet coolant-to-wall density ratio of 0.13.The results are compared with the experiment data.Then the flow and heat transfer in steam-cooled channels are analyzed under the same operating conditions.The results indicate that the superheated steam has better heat transfer performance than air.Due to the combined effect of rotation,skewed ribs and 180° sharp turn,the secondary flow pattern in steam-cooled rotating two-pass channels is quite complex.This complex secondary flow pattern leads to strong anisotropic turbulence and high level of anisotropy of Reynolds stresses,which have a significant impact on the local heat transfer coefficient distributions.     

风兜面积对气冷喷油杆性能影响的数值研究

以某型涡扇发动机加力燃烧室气冷喷油杆为研究对象,在梯形截面的风兜下底和高度不变的情况下,通过改变上底长度得到一系列不同风兜面积的几何模型,综合考虑外流场对气冷喷油杆内部流动和换热特性的影响,对其在巡航状态下进行了流/热/固耦合三维数值模拟研究,获得了不同风兜面积对气冷喷油杆引气率、冷却空气喷口流量分布、壁面平均冷却效果、壁面最高温度的影响规律.结果表明:引气率随风兜面积增大线性增大;喷油嘴凸台周围冷却空气喷口的流量沿气冷喷油杆内冷却空气流向呈二次曲线规律变化,且随风兜面积增大分布趋于均匀;随风兜面积增大,喷油杆、隔热套壁面平均冷却效果线性增大,壁面最高温度降低;有效抑制内涵高温燃气倒灌进入隔热套是避免喷油杆局部高温的关键.      

S型泡沫金属管翅式换热器的设计与实验研究

为解决航空发动机部件热防护以及热管理问题,针对CCA(cooled cooling air)技术,采用高孔隙率泡沫金属替代传统管翅式换热器金属翅片,设计一种轻质、高效、紧凑的小尺寸S型泡沫金属管翅式换热器。换热器芯体为3D打印的钛合金制作,重129 g,由S型管束以及泡沫金属翅片组成,翅片安装在管束直管段处。流动传热实验模拟航空发动机机匣外部的空-油换热器,冷侧为水,热侧为高温空气,测定两侧流体的流量、进出口温度及压力。结果表明：泡沫金属作为换热器的翅片,传热系数增大43.94%、换热量提升21.7%、综合换热性能增加25.43%,功重比平均提升17.26%,可达14.61 kW/kg。这说明泡沫金属能够提升换热器的整体性能,可用于未来航空发动机相似结构换热器的设计。     

层板结构冷却有效性的研究

基于一维多孔材料内传热理论,建立层板冷却的理论模型,应用由实验获得的各种层板结构的流阻和换热特性,由层板两侧的压差估算通过层板的冷气流量和层板结构的冷却有效性。对影响层板冷却有效性的因素进行分析,为层板的设计起到指导作用。在相同吹风比下,双层层板要比单层层板冷却有效性高,而三层层板与双层层板之间的差别不大。通过与传统气膜冷却方式的比较,可以发现,层板冷却具有以较少的空气达到较高的冷却效果的巨大潜力。      

涡流管结构参数对其性能的影响

用实验方法研究了热端管管长、分离室直径、冷孔板孔径等主要结构参数对涡流管的制冷制热性能的影响。实验中以空气为介质分别对不同结构参数涡流管的性能进行了研究,得出了热端管管长、分离室直径以及冷孔板孔径等参数对涡流管制冷制热性能的影响规律。研究结果表明:在一定范围内增加热端管长度有利于涡流管的能量分离;在大冷流率下,大直径涡流管的制冷性能优于小直径涡流管;冷孔板孔径愈小,涡流管的制冷制热效应都愈好,在冷孔板孔径与热端管内径之比为50%时,取得最佳的制冷制热效应。      

固体燃料冲压发动机两种补燃室构型数值分析

为了提高固体燃料冲压发动机性能,使用数值模拟的方法对圆孔隔板与加长燃料两种补燃室构型进行了对比研究。在燃料内径、燃烧室入口直径、空气流量及补燃室压强相同的条件下,得到了两种补燃室构型的放热量与总压损失。对二者进行综合比较后发现,圆孔隔板构型适用于补燃室较短以及发动机工作时间较长的情况;加长燃料构型适用于补燃室较长以及发动机工作时间较短的情况。     

Application of Coolant Diffusion Equation in Numerical Simulation of Flow in Air-cooled Turbines

This article deals with time-averaged coolant diffusion equation in arbitrary, body-fitted coordinates. Schmidt number and Lewis number are used to obtain the mass diffusion coefficient. Other than the existing N-S solver, a new solver for the diffusion equation and the influences of cooling air on the thermal parameters, such as gas constant, constant-pressure specific heat, is established. Capable of simulating the flow of multi component fluid, this solver is used to simulate the flow in air-cooled two-stage turbines. The comparison of test results from the modified solver to those from the traditional N-S solver has evidenced that a marked difference present is in thermal parameters and flow field structure.