无水甲醇质量比对紧凑型预冷器的结霜和抑霜性能的影响

在主流来流的速度值、湿度值和温度值分别为10 m/s、6.4 g/kg和50℃的实验条件下，对微管式紧凑型预冷器的结霜和抑霜性能进行了实验研究。在抑霜实验工况中，采用无水甲醇作为抑霜的有机溶剂，且在抑霜实验过程中喷射了三个不同质量比（0.75、1.0和1.25）的无水甲醇对预冷器进行抑霜。对不同实验工况的结霜和抑霜性能、压力损失系数、预冷器管束的壁面温度和预冷器的换热率进行了详细地分析。实验结果表明，在进行结霜实验时，当低温冷却剂流经预冷器的微细管束内部时，在预冷器的外侧会快速地凝结霜层，且霜层随着实验时间的增长而逐渐累积。然而，一旦向主流来流中喷射了三个不同质量比的无水甲醇之后，会产生非常明显的抑霜效果，主流的压力损失系数显著下降且预冷器的换热率明显提高。此外，预冷器微细管束的壁面温度也显著的增大了，其壁面温度均高于水的冰点，这是喷射无水甲醇能够产生抑霜效果的直接原因。在向主流喷射三个不同质量比的无水甲醇的抑霜实验中，当喷射的无水甲醇的质量比为1.0时的抑霜效果最佳。此外，根据对抑霜实验结果进行分析，可以进一步地推测：实现最优抑霜性能的最佳无水甲醇质量比可能介于1.0～1.25之间。     

非定常来流压力下基于DMD方法的预冷器换热特性

采用大涡模拟方法对非定常来流压力条件下叉排管束预冷器换热特性进行了研究,同时运用动力学模态分解方法对流场主控流动结构进行了识别,探讨了来流压力周期性变化频率对预冷器内部流动、换热性能和熵产的影响。结果表明:来流压力变化频率对预冷器时均和瞬态换热性能影响均不显著,但当来流压力变化频率增大至流场固有频率950 Hz时,流场发生共振,换热性能发生剧烈振荡;管束壁面剪切层运动和绕流脱落涡结构为主控流动结构,其时空演化过程对瞬时换热性能起决定作用;当流场发生共振时,剪切层的生长和演化与来流速度的脉动密切相关,前排管束的绕流涡脱落周期与来流压力/速度变化周期一致,而壁面剪切层的生长周期则为来流压力/速度变化周期的两倍。此外,叉排管束流场的换热熵产决定于主控流动结构,其时空演化特征与主控流动结构演化规律完全一致。     

基于Zukauskas关系式的预冷发动机进气道流动特性研究

为了研究预冷发动机进气道流动特性，以二维变几何轴对称进气道为研究对象，利用Zukauskas横掠管束绕流关系式，对进气道流场展开了数值仿真研究，探究预冷器的冷却效应及换热管直径对进气道流场、性能的影响。结果表明：Zukauskas关系式能较好地预测气流在预冷器管束间的流动损失；经过预冷后，涡轮通道总温大幅下降，但总温分布不均匀，温度梯度明显，对流换热对上游流体总温产生的影响很小；在Ma∞=2～5飞行工况下，换热功率随着飞行马赫数的增加而增大，涡轮通道的出口总温较预冷前降低了22%～60%，出口马赫数降低了17%～51%，反压比增加了10%～26%，总压恢复系数增加了3%～8%；当预冷器的管径从1 mm增大至2.5 mm时，涡轮通道出口速度降低了16.5%，反压比降低了1%，总压恢复系数呈现先下降后上升的趋势。将虚拟预冷器管束排布方式改为顺排，预冷器的换热功率下降，出口总温上升，涡轮通道的出口速度上升了11%～30%。     

飞秒脉冲激光诱导TC4微结构表面抑冰特性实验

飞机发动机进气道前缘唇口积冰将会严重威胁航空安全,仿生研究表明具有微纳结构的疏水表面可以起到良好的抑冰效果。针对飞机唇口材料TC4,采用飞秒脉冲激光诱导制备TC4微结构表面,利用三维形貌仪和扫描电镜对TC4合金表面三维形貌和微纳结构进行观测,应用接触角测量仪分析表面浸润改性,依托结冰特性实验系统测试微结构表面抑冰抑霜性能,并分析飞秒脉冲激光加工工艺参数对表面微观结构和抑霜特性的影响机制。研究结果表明：随着激光扫描速度的增大,TC4合金表面形成的拱形沟壑深度增加,沟壑上方出现干涉条纹以及圆形凸起且微纳凸起的尺寸随扫描速度的增大而增大,接触角先减小后增大再减小;加工后表面液滴冻结时间比未加工表面延迟30 s;扫描速度2 000 mm/s时的液滴冻结时间最长,霜层质量最小,高度最低。飞秒激光加工TC4合金表面形成的微纳结构以及表面吸附的有机物能够改变表面接触角;粗糙度和表面形貌能够影响表面结冰时间和结霜量。     

高超声速发动机碳氢燃料预冷器换热特性

将预冷过程引入高超声速涡轮发动机可以降低进入压气机的空气温度,提高可用增压比,增加发动机推力。为研究预冷器热力性能变化规律,对预冷器的结构形式和换热形式进行了分析,建立了以高热沉碳氢燃料为冷源的渐开线型预冷器分段热力计算模型,指出冷热流体均经历大温度变化的预冷器必须分段进行热力计算。研究了燃油流量、空气出口温度、预冷器结构参数等因素对预冷器热力性能的影响,得出结论：由于微细换热管数量达到数万量级,管内流动层流占比较大;燃油流量增加时,预冷器冷却能力增强且重量减轻,但吸热后的燃油不一定能全部用于燃烧,造成推力浪费;降低空气出口温度有助于提升发动机推力性能,但会造成预冷器重量增加和空气压力损失增大;管束横纵向间距均为1.5倍管径时,顺排相比于叉排排列,空气侧对流换热能力差,预冷器重量和空气压降均较大;管束横纵向间距对预冷器热力性能有较复杂影响。研究结论可为未来相似结构管束式预冷器的设计、验证和性能分析提供支撑。     

光滑楔形通道径向末端射流冲击冷却换热特性研究

为了研究在旋转状态下射流冲击冷却在楔形通道径向末端的冷却效果,在主流通道进口雷诺数为15000、旋转数为0或0.1的工况下,实验研究了不同射流孔位置、射流流量条件下的楔形通道沿程壁面换热规律。研究结果表明:射流孔附近的通道壁面换热系数被极大地增强,但冷却效果被限制在一定范围内;射流对通道内侧的影响范围要大于中部和外侧,但增大射流流量并不会增加内侧的换热系数;旋转工况下,射流影响区的换热对比静止基本上没有变化;在本实验工况下,射流不能强化沿通道径向射流孔后侧位置的换热;不同工况下的通道整体平均换热在10%以内,末端射流冲击对通道整体换热影响有限。     

喷射角对涡轮叶栅端壁气膜冷却的气动影响

在大尺寸低速平面叶栅风洞中,对前缘上游有单排气膜孔的涡轮导向叶栅端壁气膜冷却进行了气动实验。在喷射角25°,35°和45°以及吹风比1,2,3下详细测量了叶栅通道中的三维流场,得到了全速度和二次流速度分布,并由此计算了二次流动能的大小。着重研究了喷射角对端壁气膜冷却的气动特性和对叶栅通道中特别是端壁附近的流场结构的影响。数据表明减小喷射角度可以减小通道涡的强度和尺寸,使冷气射流核心更贴近壁面,但同时也明显地增大了壁面附近的气流速度。在高吹风比下,35°喷射时射流将冷气输运到压力边的能力比25°喷射和45°喷射都要强。     

激波诱导控制推力矢量喷管实验及数值计算

采用实验方法,通过在二元收敛-扩张喷管扩张段引入二次流喷射,开展了激波诱导控制的流体推力矢量技术研究.实验过程通过喷管上、下壁面压力测量及出口射流纹影观测,研究了主流压力、二次流喷射压力以及二次流喷嘴几何(缝或孔)对推力矢量喷管性能的影响.同时,结合数值计算方法,对各实验工况下的喷管流场进行数值模拟,获得了实验手段难以得到的流场数据和性能,对实验结果进行了辅助分析.初步研究结果表明:在给定的实验条件下,主流压力越高,喷管推力矢量角越小,同时推力系数越大;二次流压力越高,喷管推力矢量角越大,同时推力系数减小;同孔喷射相比,采用喷缝几何下的上壁面激波诱导分离点更趋于向上游移动,分离点后压升显著,射流穿透能力强,对主流的扰动强烈.      

温度边界层对壁湍流多尺度相干结构的影响

用热线风速仪以高于对应最小湍流时间尺度的分辨率精细测量了风洞中壁面加热平板湍流边界层不同法向位置流向速度分量的时间序列信号, 与常温情况相比, 热对流加速了壁湍流中流体的动量、质量和能量的交换, 加快了湍流边界层的发展;用子波分析方法研究了壁面加热对壁湍流多尺度相干结构喷射和扫掠条件相位平均波形的影响, 显示热对流明显增大了缓冲层相干结构扫掠过程和喷射过程的强度, 是增强壁湍流中流体的动量、质量和能量交换的根本原因.      

基于激波控制的S弯二元矢量喷管数值模拟

为了掌握S弯二元矢量喷管的气动性能,采用CFD数值模拟方法研究了有无二次流喷射状态下S弯二元矢量喷管激波 诱导的工作机理,以及二次流喷射位置、主流落压比和二次流与主流总压比对S弯二元矢量喷管推力系数、矢量角、壁面静压的影 响。结果表明：在二次流流通面积不变、次流与主流流量比Ws/Wp≤6%的情况下,喷管上、下壁面分别喷射二次流产生的最大矢量 角分别为22.9°和15.9°;喷射位置对矢量角有较大影响,对推力系数影响不大,随着二次流喷射位置逐渐靠近出口,矢量角先增大 后减小;射流位置固定,随着主流落压比的增大,推力系数增大,当主流落压比从2增大到6时,推力系数最多提高17.9 %,矢量角 先增大后减小;随着二次流与主流总压比的增大,推力系数整体呈单调减小趋势,矢量角先增大后减小。     

超声速飞行器鼻锥空间气动热特性数值研究

采用STAR-CCM+软件,用经过验证的湍流模型和方法,模拟空间(0~46km)环境中鼻锥模型在超声速飞行状态下的气动热特性,讨论了地面高焓风洞与空间飞行环境的区别.主要区别表现在如下3个方面:1要达到一定的滞止点温度,地面高焓风洞热环境依赖于超声速气动热与电弧加热的耦合作用;2在相同滞止温度的工况下,地面高焓风洞实验使得整个鼻锥实验件壁面都暴露在高温气流下,而空间飞行气动热主要集中在滞止点附近;3在相同滞止温度的工况下,空间飞行器的滞止区压力远远低于地面风洞实验压力.数值模拟揭示:相同来流马赫数下,随海拔高度增加,真实空间飞行条件下鼻锥滞止压力持续降低,而滞止温度则先下降然后升高;在同一空间高度下,随着来流马赫数增大,滞止温度和压力均呈抛物性增长,同时激波位置逐渐靠近前缘壁面,滞止区激波层变薄,但当来流马赫数高于4之后这种趋势将不再明显.     

涡轮叶片前缘双排孔气膜冷却数值模拟

为了解冷气喷射对涡轮叶片前缘气膜冷却特性的影响,对圆柱形前缘双排孔气膜冷却进行全三维N-S方程数值模拟。计算域网格采用FNM形式的多块结构化网格。研究了射流与主流的流动机理,分析了不同吹风比下对壁面冷却效率的影响。计算结果表明,壁面平均绝热效率随吹风比的增大而升高。针对第二排孔结构参数进行优化设计,优化后的冷却效果要明显优于原始结构。     

主流湍流度对涡轮导向叶片气膜冷却特性影响的实验

采用基于窄带热色液晶的瞬态全表面传热测量技术,研究了主流湍流度对涡轮导向叶片吸力面圆柱形孔排气膜冷却特性的影响规律.结果表明:在实验工况范围内,主流湍流度从0.59%提高至6.85%,可以在气膜出流的上游区域促进气膜贴向壁面并扩大展向覆盖面积,从而改善气膜覆盖效果,但是在主流湍流度较大的工况下,气膜覆盖效果迅速变差;在气膜出流的下游区域,主流湍流度的提高使得气膜冷却效率逐渐降低;主流湍流度的增大,增强了无气膜冷却光滑叶片表面的对流换热;在气膜冷却条件下,气膜出流对叶片表面对流换热的增强效果随着主流湍流度的增大呈现出明显的区域性特点:表面传热系数比在上游区域是先增强后减弱;中游区域是逐渐减弱;下游区域则是逐渐增强.     

旋转状态下曲率模型上的气膜冷却效率

通过对旋转状态下曲率模型上气膜冷却的流动和换热特性进行实验研究,得到了不同主流雷诺数、吹风比和旋转数情况下的壁面冷却效率分布,同时对实验工况进行了数值模拟。实验中,主流雷诺数Re=3 198.4~6716.6,吹风比M=0.4~1.2,旋转数R t=0~0.015 9。结果表明,吸力面和压力面模型上的气膜覆盖轨迹受离心力与哥氏力的综合作用呈现不同的偏转趋势。吹风比的增大使得气膜孔下游中心区域的冷却效率逐渐降低,旋转数的提高则有助于改善压力面模型上相同区域的冷却效果。此外,主流雷诺数的变化对壁面整体冷却效果影响不大。     

等离子体气动激励诱导气流加速的实验

为揭示等离子体气动激励诱导气流加速的作用机理及影响因素,对静止空气条件下的诱导气流速度进行了测量.实验结果表明:等离子体气动激励启动瞬间形成启动涡,随即旋涡向下游运动并最终演化为近壁面射流;激励电压增大时,诱导气流速度增大,近壁面射流的射程增加;激励频率增大时,诱导气流速度变化不明显;多组电极激励器诱导的气流速度周期性地先增大后减小,并且诱导气流加速的效果沿流向方向逐渐减弱.      

微细管道内R141b沸腾气液两相流动与换热特性数值仿真

为探究微尺度管道内沸腾气液两相流动与换热机理,采用基于VOF多相流模型的数值方法研究了制冷剂R141b在水平微细管道内的流动沸腾换热过程,获得了制冷剂R141b在管道内的流型、温度、速度及表面传热系数分布,分析了制冷剂R141b在管道内流动沸腾换热的基本规律和气泡运动特点。研究表明,制冷剂R141b在微细管道内流动沸腾依次出现单相流,泡状流,受限泡状流,弹状流,间歇状流,雾状流等典型流型。制冷剂R141b在微细管道内温度沿轴向逐渐升高,速度沿轴向逐渐增大,表面传热系数沿轴向先增大后减小。由于质量流速的增大使得制冷剂气相和液相的流动速度增加,表面传热系数随之增大:相同热流密度下,计算的大质量流速工况较小质量流速工况的表面传热系数平均增幅为21.4%;热流密度的增大会加快制冷剂液相向气相转变的速度,表面传热系数随之增大:相同质量流速下,计算的大热流密度工况较小热流密度工况的表面传热系数平均增幅为23.9%。     

浅凹槽底壁横向燃料喷射对流动和燃烧特性的影响

模拟了高度30km,飞行马赫数6的超声速燃烧室流场和燃烧特性.通过对固定长度、不同深度的一组浅凹槽底壁燃料横向喷射的燃烧室的冷态与燃烧工况进行数值计算,并将其和传统壁面横向喷射方式进行比较,发现引入浅凹槽底壁喷射结构能有效减弱流场的激波系强度,明显降低燃烧流场的总压损失;凹槽前壁面和喷流柱之间形成稳定的亚声速回流区,能够稳定火焰,这在较大深度凹槽会更明显.引入浅凹槽一定程度降低了横向射流穿透深度,这也导致燃烧效率相比传统壁面横向喷射结构有一定下降.     

壁面微通道冷却对旋流燃烧室性能影响实验

为了探索微通道高效换热技术在低污染燃烧室壁面冷却中的应用,实验研究了壁面微通道冷却对模型旋流燃烧室性能的影响。结果表明:微通道结构对燃烧室热壁面具有显著的冷却效果,在雷诺数小于350时,雷诺数增加对壁面冷却有明显提升作用,在雷诺数大于350后,雷诺数的增大对冷却效果提高的促进作用减小；雷诺数增大对相同进气工况下CH*化学发光信号表征的火焰时均结构几乎不产生影响,但在个别工况下会使火焰产生黄色火星,甚至间歇地产生黄色火焰,带来不完全的燃烧；雷诺数增大会增强微通道对流换热程度,加大壁面传热速率,加剧火焰和微通道换热间的相互作用,使火焰表面发生较大的热量损失,最终造成CO排放量增加,NOx排放量降低,并使整体燃烧效率下降。      

喷射角对超声速燃烧室掺混和燃烧的影响

针对壁面喷射方式,分别在冷态喷流和燃烧工况下探讨了喷射角的变化对超声速流场中的燃料掺混效果及燃烧效率的影响。研究表明:采用带角度喷射能明显减弱壁面垂直喷射导致的强激波,减小激波/边界层干扰带来的总压损失,在燃料掺混特性方面,减小喷射角会降低近场穿透距离,减弱近场的掺混效果,而对中场的穿透深度及掺混效果影响不大,但带角度喷射的远场的穿透深度及掺混不如垂直喷射。所以垂直喷射时,虽然更多的燃料和空气发生掺混,燃烧效率要高于带角度喷射的,但会以牺牲很大的总压为代价,所以在工程中建议采用带角度喷射配合其他喷射方式。     

旋转状态下孔排构型气膜冷却特性实验研究

 通过对旋转状态下带有孔排构型平板叶片模型表面的气膜冷却换热特性进行实验研究,得到了不同吹风比、旋转数、主流雷诺数和密度比情况下气膜孔下游流向位置上绝热效率的变化规律,同时提出了一个新的用于评价气膜冷却效果优劣的无量纲参数——有效覆盖率(EAR)。实验采用空气和二氧化碳作为冷却工质,利用热色液晶测温（TLC）技术对测试表面的二维温度场进行测量,并通过旋转拍照系统对液晶图片进行即时采集。研究结果表明,吹风比对旋转状态下二次流的流动形态起着决定性作用。随着吹风比的增大,二次流经历了附壁流动、分离流动和分离再附壁流动3种形态。当旋转数增大时,吸力面和压力面上的绝热效率呈现先上升后下降趋势,且压力面上整体绝热效率要高于吸力面对应值。主流雷诺数的增大导致壁面绝热效率出现降低趋势,但整体冷却效果变化不大;冷气对主流密度比的增大则有助于壁面冷却效果的改善。此外,EAR可以对不同工况下的壁面气膜冷却效果进行量化比较和评判,因而极具工程推广价值。