主流速度对微细管式预冷器结霜和抑霜特性的影响

基于不同的实验工况,对微细管式预冷器分别开展了结霜和抑霜的地面实验研究,具体的实验工况为：主流的温度和湿度值分别为50℃和1.8 g/kg;主流速度分别为10、20、30 m/s。在不同主流速度的抑霜实验中,向主流中喷射的无水甲醇-水的质量比均为1.0。结霜和抑霜的地面实验结果均表明,主流速度对微细管式预冷器的结霜和抑霜特性均有显著的影响,且增大主流速度,能够明显地减少霜层在预冷器微细管束壁面外侧的凝结和累积量。在抑霜实验中,由于向主流中喷射了质量比为1.0的无水甲醇,预冷器微细管束的壁面温度显著增大,且抑霜效果得到明显改善,自由来流的压力损失系数亦明显下降,且预冷器的换热率显著增大。此外,随着主流速度逐渐增大,自由来流的压力损失系数急剧增大,而凝结在预冷器微细管束壁面外侧的霜层覆盖面积明显减小,这表明增大主流速度有利于抑制霜层在预冷器微细管束外侧壁面上的凝结和累积。     

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。     

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%。     

民用飞机预冷器设计点选取方法研究

预冷器是民用飞机气源系统温度调节的重要部件,若发生超温将导致系统自动关闭,影响下游机翼防冰系统和空调等系统用气需求,对飞机安全性有重要影响,因此研究预冷器设计点满足温度调节需求对气源系统设计有着重要意义。首先分析了预冷器换热性能影响关系,进而对其性能影响因素进行分析,主要包括环境条件信息,飞机状态信息,气源系统引气构型。然后根据经验公式对某机型不同工况条件下预冷器换热功率因子进行计算。计算结果表明在严酷引气构型双发单引气条件下,极热天巡航或待机状态下,低高度、低马赫数、低重量条件为预冷器设计点。通过计算严酷工况下预冷器热边出口温度,对预冷器设计点进行校核,计算结果表明预冷器热边出口温度均满足预冷器预期温度,说明预冷器设计点选取满足设计需求。     

出流孔对内流通道壁面换热影响的实验

根据相似理论放大的模型,实验研究了带有出流孔内流通道带孔—侧壁面的对流换热特性。实验采用加热钢带法,主要在主流雷诺数为2.5×104～10×104,出流比为1.0～4.0的范围内,测量了出流孔附近的换热系数分布,重点分析了主流雷诺数和出流比对壁面对流换热的影响规律。实验结果显示出流作用使出流孔下游区域内的换热得到强化。主流雷诺数一定时,随出流比的提高此区域换热强度提高,影响范围也扩大;出流比一定时,不同主流雷诺数下,带出流孔壁面换热强度与不带出流孔壁面换热强度的比值(Nu/Nu0)基本一致,换热被强化的程度无显著变化。     

换热预冷发动机预冷特性和发动机性能数值研究

为深入了解换热预冷发动机换热器预冷效果和发动机性能，首先设计了叉排管束式细小通道换热预冷器，并采用非定常数值模拟方法对换热效果进行了仿真，然后结合换热预冷发动机性能计算程序对预冷发动机性能进行了研究。结果表明，飞行马赫数为2.5~4.0且氢气空气质量流比为0.03~0.09条件下，换热预冷器能将来流空气预冷90.6~471.2 K，低温氢气经吸热后温度升幅为266.1~455.3 K，换热效果良好。来流空气经预冷后涡轮发动机的飞行包线最高被拓展至马赫数4.0，达到了与超燃冲压发动机的衔接速域。相比于传统涡轮发动机，氢气空气质量流比为0.03时，本文换热预冷发动机加力状态推力能恢复至设计点推力水平；当氢气空气质量流比增加至0.09时，加力状态推力最高达到设计点推力的两倍左右。马赫数2.6以下换热预冷措施能小幅改善发动机比冲和耗油率（仅计算用于燃烧的氢气量）性能，而飞行速度大于马赫数2.6后换热预冷措施也难以抑制比冲和耗油率迅速恶化的趋势。     

高超声速组合发动机预冷器抗结霜涂层技术研究

为了研究高超声速组合发动机预冷器表面的结霜问题,开展了超低温冷却表面涂层技术及其抗结霜性能的研究。研究了不同温度下,不凝性气体混入、高速气流剪切对结霜过程的影响。结果表明:在-20℃,Zn O超疏水表面,可以延迟表面霜晶的形成长达7min,结霜量减少了一半。与单独加风速和单独加入甲醇的外加环境相比,外加流动剪切和甲醇的组合最能够抑制表面结霜,超疏水表面可在10min内不发生水珠的冻结。在-150℃,超疏水表面霜晶的形核率低,仍具有一定抑制结霜的效果。     

逆流管翅式空气预冷器及其流动换热计算方法

空气预冷器用于在短时间内将高温来流空气高效冷却，是预冷吸气式空天发动机的核心部件。提出一种逆流管翅式的空气预冷器换热构型，经过与SABRE预冷器构型的比较，说明该新构型的预冷器可实现性更好。针对该构型，基于换热单元内部热通量平衡的基本假设，提出了一套流动及冷却效果的计算评估方法，考虑了冷却剂以及空气的流动摩擦损失。为解决以复杂碳氢燃料为冷却工质的空气预冷器设计难题，高温空气物性的计算使用NASA的物性拟合公式，碳氢燃料冷却工质及其裂解产物的物性计算，采用组分替代模型结合SUPERTRAPP物性计算子程序来实现；当燃料达到裂解温度后，采用燃料裂解机理计算更新燃料组分。此外为验证计算模型及程序的准确性，利用CFD软件与该程序进行同工况的比较计算，初步验证了该方法的可靠性，且采用本方法进行考虑碳氢燃料裂解的空气预冷器的典型工况计算，时间不超过30min。这一兼顾准确性和运算效率的新方法可用于逆流管翅式空气预冷器性能的快速评估。     

变物性与热辐射对发汗冷却过程的影响规律研究

采用两层k-ε湍流模型对高温条件下有发汗冷却时的矩形槽道内湍流流动和换热进行了数值模拟。计算结果表明:随着冷却气体流量的增加,在发汗冷却壁面附近主流气体的温度梯度大大减小,壁面温度、局部对流换热系数都迅速下降;变物性条件下同时考虑热辐射时数值计算得到的平均St相对值St/S_t0随修正注入率F/St0的变化比已知的常物性条件下的值小;随着高温气体温度的上升,变物性和热辐射对与高温流体接触的表面温度有较大影响,热辐射对壁面温度的影响比变物性更大,而对流换热系数所受的影响不大;当主流为高温气体(如:2500K)、而壁面温度较低时(如:800K)热辐射的影响不大,发汗冷却效果仍然很明显。      

紧凑式强预冷换热器叉排管束的大涡模拟

采用大涡模拟方法对紧凑式强预冷换热器叉排管束的对流换热问题进行了研究,并运用动力模态分解(DMD)方法对流场的拟序结构及换热统计特性进行了分析。结果表明:在计算工况内(Re≤6 000),前排管束的流动结构为有规律的剪切层运动和尾涡脱落。后排管束的流动结构为无规律的小尺度旋涡结构,同时其流场表现出无序性;前排管表面瞬时努塞尔数具有较为固定的波动频率,而后排管壁由于受到前排圆管脱落旋涡的无规律撞击,其管壁瞬时Nu无固定波动频率;在Re=2 600的工况下,管束内的熵产主要来源于换热而非耗散,主要流动结构对耗散熵产和换热熵产的贡献在管壁边界层和自由剪切层位置,其对前排管的熵产有较大贡献,而对后排管熵产的贡献较小。      

冷气掺混对高压涡轮气动性能影响的数值研究

采用数值方法研究了冷气掺混对高压涡轮气动性能和叶栅通道内部二次流动结构的影响，计算结果表明:冷气流量增加，冷却高压涡轮导叶和转子型面总载荷降低，导叶进、出口马赫数均减小，转子出口相对马赫数在径向0~0.55区域增大而在径向0.55~1.0区域减小.导叶进、出口气流角受冷气流量的变化影响较小.冷气流量由压气机进口流量的4.83%增加至14.49%，转子进口相对气流角在径向0.05~0.95区域增大而出口相对气流角在径向0.6~1.0区域减小，导叶绝热壁面冷却效率先升高后降低而转子绝热壁面冷却效率提高了19.33%.轮毂和机匣封严气呈束状进入转子叶栅通道且腔内封严气流动受旋转轮盘抽吸效应影响较大.      

A refined design method for precoolers with consideration of multi-parameter variations based on low-dimensional analysis

The precooler is a distinctive component of precooled air-breathing engines but constitutes a challenge to conventional thermal design methods. The latter are based upon assumptions that often reveal to be limited for precooler design. In this paper, a refined design method considering the variations of fluid thermophysical properties, flow area and thermal parameters distortion,was proposed to remediate their limitations. Firstly, the precooler was discretized into a fixed number of sub-microtu...     

燃烧室新型席壁结构的壁温计算

建立了考虑壁面纵向导热的计算席壁壁温的七热流模型。提出了求解该模型的方法, 并考虑物性参数随温度的变化等因素, 据此, 分别对设计状态和实验状态下的席壁火焰筒的内外壁温的分布进行了计算, 并与原型气膜冷却的壁温分布及实验值进行了比较。计算结果表明, 与实验值基本吻合, 并表现出良好的冷却性能。其冷却空气量比原型节省20%左右, 壁温明显低于原型, 且沿轴向分布均匀, 因而可望较大地提高火焰筒的使用寿命或涡轮前燃气温度。      

螺旋折流板换热器壳程流动特性研究

利用激光粒子图像测速（PIV）技术在有机玻璃模型上对螺旋折流板换热器的壳程流动特性进行了实验研究。结果表明,螺旋折流板换热器管间流体斜向冲刷管束。管间流场中非稳定区的流体由于接近换热器的轴心,受三角区漏流的影响,流速沿轴线方向呈上升趋势,且具有较强的轴向速度。稳定区内的流体流动较为平稳,其切向速度较高,具有明显的旋流特征,是换热效果较好的区域。管间流场的流体具有沿轴线方向波动的径向速度,可以增加流体的扰动,有利于传热。在管束外围,折流板与简体之间的漏流会增加流体的轴向速度,而搭接区的漏流则使得流体的切向速度增加而轴向速度减小。漏流对流体流速的影响会沿着轴线方向不断减小,流体流速趋于稳定。     

空气管流热力学能量特性研究

本文依据热力学原理,对管内空气流动传热过程,进行热力学性能分析,提出热力学能量特性准则方程。该方程依据流动和传热过程的不可逆性有用能损失概念,将传热性能和流动性能定量系统地结合,分析空气管流的热力学能量性能。在着重壁面等热流流动工况分析的基础上,又进行了壁面等温度流动工况的分析及比较。文中以圆管道内空气湍流流动的能量特性分析为例,探讨能量特性的特点,各工况参数的影响及管流过程的最佳工况参数。     

SABRE预冷器计算模型及其在整机模型中的应用

预冷器的性能对SABRE等预冷组合循环发动机具有重要影响,为实现发动机方案设计阶段预冷器的快速设计与评估,建立了预冷器准二维快速评估模型。将SABRE预冷器的几何结构简化为一个扇环形区域,沿径向和周向将该区域划分为二维节点。应用守恒方程及传热关联式完成单个节点计算,再求解节点矩阵的平衡方程组,计算内外流体特定节点上参数的二维分布,得到预冷器出口参数。将模型嵌入发动机总体性能程序中,实现了发动机设计及非设计点的预冷器性能计算的功能。与文献数据对比结果表明,预冷器模型传热计算误差小于5%,摩擦阻力误差小于10%。整机计算结果显示,Ma0~5范围内,预冷器空气侧温降范围为143K至932K,温降随飞行马赫数升高单调上升。预冷器传热有效度范围为0.896-0.945,空气侧总压恢复系数范围为0.852-0.904。     

高流速时横掠管束的流动阻力特性实验研究

为了在空气流速很高的航空发动机外涵道中使用管式空-空换热器，用实验的方法研究了高流速时考虑压缩效应影响的椭圆管束和圆管束的流动阻力特性，并对二者进行了对比。结果表明：相同几何排列情况下，两种管束的阻力系数随雷诺数的变化趋势大体相同；但椭圆管束的阻力系数明显低于圆管的阻力系数。在实际使用中应首选椭圆管束结构形式。     

双旋流器燃烧室壁温试验

采用红外热像仪对带双级旋流器的模型燃烧室火焰筒壁面温度进行了测量,试验研究不同进气温度、油气比和主燃孔参数对火焰筒壁面温度分布的影响.试验研究表明:主燃孔参数变化对火焰筒壁面温度分布有较大的影响;火焰筒壁面温度值随着进气温度的增加而明显升高,但壁面温度分布变化不大;油气比的变化对壁面温度值影响不太大,但对温度梯度影响较大.所得的试验结果可为新燃烧室设计提供一定的参考依据.      

Airside pressure drop characteristics of three analogous serpentine tube heat exchangers considering heat transfer for aero-engine cooling

This study explores the design, analysis, and air pressure drop assessment of three analogous air–fuel heat exchangers consisting of thin serpentine tube bundles intended for use in high Mach number aero-engines. In high speed flight, the compressor bleed air used to cool high temperature turbine blades and other hot components is too hot. Hence, aviation kerosene is applied to precool the compressor bleed air by means of novel air–fuel heat exchangers. Three light and compact heat exchangers including dozens of in-line thin serpentine tube bundles were designed and manufactured, with little difference existing in aspects of tube pitches and outer diameters among three heat exchangers. The fuel flows inside a series of parallel stainless serpentine tubes (outer diameter: 2.2, 1.8, 1.4 mm with 0.2 mm thickness), while the air externally flows normal to tube bundles and countercurrent with fuel. Experimental studies were carried out to investigate the airside pressure drop characteristics on isothermal states with the variation of air mass flow rates and inlet temperatures. Non-isothermal measurements have also been performed to research the effect of heat transfer on pressure drops. The experimental results show that inlet temperatures have significant influence on pressure drops, and higher temperatures lead to higher pressure drops at the same mass flow rate. The hydraulic resistance coefficient decreases quickly with Reynolds number, and the descent rate slows down when Re > 6000 for all three heat exchangers. Additionally, the pressure drop on heat transfer states is less than that on isothermal states for the same average temperatures. Moreover, the pressure drop through heat exchangers is greatly affected by attack angles and transverse pitches, and an asymmetric M-shaped velocity profile is generated in the cross-section of sector channels.