座舱瞬态热载荷的计算与仿真

以我国新一代战斗机的研制为背景,提出了高精度的飞机座舱瞬态热载荷的计算与仿真方法.与传统的计算方法相比,通过联解传导-辐射-对流耦合的控制方程以求出蒙皮温度、座舱各壁面温度,同时考虑了透过舱盖、风挡等透明体的太阳辐射对舱内驾驶员、座椅及仪表盘这类内表面温度和舱内空气温度的影响.通过将座舱内外壁面和舱内空气作为一体联解方程组后,结合某飞行剖面求解了飞机座舱实时瞬态热载荷,并比较了采用本方法与传统方法对计算精度的影响.      

飞机座舱温度数学模型

目前在国内外资料上看到的座舱温度数学模型都是在一定的条件下推导出来的,它们只适合于特定的条件。本文介绍的座舱温度数学模型分别考虑了座舱壁、舱内设备和座舱空气热容量对座舱温度的影响,是通用的座舱温度数学模型,现有的几种数学模型都是它在相应条件下的特殊情况。 本文介绍的数学模型经过适当的变换,可以导出热容量折算系数和当量时间常数的概念,为用实验方法确定座舱温度数学模型指明了方向和方法。本文将介绍通用数学模型的理论推导和三种形式,提出热容量折算系数、当量时间常数和当量热容量的概念,指出用实验方法确定座舱温度数学模型的方法。最后,提出并简单论述从温度控制角度研究和确定座舱热载荷及舱内空气分配的一种新想法。     

大型航天器舱内流动与传热传质集成分析

在低流速、常温、层流假定下，利用数值模拟方法，实现了大型航天器返回舱、轨道舱内流动与传热传质分析．模拟结果表明，冷凝干燥组件、净化通风组件、风扇、热控风机和其他仪器设备对航天器舱内空气流动具有不同的影响；通过分析空气流场对舱内温度、空气湿度、二氧化碳浓度的影响，探讨了评价流场的质量和能量输运作用；从总体角度提出，通过一定的布局，设计出具有环流的全局流场的同时，具有流动与扩散相协调的局部流场，建立了统一流场的设计新思路．     

龙卷风维持特性的探索

利用计算流体力学（CFD）方法建立了模拟龙卷风的装置模型。基于龙卷风在平面上的速度型,拟合成函数关系式,在三维CFD程序中设置初始速度场以及相关的边界条件,匹配不同的初始温度场进行了关于龙卷风维持和发展的一系列数值模拟。重现并利用漩涡管的Ranque-Hilsch效应以及汇流换热原理分析了本文2种不同的温度型对龙卷风内部流场变量随时间推移所发生的变化,同时揭示了龙卷风产生并维持下去的一种可能性,即冷热气流汇流换热生成温度场可能是产生和维持龙卷风的直接原因,并在此基础上提出使龙卷风削弱甚至消亡的方法,即破坏温度场。      

高超声速飞行器热载荷计算及影响因素分析

对吸热式热防护系统和液氮为冷源的高超声速飞行器热控系统,分别采用辐射热平衡法和双层集总参数法,建立了隔热层和舱内温度场的热力学模型,实现了气动加热、隔热层导热及舱内温度场等各传热环节的解耦.在此基础上,按照X-34验证机的飞行剖面对高超声速飞行器电子设备舱热载荷进行了计算,并分析了隔热层厚度、舱内冷却气体流速及液氮量对舱内温度和电子设备温度的影响.结果表明,该方法对热传递过程各环节响应特性能够较准确的分析,在工程方案初步设计阶段具有重要的应用价值.     

简单直射式喷嘴在均匀横向气流中喷雾特性的试验研究

本文对简单直射式喷嘴在均匀横向气流中,喷雾特性随空气速度、喷嘴压降和喷孔直径的变化进行了试验研究。在均匀流场中,试验结果表明这些影响因素是相关的。在经验关系式中,这些项的指数不是常数。根据大量的试验数据,推导出索太尔平均直径的经验关系式如下: SMD∞Va~(-1.59-0.0044ΔP_f-0.1d)·ΔP_f~(-0.13-0.025d+0.34Mα)·d~(0.36-0.55Mα-0.0032ΔP_f) 对于小孔径喷嘴,尺寸分布指数N(R-R分布)随着空气速度的增加,先减小到某一最小值后,又开始增大,而对于大孔径喷嘴,N值随空气速度增加而不断下降。随着孔径和喷嘴压降的增加,N值总是下降的。 试验证明,简单直射式喷嘴在横向气流中的雾化特性是压力露化特性(在低空气流速时)和空气雾化特性(在高速气流流速时)的综合。     

加热空气流中液雾尺寸的测量及液雾蒸发的实验研究

在运用激光散射测雾技术对加热气流中的蒸发液雾进行尺寸测量时,由于激光光路上温度及液雾蒸汽形成的浓度梯度,激光被折射而偏转,测量结果受到严重影响。本文作者研究了马尔文(Malvern)测雾仪的特点及液雾尺寸分布的数学特性,用截断法初步解决了这个问题。本文应用这一技术,对装有直射式喷嘴的直筒式蒸发管出口处液雾特性进行了实验研究。蒸发管进口气流温度为283～533K,压力为1atm。结果表明:蒸发管出口处液雾索太尔平均直径SMD和R-R尺寸分布指数N随气流速度增大而均减小,随气流温度提高而均增大。保持气流温度、速度不变,提高蒸发管气液比,SMD和N也均增大。     

壁面展向匀速运动的槽道湍流的直接数值模拟

为了解展向存在匀速流动时湍流槽道流动的特性,应用直接数值模拟方法研究了壁面的展向运动对湍流槽道流动的影响.采用标准谱方法对固定质量流率条件下,上壁面展向运动速度分别等于零、流向流量平均速度以及两倍于流向流量平均速度等3种情况进行了直接数值模拟.结果表明,壁面的展向运动会导致表面摩擦力的增大,二阶湍流统计量诸如均方根速度脉动、雷诺剪切应力和均方根涡量脉动等都会随着壁面展向运动速度的增大而显著增长,同时,槽道截面上的均方根速度脉动也变得更均匀.      

用热敏电阻测量气流速度的研究

提出了一种用球形热敏电阻测量气流速度的方法。从加有恒定电流的热敏电阻在气流中的流动换热基本方程出发,建立了热敏电阻恒流式风速测量的理论模型。由风速标定实验研究,获得了热敏电阻的实际风速标定公式。实验结果表明,该方法可用于流速范围为（０．１～２．５）ｍ／ｓ,气流温度范围为（２９３．１～３０２．１）Ｋ的低速气流的速度测量,测量误差为±５％。该方法有体积小、流场干扰小、结构简单等优点,适合于多点布置进行空间低速气流速度分布的测量。     

烧蚀模型表面温度分布测量

介绍了一维表面温度分布的非接触测量仪器——扫描光电高温计的基本原理、结构、性能以及实用情况。扫描光电高温计的研制成功,使烧蚀模型表面温度测量从点温度测量拓展到一维温度分布测量,解决了突缩管壁面热分布的研究问题,测量了各种材料烧蚀模型驻点区温度分布曲线和不同材料平板模型在烧蚀试验中沿射流流向和径向的温度分布,并利用弓型导管装置对不同开槽型的石墨平板模型和喷有氧化锆隔热涂层的平板试件进行了温度场的测量。同时,还介绍了偏转装置与扫描光电高温计配合使用,一次开车试验可以测量不同位置上一维温度分布。     

大型客机驾驶舱气流热仿真及舒适性评价

驾驶舱的空气速度场和温度场直接影响驾驶员的热舒适和工效,是驾驶舱结构和环境控制系统设计中考虑的重要内容.对B737-800驾驶舱进行全尺寸三维建模,以高空夜航工作情况为例,采用商用CFD(Computational Fluid Dynamics)软件Fluent计算该驾驶舱的流场和温度场,再用平均温度评价指标和热环境综合评价指标PMV(Predicted Mean Vote)来对驾驶舱进行温度环境客观评价,并采用问卷调查法对飞行员进行驾驶舱内部空气流速和温度舒适度的主观评价.数值仿真结果与主观评价结果都得出B737-800驾驶舱在高空夜航时基本处于舒适的环境,除躯干和脚部由于偏凉而略感不舒适.数值仿真结果与客观评价结果的一致性,验证了大型客机驾驶舱气流热仿真的准确性.     

应用“出汗”暖体假人设计,评价航天服调温功能

详细地论述了“出汗”暖体假人在设计与评价防护服中的应用，包括通风服、液冷服及防寒服中关于身体各节段的流量分布、服装隔热值与表面热流以及进口液温和流率对服装致冷能力的影响等问题。目的是为使用“出汗”暖体假人技术在设计与评价航天服调温功能研究中提供启示和借鉴     

基于飞机客舱空气品质的桥载空调送风优化

针对目前桥载空调恒定送风所造成的客舱内舒适性差及节能效果不理想问题,以波音737客舱为研究对象,采用CFD方法建立客舱仿真模型,并通过实验验证了所建立的CFD客舱仿真模型的合理性。在此模型基础上,研究桥载空调不同送风速度对客舱内温度场、风速场及NOx浓度场的影响,并分别拟合出客舱空气分布特性指标(ADPI)、排污效率与桥载空调送风速度的函数关系,再根据ADPI、排污效率构建评价函数,得到桥载空调的优化送风速度,该送风速度能够为桥载空调机组的节能控制提供依据。     

直升机旋翼防/除冰电加热控制律仿真

电热防除/冰系统的控制涉及到电加热与外流场的传热耦合,计算较为复杂,可利用的数据资料较为稀少。为探索电热防/除冰系统工作时与外流场的耦合传热规律,建立了二维电热除冰的数学模型,该模型在Messinger模型和改进的焓法模型基础上耦合了外表面与环境的复杂换热以及融冰和重新结冰过程的相变换热;采用控制容积法对控制微分方程进行离散后,使用TDMA（Tri-Diagonal Matrix Algorithm）和ADI（Alternating Direction Implicit）方法对离散得到的线性方程组进行求解,进而得到了除冰表面温度分布,同时揭示了电热防/除冰系统的耦合传热规律;分析了不同结冰条件下,加热时间控制律和加热热流密度对除冰表面温度的影响。计算发现合理设计加热热流密度大小及分布和加热时间控制律,可实现电热除冰系统能源的高效利用,进而确保飞行安全。     

矩形通道中亚尺度肋片的流动换热数值分析

对装有不同结构亚尺度肋片矩形通道的流动和换热进行了数值模拟,获得了通道流场、温度场分布以及平均努塞尔数的基本特征,对各种肋片通道的换热特性进行了对比分析.计算结果表明:亚尺度肋片距主肋片根部越近越有利于散热;在远离热面区域,亚尺度肋片的比表面积越大传热效果越好.当扩展表面积相同时,亚尺度肋片的长宽比越大换热效果越好;计算结果及分析揭示了控制肋片最优几何形状的统一原则——广义温度梯度均匀化原则,并依照此原则确定了可以强化换热的较优的肋片结构.计算分析表明广义温度梯度均匀化原则可以控制对流换热过程的传热强化.      

民机客舱中太阳辐射对热舒适性的影响

乘客出行过程中对于热舒适度要求不断提高,对民机客舱的整体热舒适性提出了更加严格的要求。通过对南北飞行的航班实际测量发现,由于受到太阳辐射的影响,客舱内部向阳和背阴两侧温度分布极不均匀,特别是窗户周围,平均温差达到20℃,客舱向阳和背阴两侧的热舒适性相差较大;结合CFD动态仿真,基于实际客舱各区实时测量数据,建立等比例客舱仿真模型,以实际测量的温度和压力数据作为仿真边界条件,再现民机客舱内部温度和热舒适度PMV的分布情况,为定量分析南北飞行航班客舱的热舒适性提供理论依据。      

飞机发动机进气道防冰系统的设计计算

针对某型具有分流隔板的发动机进气道进行热气防冰腔和管路系统的设计,在进气道的水滴撞击特性计算的基础上,对防冰系统进行热力计算,包括防冰表面的温度分布和系统压降及系统管路的流量分配,由此验证防冰系统正常工作时能否满足对表面温度的要求.此外,还分析了供气温度、供气压力、供气流量以及限流环孔径对防冰表面温度分布的影响.分析发现表面温度随供气温度、供气流量的增加而升高,限流环孔径的变化对前缘表面温度几乎没有影响,分流隔板的表面温度随孔径的增大而升高.      

30°预旋进气旋转盘流动与换热特性的实验

用实验的方法对具有30°预旋进气的旋转盘附近冷气流动与换热特性进行了研究,得到了静 盘表面压力、转盘表面温度、局部努赛尔特数的分布及平均努赛尔特数的变化.结果显示静 止盘罩表面的压力随着半径的增加而增加,随转速的增加而增加.转盘表面的局部努赛尔特 数在r＜0.7R的区域基本不变, r＞0.7R的区域里, 局部努赛尔特数随r的增加而增大.该预旋 角情况下,进气雷诺数对盘面平均努赛尔特数的影响大于旋转雷诺数.