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391.
冲击/发散复合冷却方式发散壁换热系数研究 总被引:6,自引:4,他引:2
对航空发动机的一种先进冷却方式,冲击/发散复合冷却方式的发散壁燃气侧换热系数进行了试验研究。考虑了影响燃气侧换热系数的流动和几何参数,它们是主流雷诺数、吹风比以及几何结构。采用比较法研究燃气侧换热系数,基准换热系数与经典传热准则计算值相比,精度在±7%以内。研究发现主流是充分发展湍流时,主流雷诺数对发散壁燃气侧换热系数基本无影响,而吹风比和几何结构是主要的影响因素。多排气膜叠加,也使得换热增强系数沿流向增加。对实验结果总结了经验关系式,可以用于该种冷却结构的传热设计和校验。 相似文献
392.
393.
394.
以空间装置中气体自然对流传热问题为目标,导出显含温度和压强两个独立热力学参数的Rayleigh 数和Knudsen 数的表达式,分析了各个特征压强段气体传热的不同状态,比较了在连续介质流动中低真空(压强大于10Pa)和微重力对空间装置中气体自然对流传热的相似影响,导出了气体压强与重力对低真空气体自然对流的影响的相似性关系式,由此可以推断低真空或微重力状态下气体自然对流的强弱的相互关系。 相似文献
395.
396.
397.
飞行条件下,飞机外部对流换热系数的计算需考虑气体压缩性和热交换的影响。目前工程上通常采用的参考温度法忽略了飞机结构的影响,将飞机各部位的外部对流换热系数视为一个数值,势必会严重影响计算结果的准确性。通过对民用飞机外部对流换热系数计算原理的研究,提出一种可用于求解飞行条件下飞机机体各区域外部对流换热系数的仿真计算方法——极限温差法。以STAR-CCM+软件为计算平台,基于某民用飞机,从仿真计算角度对其可行性进行分析,采用理论的参考温度法和传热公式法对极限温差法计算结果的准确性进行验证。结果表明,传热公式法和极限温差法得到的模拟值基本相同,且不同模拟值与参考温度法的理论值之间的差值均约为理论值的8%,极限温差法计算结果与理论值基本吻合。 相似文献
398.
为了探究带有凹槽造型的涡轮叶片前缘结构的换热特性,采用瞬态热色液晶技术研究了凹槽对涡轮叶片前缘外表面换热系数的影响,获得了不同主流雷诺数以及湍流度下涡轮叶片原始前缘结构及带两种不同深度凹槽的前缘结构外表面的换热系数分布数据,并采用努塞尔数评估对比了三种结构下的换热特性。实验结果表明:原始前缘结构存在高换热系数区,随着湍流度的增大,高换热核心区显著增大;由于凹槽对滞止区域的流动产生了影响,带凹槽的前缘结构在不同工况下均表现出将原始结构高换热核心区分割为凹槽两侧突出边缘的高换热区和槽内低换热区的分布特征;凹槽可以显著降低前缘表面的换热强度,带浅凹槽的前缘结构在前缘表面的面平均努塞尔数相比原始前缘结构降低约7.9%~14.5%,带深凹槽的前缘结构相比原始前缘结构降低约9.1%~20.9%;与Reg=200,000相比,当Reg=150,000时,带凹槽的前缘结构相比原始结构的低换热优势更强。 相似文献
399.
民用飞机适航条款要求在结冰条件下应确保风挡外表面不能结冰,防止影响飞行员视界。因此应确保结冰条件下风挡具有足够的加热功率使其外表面温度高于冰点。根据防冰传热传质机理,利用CFD和Matlab相结合的方法建立了三维风挡热性能分析模型,对某型民用飞机风挡防冰性能进行评估。具体包括防冰热载荷确定、表面温度评估和关键参数校核三部分,并给出了典型飞行工况下风挡防冰热性能评估算例。 相似文献
400.