半封闭通道射流冲击换热特性的实验

运用红外热像仪测试技术对半封闭通道单、双排孔射流冲击冷却进行了热像显示试验,总结了各种流动参数和几何参数对局部换热特性的影响规律:对于单排垂直射流,冲击冷却效果随冲击雷诺数的增加、孔间距与直径比的减小而得到提高,冲击间距比为2时换热效果最好;冲击孔中心线向通道封闭一侧倾斜后,射流冲击冷却的范围变窄,当冲击间距比大于2时驻点区的对流换热能力明显降低;对于双排冲击射流,在较小的冲击射流雷诺数和较大的冲击间距比下,后排射流的冲击换热效果要逊于前排射流。      

Experimental study of curvature effects on jet impingement heat transfer on concave surfaces

Experimental study of the local and average heat transfer characteristics of a single round jet impinging on the concave surfaces was conducted in this work to gain in-depth knowledge of the curvature effects. The experiments were conducted by employing a piccolo tube with one sin-gle jet hole over a wide range of parameters: jet Reynolds number from 27000 to 130000, relative nozzle to surface distance from 3.3 to 30, and relative surface curvature from 0.005 to 0.030. Exper-imental results indicate that the surface curvature has opposite effects on heat transfer characteris-tics. On one hand, an increase of relative nozzle to surface distance (increasing jet diameter in fact) enhances the average heat transfer around the surface for the same curved surface. On the other hand, the average Nusselt number decreases as relative nozzle to surface distance increases for a fixed jet diameter. Finally, experimental data-based correlations of the average Nusselt number over the curved surface were obtained with consideration of surface curvature effect. This work con-tributes to a better understanding of the curvature effects on heat transfer of a round jet impinge-ment on concave surfaces, which is of high importance to the design of the aircraft anti-icing system.     

一种IGSO卫星轨道维持时的偏航角调整策略

针对倾斜地球同步轨道(IGSO)卫星的轨道维持问题，提出了在轨卫星在各种不同工况及约束下的偏航角调整策略。其目的在于减小偏航角的调整范围以及缩短偏航角调整时间，减小轨道维持过程对卫星业务连续性的影响。分析了偏航角的运动规律，以及升交点赤经对偏航角的影响。在此基础上，根据轨道维持时升交点赤经的不同、太阳高度角范围、轨道控制的时间约束、交叉点位置约束等不同情况，分别给出了卫星轨道维持时偏航角的调整方法及推力器选择方案。对于交叉点位置在中国境内的卫星，可以使偏航角调整范围不超过45°。此方法可应用于在轨卫星轨道维持管理的实践中。     

带横流非均匀冲击/气膜复合冷却特性试验研究

针对多层涡轮机匣内部典型阵列冲击/气膜,试验研究了横流出流和气膜出流作用对冲击冷却靶面换热系数的综合作用。重点分析了非均匀阵列冲击射流中,冲击雷诺数(6 750~28 500)、横流出流比(0~0.5)等参数对冲击靶板局部和平均努赛尔数的影响。试验中局部和平均努赛尔数均随着冲击雷诺数的增加而提高。当横流出流比增加后,局部和平均努赛尔数均减小。试验结果表明,气膜孔和冲击孔间距较小的工况下能够获得更好的局部换热强化效果。横流出流的存在,削弱冲击射流带来的局部强化冷却作用,并且随着出流比的增大,这种换热削弱程度也逐步变大。     

笛形管结构参数对热气防冰凹腔表面温度分布的影响

运用数值模拟方法,研究了笛形管射流孔直径、射流孔间距、周向位置和笛形管位置等结构参数对凹腔表面温度的影响。研究结果表明:在本文所研究的结构参数范围内,笛形管射流孔直径对凹腔前缘表面的温度影响最大,不同孔径的热射流加热效率相对差值达7%。存在一定的射流孔间距范围,使得凹腔表面温度得到一较优值,其对热射流加热效率的影响幅度在4%左右。笛形管周向射流孔安装角为±35°时,凹腔前缘的热射流加热效率相对较高,笛形管中心接近于凹腔前缘可以取得更好的热射流加热效果,但其对热射流加热效率的影响仅在2%以内。     

三维机翼结冰模拟

针对机翼结冰问题,利用欧拉法求解空气水滴两相流流场,通过Fluent软件用户自定义函数功能编程求解三维机翼表面水滴局部收集系数以及结冰情况.在计算中.将水溢流方向沿机翼弦向和展向分解,以此对Messinger结冰热力学模型进行改进,使之更符合三维情况,并在此基础上进行三维传质传热分析;修正传统的二维表面对流换热系数求解...     

翼型结冰过程数值模拟验算与分析

应用FENSAP-ICE结冰计算软件,对NACA0012翼型进行了流动特性、水滴撞击特性以及冰型生成过程的计算;同时,对结冰前后的翼型进行气动力特性计算对比分析,其中包括升力特性对比、阻力特性对比、流场细节分析以及压力系数分布对比。计算结果表明：翼型前缘结冰后,导致翼型前缘气流提前分离,最大升力系数、失速攻角大幅减小,...     

独柱式变截面倾斜桥塔气动特性风洞试验研究

独柱式桥塔易发生风致振动,当塔柱倾斜且采用变截面形式时,风的作用下常表现出复杂的三维流动效应。为考察独柱式变截面斜塔静动力气动性能,通过桥塔刚性模型测力风洞试验测试了不同风向角下桥塔气动力系数,对比分析了桥塔三维绕流的影响。通过桥塔气弹模型测振风洞试验,测试了涡激振动起振风速及振幅,对比了来流风向及阻尼比对桥塔涡激振动的影响。研究结果表明,桥塔整体气动力系数及断面等效气动力系数沿塔高的变化规律受来流风向角的影响显著,顺桥向风作用下倾斜桥塔易发生横桥向涡激振动,提高结构阻尼比,可有效抑制涡振。     

旋转帽罩电加热防冰瞬态过程研究

基于欧拉两相流理论,对旋转帽罩水滴撞击特性进行了数值模拟,提出了旋转部件表面对流换热计算方法,并基于改进Messinger结冰模型开发了旋转帽罩电热防冰计算程序,对旋转帽罩瞬态防冰过程进行了数值模拟研究.结果表明:旋转运动对旋转帽罩表面对流换热起到增强作用,且在供给相同加热热流密度时转速越大,防冰表面温度越低;防冰系统启动阶段,旋转帽罩表面会发生结冰和冰脱落现象,考虑结冰过程后系统的响应时间缩短;当电加热功率相同时,周期电加热防冰方式更为节能;当电加热能耗相同时,周期电加热方式系统响应更快.     

具有针肋的狭窄空间冲击冷却实验和数值计算

对具有全高度针肋扰流的狭窄空间冲击冷却进行了实验和数值计算,并与平板靶板冲击冷却传热性能进行了对比分析.射流冲击雷诺数范围为15000~30000.实验采用瞬态液晶热像技术获得了冲击靶板上详细的传热分布,并通过数值计算获得了冲击冷却系统中的流场和传热特征.实验研究表明:狭窄空间冲击冷却中的针肋靶板端壁上的平均传热性能比平板靶板提高约7.0%,压力损失提高约17.9%,并且针肋改善了靶板端壁上传热均匀性.另一方面,数值计算分析表明近壁面射流以及空间中的上洗涡流与针肋表面发生强烈相互作用,并且针肋显著地增加了换热面积,因此具有针肋扰流的冲击冷却系统具有显著增强的总体传热性能,比平板冲击冷却提高约27.0%.