飞机发动机进气道前缘热气防冰器性能分析

飞机发动机防冰对飞行安全具有十分重要的意义,对于热气防冰系统,前缘防冰器的结构型式对防冰的效果影响很大.本文针对常见的周向及双蒙皮波纹板型弦向飞机发动机进气道热气防冰器进行了热分析,在此基础上对其传热性能及防冰表面温度场进行了比较,结果表明双蒙皮弦向防冰器的防冰效率较高;在通常情况下,周向防冰器也可达到防冰的目的,并且结构简单,因而更为实用.      

机翼热气防冰系统设计

利用热流体系统仿真分析平台Flowmaster和计算流体力学软件Fluent进行联合仿真,对机翼热气防冰系统进行了设计和性能分析.设计参数包括防冰系统笛形管热气喷口孔径、孔数及孔间距等参数.基于Flowmaster对所设计的供气管路进行供气流量分配计算.基于Fluent模拟防冰腔内流动与换热,计算了防冰腔的热效率.根据防冰热载荷及热效率结果预测每段缝翼防冰所需热气流量,引入参数供气余度来分析防冰系统热性能.所提出的热气防冰系统设计方法可为热气防冰系统的工程设计与优化提供重要的帮助.     

涡旋微槽流动与传热特性数值模拟

涡旋微槽散热器具有传输高热流密度的潜力,在解决航空航天高功率密度器件热控制方面具有广泛应用前景.在实验研究的基础上,采用有限体积法对不同体积流量和槽道结构的涡旋微槽中的流动与传热特性进行了数值模拟研究.对涡旋微槽流动的稳定性进行了分析,给出了摩擦因子和Nu数沿流动方向的变化曲线,并采用场协同原理对涡旋微槽强化传热的机理进行了探讨.计算得到的微槽平均传热系数和摩擦阻力系数与实验数据进行了对比.结果表明:涡旋微槽中二次流的出现是涡旋微槽强化传热的机理所在.     

基于CFD的水收集系数及防冰表面温度预测

利用计算流体力学(CFD,Computational Fluid Dynamics)软件FLUENT,对二维机翼在结冰气象条件下飞行时的水收集系数,以及防冰系统工作并达到稳定后的防冰表面温度进行了计算.水收集系数计算采用FLUENT中的欧拉两相流模型以及用户自定义函数.特定飞行条件及热气防冰系统结构下的防冰表面平衡温度分布预测采用防冰腔内外热流耦合的方法.所得结果和理论分析一致,表明了利用FLUENT可以有效的进行防冰研究,包括水收集系数及防冰表面温度的预测,为今后进一步研究设计热气或电热防冰系统打下基础.      

带气膜出流叶片前腔内表面冲击换热数值模拟

采用数值模拟方法对不同雷诺数下静止状态涡轮叶片前腔带气膜孔出流的冲击流动与换热特性进行了研究.分析了叶片前缘冲击流动产生的不同涡团对其内表面换热的作用机理.计算结果表明:相同雷诺数下,叶片前缘内表面气膜孔附近的换热强化比高于通道的平均值.随着雷诺数增加,换热强化比有所提高.冲击流动与通道流动耦合而形成的波浪形涡区,极大地扩展了冲击强化换热区域.气膜孔出流的抽吸作用对冲击流产生影响,进一步扩大了冷却空气在前缘内表面的覆盖范围.气膜腔叶根处纵向截面的涡团阻碍了冷气向叶根方向扩展,降低了冷却效率;而横向截面的涡团则促进冷气与壁面热气的掺混,提升了换热效果.      

用GAO-YONG湍流模式对分离流动的数值模拟

采用GAO-YONG湍流模式对二维管道内三角形钝体绕流问题以及槽道内后台阶分离流动进行了数值模拟.求解程序基于开源数值计算平台OpenFOAM (Open Field Operation and Manipulation),数值模拟结果很好地预测了钝体绕流问题中漩涡脱落的尾流的流动趋势以及后台阶流动中分离再附的流动结构,同时分析了速度分布以及摩擦系数等参数并与实验值进行了对比,结果符合很好.这表明GAO-YONG湍流模式对大分离流动有较好的预测能力,对工程实践具有指导性作用.     

用GAO-YONG湍流模式对分离流动的数值模拟

采用GAO-YONG湍流模式对二维管道内三角形钝体绕流问题以及槽道内后台阶分离流动进行了数值模拟.求解程序基于开源数值计算平台OpenFOAM (Open Field Operation and Manipulation),数值模拟结果很好地预测了钝体绕流问题中漩涡脱落的尾流的流动趋势以及后台阶流动中分离再附的流动结构,同时分析了速度分布以及摩擦系数等参数并与实验值进行了对比,结果符合很好.这表明GAO-YONG湍流模式对大分离流动有较好的预测能力,对工程实践具有指导性作用.     

空间在轨流体输运双槽道微重力实验装置

空间在轨流体输运双槽道微重力实验装置通过在微重力环境下对开口槽道中的流动进行观察,可以分析研究微重力下流体输运的稳定特性.双槽道形式的实验装置在单次实验中可同时对两种不同截面,不同流量的槽道流动进行观测,同时可有效提升落塔实验效率,减少不同槽道对比实验中的不确定因素.针对双槽道流体实验装置设计的关键问题,例如密封、压力补偿、设备布局等,提出了实验装置的系统结构及落塔实验步骤.在落塔短时微重力环境中,采用氟化液（HFE7500）流体介质,利用本实验装置成功观测到槽道流体输运流动与失稳现象.      

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.      

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.      

开槽交错肋通道换热和流阻特性

对一种特殊结构的涡轮叶片内冷通道——开槽交错肋通道进行了换热和流阻的测量实验.全部的实验都在静止的状态下完成,其中换热实验采用了水蒸气凝结换热方案.实验的 Re数范围从5 000~45 000,得到了大量关于开槽交错肋涡轮叶片内冷通道的实验数据,并将结果与不开槽交错肋通道作出对比,得出一定槽宽的开槽交错肋通道相比于相同尺寸的不开槽交错肋通道,换热效果有了明显的提高,而流阻系数相应有所减小,所以整体换热效果优于不开槽通道.此外,对于不同槽宽通道的各项特性也进行了实验对比.得出 4 mm开槽交错肋通道的换热效果最好,接下来依次是2 mm、6 mm和8mm的通道.      

某型囊式抗荷服热性能分析

为了研究某型抗荷服在不同环境条件下的热防护性能,在分析抗荷服传热传质特点的基础上对该服装的不同节段分别建立不同的服装传热模型,再将人体热调节模型和服装模型结合起来模拟不同环境条件下人体着装的动态仿真,得到人体各节段皮肤温度、人体平均温度、核心温度以及出汗量等,计算出飞行员综合热应激指数,并进行实验验证.最后利用所建模型分析服装热阻及透湿指数对人体热负荷的影响.     

含内热源的多孔方腔自然对流非正交MRT-LBM模拟

为了增强多孔方腔内流体流动与传热效果,采用非正交多松弛格子Boltzmann方法（MRT-LBM）对含有内热源的多孔方腔自然对流传热现象进行了数值模拟。研究了不同冷源布置方案（Scheme A~Scheme F）、内热源结构形式（Case 1、Case 2、Case 3）、内热源位置（a、b）、Darcy数、Rayleigh数等对多孔方腔内流体流动与传热的影响。计算结果表明:冷源布置方案对腔内流体流动与传热具有重要影响,当冷源左右对称布置时,腔内温度场及流场亦对称分布;在高Rayleigh数下采用Scheme A的双上部冷源布置方案能明显提高腔内的传热强度;内热源的形状对腔内对流传热影响很大,高Rayleigh数下,Case 3的布置方式更好。内热源的位置a和b对腔内的传热影响明显,提出了热壁面平均Nusselt数与位置a的拟合关系式,存在最佳的位置a（a=0.25）,使得腔内的对流传热最强;热壁面平均Nusselt数亦随b值变化表现出特定的变化规律。随着b值的增加,热壁面平均Nusselt数呈现先增后减再增的趋势。      

旋转方位角对斜肋通道内部流动与换热的影响

数值模拟了静止及旋转状态下径向出流60°斜肋通道的内流动与换热分布,研究了3种旋转方位角:0°,-45°及+45°.分析了哥氏力与肋片对旋转通道内流及换热的耦合作用机理.计算结果表明:旋转方位角对通道的内流与换热影响显著.在0°旋转方位角下,通道前后缘的换热差异最大;在-45°方位角下,通道整体换热性能最差;在+45°方位角下,通道具有最佳的整体换热性能.