基于容积法的某涡扇发动机动态建模方法

考虑了容腔的质量和能量的储能效应,提出了基于容积法的涡扇发动机实时数学模型建模方法,建立了容腔压力和温度的微分方程,容腔的压力和温度可以用不迭代的数值法求解.同时,利用C++面向对象编程语言,建立了某涡扇发动机动态模型.用建立的发动机动态模型和商用软件Gasturb 10分别计算了发动机性能,并进行了对比,结果表明:该模型与Gasturb 10的运算结果具有良好的一致性,高压压气机转速、涡轮进口温度及压气机喘振裕度的响应结果最大相对误差小于1%.容积法避免了数值迭代,可以保证模型计算的实时性.      

瞬态热容法在平板冲击换热特性研究中的适用性

分别采用试验和数值计算的方法,对瞬态热容法在自由射流冲击平板表面换热特性的适用性进行了研究。试验研究和数值研究均表明,Bi和Fo均对瞬态热容法Nu′测量精度有较大影响。在所选取的工况范围内,随Fo和Bi增大,Nu′和经典试验值[7]的偏差均不断增大。并且,在距离冲击点1倍孔径处,Bi=0.001,Fo=10时,用瞬态热容法得到的冲击表面Nu′分布的相对误差约为2%。Bi在0.0005~0.005之间,Fo在10~20之间,相对误差小于6%。     

自由液体射流冲击高速旋转圆盘的耦合换热

为了研究自由液体射流冲击均匀加热高速旋转圆盘的耦合换热特性，采用数值模拟方法对比分析了固体和流体材料参数对流动及换热的影响。结果表明：不同固体材料参数对应的努塞尔数分布规律相似，同一半径位置处的努塞尔数最大相对偏差不大于10%。与径向温度分布相比，轴向温度差受固体材料导热系数变化的影响更大，铜和泡沫砖的径向最大温差仅相差3倍，而与导热系数近似呈反比的最大轴向温差相差达3 471倍。圆盘表面液膜平均径向流速和换热性能随流体黏度的增加而下降。黏度较小的氨和水对应的二次峰值换热强度较一次峰值的增加量超过了15%，黏度较高油类的二次峰值换热强度仅为一次峰值的50%～60%。射流介质采用黏度较小的水和氨时，盘面温度几乎保持不变，最大温差比小于7.86×10^-4；黏度较大的油类作为射流介质时在驻点附近的温度变化剧烈，当R/d超过2.5后，温度分布仅有小幅的波动。     

可倾瓦径向滑动轴承绝热瞬态过程分析

为了研究可倾瓦径向轴承在载荷扰动下的绝热瞬态行为.对瞬态油膜压力和温度分布采用了时变的Reynolds方程和能量方程, 建立了轴颈及瓦块动力学方程.应用有限差分及Newton-Raphson法对方程联立求解, 模拟了阶跃载荷冲击工况下可倾瓦径向轴承热瞬态非线性响应过程.给出瞬态过程中油膜最高温度、最小膜厚等参数的变化规律.结论认为瞬态过程中, 油膜温度和膜厚变化量较大, 油膜温度和膜厚响应有一定的超调量, 瞬态过程中有可能因油膜温升过高或膜厚太小而导致失效.      

减压器动态仿真的有限体积模型

通过对一维理想气体流动的有限元状态变量模型推导过程的拓展，获得了适用于变体积容腔的气体容积模型，并结合气体管道、气体阀门的有限元状态变量模型，通过对三者的组合运用发展了一种可仿真气体减压器动态工作过程的有限体积模型。采用此模型分别对某逆向卸荷膜片式减压器和某贮箱增压系统所用减压器进行了动态工作过程的仿真，前者仿真结果的稳态值与早期文献的实验数据和仿真结果相一致。表明有限体积模型的稳态精度合乎工程需要；后者的仿真获得了减压器各个腔室状态参数和阀芯开度的响应曲线，表明贮箱增压过程可以分为启动段、稳定段两个阶段，同时表明在理想气体绝热流动的假设下节流前后温度基本不变。数学模型和建模方法显示出良好的有效性和通用性。     

再入飞行器烧蚀热防护一体化计算方法

针对再入飞行器烧蚀热防护系统烧蚀与瞬态温度耦合响应预测问题,提出了一体化计算方法,为再入飞行器烧蚀热防护设计提供包括气动热、烧蚀后退、瞬态温度响应在内的动态响应预测依据。该方法采用Sutton-Graves和Tauber-Sutton理论计算驻点的对流热流和辐射热流,通过表面能量平衡整合具有较高精度的烧蚀模型,并通过Landau变换简化烧蚀后退带来的节点删除过程并保证空间离散精度,最后求解瞬态有限差分热传导方程获得烧蚀热防护系统的热环境、烧蚀过程和温度响应。通过对比计算碳-碳材料钝头体地球再入过程和酚醛浸渍基碳烧蚀体（PICA）材料电弧风洞烧蚀模拟,对该方法对于不同材料体系的适用性进行了验证。计算结果表明：对于密度较高的碳-碳材料,本文计算结果与经典的热平衡积分法吻合较好,偏差在7%以内;而对于低密度材料（如烧蚀性能对压力高度敏感的PICA材料）,随着热流和压力的增大,预测偏差逐渐增大。所提出的方法实现了气动热、烧蚀、瞬态温度响应耦合过程的一体化计算,在保证精度的前提下实现快速计算分析,为再入飞行器烧蚀热防护设计提供依据。     

基于ANSYS的金属蜂窝板热性能模拟研究

基于ANSYS有限元方法模拟研究了金属蜂窝板的传热。在与实际的试验条件保持一致的情况下,建立了金属蜂窝板模拟计算模型,研究了金属蜂窝板的稳态热性能、热量传递机制和瞬态表面热响应。在所建立的模型中考虑辐射导热耦合换热,对稳态热性能模拟研究表明模拟结果与Swann&Pittman经验公式计算的结果十分吻合,瞬态表面热响应的模拟结果与试验结果也较吻合,说明ANSYS有限元方法能够准确模拟金属蜂窝板的传热。此外,蜂窝腔表面间的辐射换热是金属蜂窝板的一个重要的热量传递机制,在高温情况下应考虑辐射导热耦合换热。     

基于伴随非等温射流理论的缝槽气膜冷却模型

在伴随非等温射流基础上发展了一种适用于缝槽气膜冷却绝热温比预估的数学模型.通过合理假设推导出二维壁面射流混合层核心温度分布规律,将其作为气膜绝热壁温,并考虑缝槽几何特征参数和气膜吹风比对冷却效率的影响,得到绝热温比计算公式.用试验数据对该预估模型进行拟合分析,得到了与试验数据拟合精度在±8%以内的半经验预估模型,证明该模型的可行性和应用潜力,并需要更多的试验数据对其进行验证和改进.      

多容腔耦合的瞬态响应实验研究

为了研究多容腔耦合的瞬态响应特性,结合航空发动机空气系统结构特点,搭建了包含容腔、管道、孔等多个元件组成的系统级实验台,并开展了实验研究。同时,引入滞后时间、响应时间和响应时间系数三个评价参数,用于定量分析系统响应过程的快慢和强弱。实验分析了多容腔耦合响应过程的主要影响因素,获得了不同位置气流压力的时间响应曲线以及响应时间。实验结果显示:容积效应对腔压的变化具有明显的延缓作用,并且每个测点的延迟时间不一致,越远离扰动源滞后时间越长;响应时间与扰动压力及转盘转速相关,扰动压力越高压力响应时间越长,旋转流动对气流参数的变化具有延缓作用,在实验工况下转速提高一倍,旋转盘响应时间增加约0.5s,增幅大于10%。     

飞行环境模拟腔积分型μ综合控制

针对高空台飞行环境模拟腔飞行环境温度、压力的双变量控制问题,采用系统不确定性建模的方法,建立了高空模拟腔、调节阀执行机构的增广被控对象模型,提出了一种高空模拟腔积分型μ综合控制的设计方法,为了确保控制器伺服性能,对温度、压力回路采用不同的性能加权函数,同时对控制器输出幅值进行分频成型加权函数设计,采用D-K迭代算法设计了μ综合控制器,以涡扇发动机的仿真试验为例对算法进行仿真验证。仿真结果表明,高空模拟腔温度仿真的最大偏差为1K,压力的相对误差在3%以内。     

涡轮基组合循环发动机燃油系统流动传热耦合仿真软件开发

为避免燃油系统温度压力过高造成燃油系统故障,针对涡轮基组合循环发动机燃油系统流动传热特性进行了联合仿真软件开发研究.根据燃油系统的工作原理、流动传热机理,建立了燃油系统各个元组件的Flowmaster数学模型,采用Visual Basic(VB)语言基于Microsoft Visual Studio(VS)软件平台二次...     

采用二维贝叶斯方法求解旋转盘腔导热反问题

为了研究压气机旋转盘腔换热特性,实现准确求解转盘表面传热系数,引入二维贝叶斯方法,此方法采用先验分布优化测温误差,并且更加符合转盘的二维特性。通过加入噪声的模拟数据验证方法的可行性,结果表明无测温误差时方法的平均误差是3.2%,有测温误差时方法的平均误差是10.6%,并分析了误差来源。通过与已有实验结果对比,发现方法更适用于计算转盘迎风面与背风面传热差异较大时的表面传热系数,平均相对误差为9.6%,满足实际工程精度的要求。通过改变盘面温度测点数量,发现测点增加会提升计算精度,并采用统计抽样理论分析原因,发现在可接受误差为10%时,所需要的测点数量比较合理。     

基于内外传热耦合的热气防冰系统仿真计算

基于内外传热耦合原理,建立了热气防冰系统的AMESim仿真模型,研究热气防冰系统在不同引气状态下,管路流量、压力及蒙皮温度的变化规律.采用所建立的仿真方法,计算飞机机翼热气防冰系统的内部流动特性和内外耦合传热特性,将计算结果与热气防冰系统流量分配试验结果进行对比.结果表明:管路流量、压力和蒙皮温度的仿真计算结果与试验结果最大误差为9%,验证了该仿真模型的正确性.在此基础上,对飞机短舱热气防冰系统进行了仿真,分析了飞行包线下系统内外的换热、温度变化、加热效率等关键参数的瞬态特性.仿真结果为热气防冰系统的设计、分析与优化提供依据.      

微型离心压气机热效应评估模型及应用

基于微型离心叶轮非绝热边界假设,通过对其内部实际换热过程的详细分析,合理将叶盘、叶片换热等效为环肋、直肋换热,重构了微型离心叶轮的换热过程;根据导热微分方程和肋片散热方程,对叶轮内部热传导及对流换热过程控制方程进行了适应性修正;采用全三维数值模拟与模型预估结果进行对比,结果表明:较之零维热网络模型,该模型能够将预估精度至少提高4%;原有只在三维仿真阶段考虑热边界影响的非绝热压气机设计方法相比,结合了该模型的设计方法,可将各自最佳效率点压比和效率分别提高11%和30%,同时,设计周期降为原有方法的14.3%。      

转静盘腔流动瞬态响应特性研究

以航空发动机转静盘腔内非稳态流动为研究对象,基于用户自定义函数编程设置进口压力按斜坡函数变化时的非稳态边界条件,利用数值模拟方法,在滞后效应、流场演化和物性参数方面,研究了不同无量纲跃升幅值下转静盘腔流动瞬态响应机理。结果表明:无量纲跃升幅值由1.05增至1.2,盘腔内部的当地响应时间延长了81.1%,相对总温的超调量增加了157.0%,其峰值时间增加了31.3%,且进口压力波动的传播方向总是由进口指向出口;瞬态过程中,转静盘腔的容积效应和旋转效应共同作用使出口流量明显滞后进口流量,且其滞留质量流量与相对总温的超调现象密切相关;冲击射流、旋转贴壁射流和静子壁面侧的涡系构成了盘腔流场演化的主体,无量纲跃升幅值越大,流场演化过程越剧烈,响应时间越长;声速和热扩散率与盘腔响应速度密切相关。     

基于对流换热的低温空化流动数值模拟研究

为了考虑低温介质的热力学效应对空化发展的影响,基于气泡表面对流换热平衡建立了温降与气泡生长的关系,引入夹带理论估计了对流换热系数,并对一种输运型空化模型进行修正,将修正后的空化模型以二次开发的形式嵌入至商业软件中,同时引入能量方程源项以及物性参数随温度变化关系,对二维翼型表面空化流动进行数值仿真,通过与实验结果的对比,发现计算结果与实验结果符合较好,修正后的空化模型能够更好地预测空化区内温度的分布,最大温降偏差由62.18%降低至7.14%,平均温度偏差由0.59%降低至0.28%。考虑热效应之后,空化区主要由气液混合组成,来自主流的液体一部分经对流传递至空化区,一部分在翼型头部和气液界面处发生空化形成蒸汽,导致空化区气相体积分数显著减小,空化区与主流之间的界面变得模糊,最大温降和压降均发生在翼型头部位置。     

“Ⅳ型”激波干扰中流-热-固耦合问题一体化计算分析

针对高超声速进气道前缘"Ⅳ型"激波干扰产生的气动加热与结构传热多物理场耦合计算问题，发展了一种基于有限体积法的流-热-固一体化计算方法。该方法采用一体化控制方程组统一离散求解外部高速流场与内部结构温度场，规避了传统分区耦合算法在时间域内交替迭代的繁琐数据交换策略。另外，提出一种新的双温阻模型计算流-固交界面的物性参数以保证计算准确性，采用LU-SGS隐式时间迭代和自适应时间步长以提高计算效率。采用经典高超声速二维圆管流-热-固耦合算例对该一体化方法进行验证，计算结果与试验值和参考文献数据吻合较好，证明了该方法的可靠性和正确性。利用一体化方法对高超声速前缘"Ⅳ型"激波干扰流-热-固耦合问题进行定常/非定常计算与分析，给出了温度与热流的时变特性，计算结果表明，激波干扰作用产生的超声速"喷流"不断冲击壁面，使得壁面最大压力系数增大约9倍，壁面最大热流增大约4.7倍，给高速飞行器的热防护设计与选材带来严峻挑战。同时，也表明了一体化计算方法可以较好地用于长航时飞行条件下与复杂飞行环境下的高超声速热防护系统的热环境特性分析与综合性能评估。     

刷式密封流动传热特性数值方法

开展了刷式密封流动传热特性数值方法研究,分别建立了刷式密封多孔介质、稳态实体与瞬态流固热耦合求解模型,设计搭建了刷式密封泄漏流动特性实验装置,在实验验证数值方法准确性基础上,对比分析了3种数值方法的差异性,研究了刷式密封流动传热特性,揭示了刷式密封的封严与传热机理。研究结果表明:在研究工况下,刷式密封多孔介质、稳态实体、瞬态流固热耦合模型泄漏量计算值与实验值的对比误差分别为9.8%~17.1%、8.1%~10%、6.92%~9.01%。刷式密封多孔介质模型计算速度较快,但需通过实验修正孔隙率,湍流模型对稳态实体模型流动传热特性结果影响较大,瞬态流固热耦合模型考虑了流场、刷丝及摩擦热三者间相互耦合作用,计算精度较高,但所需计算时间较长;同一压比下刷丝束温度从上游至下游逐渐增加,刷丝束最高温度随压比的增加而增大。气流流经刷丝间隙形成的节流效应致使泄漏气流能量耗散是刷式密封封严的主要原因,泄漏气流与刷丝表面间的对流换热是刷式密封摩擦热耗散的主要形式。      

改进的VOF方法对气液两相流振荡流动和传热计算的影响

在VOF(volume of fluid)模型的基础上,引入level set函数,形成CLSVOF(coupled level set volume of fluid)模型对气液两相流的振荡流动和传热过程进行数值模拟,与只采用VOF模型模拟的结果进行对比分析,并与实验结果相比较.结果表明:无论是针对矩形空腔中两相流的振荡流动和传热,还是活塞冷却油腔中机油的振荡冷却过程,采用CLSVOF模型都可以更为准确地模拟气液两相流的振荡流动规律,传热系数计算值也与实验结果保持了更高的一致性.对于活塞冷却油腔中机油的振荡冷却计算,随着转速即雷诺数的增大,传热系数计算值的误差开始增大.在极限转速3000r/min时, CLSVOF模型的误差为3.8%,VOF模型的误差为7.5%, CLSVOF模型的误差增幅稳定在0.6%左右.CLSVOF模型的误差较小且误差增幅稳定,说明其计算准确性更高.