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为了研究电动燃油泵驱动电机浸油冷却性能,基于冷却流体及电机各部件3维模型,充分考虑各部件发热功率以及材
料属性等物理量的影响,采用有限体积法对电机流-热耦合场进行模拟仿真,分析不同边界条件对电机流场和温度场的影响。结
果表明:在最大冷却燃油流量以及电机最高功率下,流道的压力损失和电机的最高温度均能满足电动燃油泵的运行要求;随着冷
却流量增加或燃油粘度的增大,流道的压力损失增大,且在最大冷却流量下,燃油粘度每增大1 mm 2 /s,压力损失增大约2 kPa;电
机功率和入口温度对电机各部件温度的影响较大,各部件温升与燃油进口温度近似呈线性关系,而环境温度对电机温度场影响较
小。研究结果为电动燃油泵电机浸油冷却流道的设计与优化提供了理论依据。 相似文献
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为了实现涡轮冲压组合发动机(简称组合发动机)燃油系统温升仿真计算,基于Flowmaster软件平台首次建立了组合发动机燃油系统温升仿真计算模型,为提高精度,根据试验数据自定义了航空煤油随温度压力变化的物性模块代替软件内置物性模块,基于此进行仿真计算得到不同工作模态下燃油系统温升情况。计算结果表明:涡轮模态工况下自定义物性模块计算得到的主要节点温升与软件内置物性模块相比总体偏低,且压力变化越大计算结果偏差越大;模态转换期间各子燃油系统流量迅速变化对燃油温度影响十分显著;冲压模态工况下燃油流量为2.68倍主燃烧室燃油流量时,可承受的最大发动机热负荷为400kW,最大飞行马赫数为5。实现了对发动机燃烧室入口燃油温度的预测和评估。 相似文献
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大功率的航空机载电子设备会存在超温问题,相比于风冷,采用液冷源对设备进行冷却具有更好的散热效果,因此需要对液冷源系统进行热特性仿真计算。以某型机载液冷源为例,建立其主要部件(包括储液箱、齿轮泵、散热器等)的传热理论数值计算模型,仿真分析-40~40 ℃温度工况下的系统热特性,并通过状态机编程实现超温情况下的温控仿真。结果表明:该型机载液冷源系统在典型工况下温度指标基本满足冷板进口温度(5~30 ℃)的技术指标要求;在系统温度上下偏值较大的情况下,采取提高风机转速或打开冲压空气口的控制方法,可明显改善该问题且冷板温度基本控制在 5~15 ℃范围内。 相似文献
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机载液冷系统随着大功率电子设备的发展成为飞机制冷系统的一个发展方向,而目前液冷剂流量作为制冷系统的一个重要指标其标定方法尚不成熟.在分析差压式流量测量原理的基础上,提出通过液冷系统中原有的变径管和直角弯头产生的压力变化来获得差压式流量计算中流量系数的方法,同时搭建了机载液冷系统流量标定试验台.研究了制冷液温度和测量段入口压力对流量测量的影响,并据此获得了流量修正的结果.研究结果表明:温度对流量测量的影响相对较大,该影响跟流量的变化关系不大,并随着压力的增加而减少.压力对制冷液流量的测量影响相对较小,随着温度的增大而增大.该研究结果对机载液冷系统的计算提供技术参考. 相似文献
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新一代飞机将要求航空电子设备能以更小的体积提供更为优越的系统性能。这一要求导致在各级电子包装上产生高的功率密度。由于没有新的热管理方法,元件结温将显著升高,从而导致可靠性的严重下降,在某些情况下,甚至导致元件功能的失效。为满足改进热管理的要求,已开发出一种液冷方法来代替高功率场合的常规空气冷却法。已经研制出液冷机架和液流通过模块,使结温限制到可以接受的程度。液冷也延长了冷却液损失后应急工作的时间,这对飞行关键设备而言是需要的。目前的活动着重子开发液冷机架和模块,这对综合航空电子系统联合工作组(JIAWG)管理的国防部(DOD)两级维护的创立是个有力的支持。 相似文献
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本文分析了均温板对侧壁液冷机箱散热性能的影响,运用FLo EFD软件对侧壁液冷机箱的散热性能进行仿真分析并进行了试验验证。结果表明:当外部供液条件相同,侧壁液冷机箱内模块冷板为均温板时的散热性能明显优于铝板,且测试结果与仿真结果一致。随着均温板技术的提升,均温板对侧壁液冷机箱散热性能的影响更加明显。 相似文献
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战斗机驾驶舱环境热舒适性是保障飞行员人机工效,确保战斗机发挥最佳作战性能的重要因素。但是,常用预期平均投票数-预期不满意百分数(PMV-PPD)人体热舒适性评价指标无法适用于驾驶舱内极度不均匀流场和温度场环境,驾驶舱环境热舒适性缺乏有效优化设计手段。首先利用STAR-CCM+、TAITherm 2个软件,实现了驾驶舱内气流组织与Fiala人体生理模型和Berkeley热舒适评价指标的联合仿真功能;进一步以人体热舒适性和温度不均匀性系数为优化指标,采用遗传算法(GA)对驾驶舱多个送风口流量分配进行一定优化设计。与传统非耦合求解方法相比,联合仿真方法可有效提升驾驶舱内飞行员皮肤温度与热舒适性计算精度。与原始设计方案相比,优化后人体周围环境温度不均匀系数改善16%,整体热舒适性提升了0.285,占该档量化表阶梯的14%。同时,优化方案绝大部分局部热感受、热舒适性都有不同程度的改善。其中,头部和颈部改善最大,颈部热感受与热舒适性分别提高了0.55、0.781,分别占该档量化表阶梯的55%、39%。 相似文献
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针对受燃烧室出口高温燃气冲刷的摆盘装置的冷却水回路,建立二维、三维物理仿真模型,模拟了冷却水在内部流道的 流动与换热过程,考察了冷却水进口压力、冷却水流量对流阻和换热性能的影响.结果表明:①摆盘冷却水进口压力由2.3×105Pa提高到8.3×105Pa,摆盘壁温变化微小,结构1壁温升高5K,结构2壁温升高7K;②冷却水进口速度由0.5m/s提高到5.3m/s,结构1壁温降低约120K,结构2壁温降低约100K,冷却效果明显;③结构2通过缩小流道的流通面积,能在更小的冷却水流量的工况下得到更好的换热效果. 相似文献
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通道参数对再生冷却通道流动换热的影响 总被引:1,自引:0,他引:1
应用RSM模型对冷却通道的流动与换热进行了三维数值模拟,冷却剂为气氢,考虑其物性随温度和压力的变化.所得结果表明:增加壁面粗糙度使冷却剂换热强化,但会增加流阻损失;在突扩突缩区域会出现旋涡,旋涡使局部流阻损失加大且使湍流加强,壁温在旋涡出现处降低;冷却通道内的流动发展不受入口湍流强度的影响;冷却剂离心力引发径向平面内的二次流动,二次流引起的冷却剂质量重新分布使传热在凹曲率段强化,凸曲率段恶化. 相似文献
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The heat transfer in a novel smooth wedge-shaped cooling channel with lateral ejection of turbine blade trailing edge is experimentally investigated in both non-rotating and rotating cases. Beside the conventional inlet at the bottom of the channel, an extra coolant injection from 8 lateral non-equant holes is introduced to improve the overall heat transfer. The total mass flow rate ratio (lateral mass flow rate/total mass flow rate) varies from 0 to 1.0. The major inlet Reynolds number and rotation number respectively vary from 10000 to 20000 and from 0 to 1.16. Experimental results show that the lateral inlet decreases local bulk temperature and increases local heat transfer at the middle and the top of the static channel. In rotating cases, the lateral inlet notably improves the heat transfer at the high-radius half channel and compensates the negative effects induced by the rotation. Both intensity and uniformity of heat transfer inside the channel are enhanced while flow resistance decreases with proper mass flow rate ratio of coolant from two inlets. The most satisfactory total mass flow rate ratio is around 2/3. This new structural style of cooling channel has huge potential and provides new direction of heat transfer of turbine blade trailing edge. 相似文献
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针对低压涡轮叶尖间隙控制系统中典型供气管路,即圆形截面90°弯曲冷却管,开展其工作特性和模拟方法研究.通过1∶1单管模型试验结合三维数值模拟方法,研究了冷却管上冲击孔的出流特性,分析了进气参数、冲击孔排布对冷却管内气体流动及流量分配的影响规律.在此基础上,提出了基于冲击孔进口有效总压概念的冷却管一维网络流动计算模型,建立了低压涡轮叶尖间隙系统中典型供气管路的一维网络流动计算方法,并应用于某型发动机组件流量特性试验设计中.研究中发现,随着远离进口位置,冷却管冲击孔出流流量和冲击孔流量系数逐步增加;随着进口雷诺数的增加,冷却管内冲击孔出流流量均有所增加,而冲击孔流量系数基本保持不变.试验数据和计算结果比对表明,所建立的一维网络流动计算模型可以准确模拟出冷却管的出流特性,计算结果同组件流量特性试验数据之间最大相对误差为4.5%,在叶尖间隙控制系统这类系统复杂流路的流动问题分析中具有良好的应用效果. 相似文献
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偏流板回流对舰载机进气道温升影响分析 总被引:3,自引:0,他引:3
为了探究舰载机起飞时发动机尾喷流撞击偏流板( Jet Blast Deflector,JBD)后反射回流对进气道温升的影响,以模型机和喷气偏流板为研究对象,通过求解三维雷诺平均纳维-斯托克斯方程和Menter SST湍流模型方程,对舰载机准备起飞时的飞机内、外流场进行了数值模拟。利用线积分卷积方法对流场进行了可视化显示,分别研究了JBD不同倾角以及不同环境风速情况下,喷流回流对进气道温升的影响。计算结果表明:环境风速保持不变,在JBD倾角由30°逐步增大到60°的过程中,进气道出口截面面平均温升(ΔTav )总体呈增大趋势,当倾角由45°变为50°,进气道出口截面面平均温升陡增;对于特定的JBD倾角,在环境风速逐步增大过程中,存在一个临界风速,当风速小于临界风速时,进气道出口截面ΔTav随风速增加而增大。当风速大于临界风速时,进气道出口截面ΔTav随风速增加而显著降低。计算结果对于偏流板布局选择具有一定的指导意义。 相似文献
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为了解内喷管单元间隙对塞锥换热的影响,建立塞式喷管发动机的三维计算模型,采用数值模拟的方法对不同背压不同冷却剂流量下的塞锥进行换热研究,得出不同工况下的冷却剂温升、压降以及壁面温度、压强和热流密度的分布情况,其中着重研究了内喷管单元间隙对塞锥换热的影响.计算结果表明:由于受单元间隙的影响,造成沿宽度方向上塞锥壁面的压强、热流密度和温度的大小分布不均,并且随着环境压强的降低,单元间隙的影响有减弱趋势. 相似文献
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高压涡轮主动间隙控制系统机匣模型试验 总被引:2,自引:2,他引:2
设计和搭建了叶尖主动间隙控制系统的核心——可控热变形机匣模型试验验证台,利用机匣温度和变形量等参数的测量,验证了某主动间隙控制设计方案的基本工作特性.试验中通过改变集气腔进气流量,研究了不同试验工况下机匣温度分布规律,获得了机匣径向变形量及其在周向和轴向的分布规律.研究中发现冷却空气管的多孔冲击射流可以有效改变机匣温度,并达到调节机匣变形的最终目的.随着供气雷诺数增加,机匣的热响应时间减小,机匣的收缩速率明显增加,但该增加幅度随着雷诺数的增加而逐步减弱.试验结果表明:机匣径向冷却收缩量基本均匀.由于冷却空气管周向流量分配不均匀,使其周向上最大相对偏差为8.75%.同时冷却空气管结构和供气量差异会导致机匣轴向温度分布不均匀,在该验工况中,机匣径向冷却收缩量在轴向上最大的相对偏差为6.99%. 相似文献
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