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.      

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.      

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.      

热气防冰系统中短小销钉强化传热数值模拟

热气防冰是目前飞机常用的防冰技术之一,为了提高热气防冰系统的防冰效率,提出使用短小销钉绕流强化传热的方式.利用计算流体力学(CFD,Computational Fluid Dynamics)的方法研究了不同结构阵列销钉绕流对双蒙皮防冰通道的强化传热效果和流动阻力的影响,主要包括:销钉高径比、销钉阵列型式以及槽道高度.研究结果表明:加入销钉特别是叉排销钉能够强化传热,但也会引起流动阻力的增大;槽道高度小于1 mm时,传热效果的提高不明显,无需销钉来提高传热.研究结果为热气防冰系统双蒙皮通道的设计提供了一定的理论指导.     

多段翼积冰的数值模拟及防冰预测

为研究飞行器翼面积冰预测问题,通过对积冰形成机理的分析,提出了基于经典Messinger模型的积冰表面传质传热的改进模型;通过引入对多段翼空气流场的插值计算,建立了多段翼翼面积冰预测模型;考虑防冰系统向翼面控制体带入的等效热功率,提出了防冰条件下的积冰预测方法.通过对算例的分析对比,数值模拟计算结果与实验数据基本吻合,表明本文提出的结冰计算模型合理,能够用来进行积冰预测分析,为进一步研究翼面结冰后的飞行动力学问题及防除冰系统的设计奠定了基础.      

大型飞机起落架收放控制系统仿真

起落架收放控制系统设计需考虑多种约束条件和影响因素,系统仿真平台的使用是辅助系统设计的重要手段.基于流体系统仿真软件Flowmaster,建立了大型飞机起落架收放控制系统液压附件仿真模型,在此基础上构建了完整收放控制系统仿真模型.基于建立的系统仿真模型,进行了正常飞行状态下起落架收上过程仿真分析,仿真结果给出了液压作动器尺寸设计对收放过程中系统入口压力需求、系统液压流量及起落架收放时间的影响.该仿真方法可用于起落架收放控制系统初步设计及多种飞行状态下设计方案的校核.     

大型飞机起落架收放控制系统仿真

起落架收放控制系统设计需考虑多种约束条件和影响因素,系统仿真平台的使用是辅助系统设计的重要手段.基于流体系统仿真软件Flowmaster,建立了大型飞机起落架收放控制系统液压附件仿真模型,在此基础上构建了完整收放控制系统仿真模型.基于建立的系统仿真模型,进行了正常飞行状态下起落架收上过程仿真分析,仿真结果给出了液压作动器尺寸设计对收放过程中系统入口压力需求、系统液压流量及起落架收放时间的影响.该仿真方法可用于起落架收放控制系统初步设计及多种飞行状态下设计方案的校核.     

基于Flowmaster的运输机供氧系统仿真

研究运输机供氧系统,建立相应的系统仿真模型,对整个管网系统中氧气的流动及分配进行仿真分析.系统由高压氧源、机组供氧点和座舱乘员供氧点3部分组成,各部分分别建模,然后集成系统;为了方便设计者针对不同的管路布置进行系统仿真分析,利用Flowmaster的外部元件模块开发出了氧气系统特有的元件,包括氧气调节器、减压器和快戴式氧气面罩;在某任务航程下利用此仿真模型对氧气系统进行了仿真计算,得到各气瓶耗氧量和各供氧点氧气流量的变化情况,验证了系统是否满足设计需求.     

航空氧气调节器结构参数设计计算

阐述了某型航空氧气调节器肺式机构和空气进气机构的工作原理,对运动部件进行了受力分析并建立相应的数学模型.以供氧系统的性能技术指标和使用条件作为设计计算约束,根据数学模型,利用MATLAB/simulink软件建立仿真计算模型.在此基础上通过仿真计算特性曲线分析完成了系统主要结构参数的选取,并得出了系统的流量特性以及整个飞行高度上的含氧百分比特性.仿真结果表明:以上提出的设计计算方法对航空氧气调节器进行设计与改进是可行的.      

热气防冰系统内表面弦向传热性能衰减规律

利用反向热流法实验研究了弦向3排射流喷口,且中央喷口正对前缘驻点结构下射流冲击热气防冰系统前缘内表面的局部传热特性。重点研究了喷孔射流出口雷诺数Re_j、笛形管相对于前缘的距离与孔径比Z_n/d、射流冲击驻点区弦向弧长与孔径比r/d对冲击前缘靶面的局部传热性能分布的影响。实验中Re_j范围为2.5×104~1×105,Z_n/d范围为1.736~27.5,r/d范围为13.21~61.5。结果表明,局部传热性能分布曲线为从驻点开始向两侧衰减的钟形曲线,包括稳定段、下降段和结束段3部分,其中稳定段只受参数r/d的影响,而参数Re_j、Z_n/d和r/d均能够明显影响下降段的下降速率,参数r/d则几乎不会改变下降段的总下降幅度。总结了此类喷口结构下射流冲击前缘换热性能衰减分布曲线的通用实验关联式,以指导防冰系统的设计和热性能的评估。      

大型客机驾驶舱气流热仿真及舒适性评价

驾驶舱的空气速度场和温度场直接影响驾驶员的热舒适和工效,是驾驶舱结构和环境控制系统设计中考虑的重要内容.对B737-800驾驶舱进行全尺寸三维建模,以高空夜航工作情况为例,采用商用CFD(Computational Fluid Dynamics)软件Fluent计算该驾驶舱的流场和温度场,再用平均温度评价指标和热环境综合评价指标PMV(Predicted Mean Vote)来对驾驶舱进行温度环境客观评价,并采用问卷调查法对飞行员进行驾驶舱内部空气流速和温度舒适度的主观评价.数值仿真结果与主观评价结果都得出B737-800驾驶舱在高空夜航时基本处于舒适的环境,除躯干和脚部由于偏凉而略感不舒适.数值仿真结果与客观评价结果的一致性,验证了大型客机驾驶舱气流热仿真的准确性.     

星载电子器件用空气射流散热特性

在前期设计卫星大功率电子设备地面测试用通风散热系统的基础上,对系统散热性能进行了优化设计,对不同结构参数下电子器件的空气射流强化散热开展了数值仿真.研究结果表明系统中喷嘴出口直径、喷嘴出口至换热面距离、射流倾斜角以及喷嘴出口风速等参数对散热性能均有直接影响,并给出了定量的无量纲参数优化设计结果.该结论也可应用于表面热流密度为1 kW/m2级电子器件散热的优化设计,并为星载大功率电子设备对流式热控系统设计和地面测试提供技术参考.      

基于球堆叠的月壤蓄热器传热特性数值研究

月壤蓄热是月球原位资源利用的一种重要方式，也是解决未来月球基地能源需求的最具潜力的途径之一。针对月壤蓄热过程，建立了基于球形堆叠的月壤蓄热器多孔介质蓄热模型。蓄热器的壳体采用登月舱下降级的燃料罐，流体传热介质采用氦气。通过数值模拟的方法研究了不同流动压降下月壤蓄热球堆叠方式、球直径对蓄热器传热过程的影响规律和机理，并分析了蓄热动态过程。研究结果表明，月壤蓄热球在简单立方体均匀堆叠（SC）和面中心立方体均匀堆叠(FCC)两种方式下，SC堆叠方式的综合蓄热指数比FCC模式可提高302%；同时还发现月壤蓄热球的直径存在最优值，可使得蓄热器在单位泵功下获得最大的蓄热量，并且该最佳值随着流体进出口压差增加而减小。该研究可为未来月壤蓄热器的设计和优化提供理论指导。     

相变储热/辐射器式热沉的传热特性研究

对一种用于舱外活动的相变储热/辐射器式热沉进行了实验研究和数值模拟.设计了相变储热器的实验件和实验方案,进行了储热器的冷却实验.建立了具有导热与对流换热耦合边界的相变储热器数学模型,模型中考虑了自然对流及空穴的影响.编制了相变储热器的性能分析计算程序.通过实验值与计算值的比较分析,验证了程序的可靠性.该模型及计算程序为相变储热器的设计和优化提供了有利的分析工具.