氧换热器在两相流条件下的压力脉动机理分析

氢氧液体火箭发动机氧换热器在研制过程中出现了压力脉动现象，影响了换热器的正常工作。以该型换热器为研究对象，将换热器分为燃气侧、汇总管、圆管等结构，进行了CFD仿真计算，与试验结果对比，修正了传热相关参数，建立了换热器理论计算模型用于参数计算；利用非线性方法分析试验数据，确定了该换热器为混沌系统；利用两相流分析与电路类比两种方法分别针对换热器进行了建模与计算，均捕捉到了相变下换热器内的压力脉动。结果表明：通过CFD仿真及试验修正后的参数用于计算换热器的稳态参数，具有较好的一致性；换热器出现压力脉动时，具有一定非线性特征，且压力脉动越大，非线性程度越高；该换热器出现压力脉动的原因为氧工况接近两相区，相变使得介质密度发生剧变。根据分析结果提出了提高换热器设计压力的改进措施，通过试验得到了有效验证。     

紧凑翅片管式空气-燃油换热器试验

为实现航空发动机内部热环境与热沉的有效交互，探究换热元件的流动换热特性。以航空发动机燃油系统回油冷却换热器为例，开展了小管径矩形翅片管式空气-燃油换热器流动换热性能试验研究。试验采用高温燃油与常温空气两股工质在换热器中进行能量交换，探究换热器在不同工况下的流动与换热性能，获取矩形翅片管式换热单元管外流动换热经验关联式。结果表明：矩形翅片管式换热单元的表面传热系数约为相同结构参数光滑管束换热单元的44%，且试验结构换热单元阻力系数高于光滑管束单元，在进行翅片管束换热器设计时应综合考虑翅片对流动换热性能的影响。试验获取的翅片管式换热单元管外努塞尔数经验关联式与阻力系数经验关联式拟合偏差均不超过5%，较为准确地反应了换热单元外侧的流动换热特性。     

基于飞发一体化的滑油系统热性能仿真

航空发动机滑油系统与飞机、发动机的关联参数有限。为准确表达变工况滑油系统的热性能,通过研究发动机轴承腔热性能与转子转速及主流路温度参数的拟合关系,将主机温度、燃滑油参数作为输入,对发动机滑油系统在飞行剖面上典型飞行状态点的热性能参数进行了迭代计算;针对管壳式燃滑油散热器结构及运行特性,计算了散热器换热性能。建立轴承腔和散热器的数学模型;基于系统流动仿真平台,利用内部的二次开发环境编写出C#语言代码,开发出了适用于发动机的轴承生热模型和散热器模型,实现发动机滑油系统与发动机燃油系统及飞机热管理系统的联合计算;在航空发动机、飞机变工况输入条件下,进行滑油系统、发动机整机及飞发一体化的变工况热性能迭代计算,并与试验数据进行对比。结果表明：该计算方法误差小于5%,可较准确地反映变工况条件下的热管理相关参数,为飞发一体化热管理联合仿真分析提供可靠的数据来源。     

紧凑式换热器全高度传热特性研究

发展了可工程应用的紧凑式换热器传热模型,从三个层次对换热器进行讨论。针对空气循环制冷系统中的换热器,分析了二轮低压除水和二轮高压除水空气循环制冷系统中换热器的传热特性,计算结果与试验数据符合良好。该方法利用较少的实验数据即可得到全高度特性,不仅满足工程计算的要求,而且为评估换热器性能提供了理论依据。     

基于等效模型的流体动压指尖密封动力学及泄漏量分析

 流体动压指尖密封系统因其结构和工况条件的复杂,无法完整描述其动力学特性和泄漏性能。针对这一情况,通过有限元仿真试验,分析流体动压指尖密封系统动力学参数与指尖密封结构工况参数之间的关系,在此基础上建立等效流体动压指尖密封系统弹簧-质量-阻尼的双自由度动力学模型,实现流体动压指尖密封的动力学和泄漏性能分析。研究结果表明,只要合理选择结构和工况参数,就可以获得具有良好动力学和泄漏性能的流体动压指尖密封系统。所提出的等效动力学模型为以后进一步研究流体动压指尖密封这一复杂系统提供了有价值的思路和条件。通过与国外数据的对比,证明该等效动力学模型的可靠性和提出该模型的必要性。     

神舟载人飞船流体回路动态仿真研究

以神舟载人飞船流体回路为物理模型,分析了各个部件的工作原理、流动和传热特性,建立起辐射器、泵、阀门、补偿器、冷板和换热器的部件模型。在此基础上建立了流体回路模型,并引入实际控制策略。模型的仿真数据与航天器热平衡试验数据进行对比,结果表明,模型对流体回路各点的温度、压力、系统的流量分配和液体体积变化的补偿都能较好的进行动态模拟,并能够模拟系统控制策略的动态执行情况,可用于流体回路系统控制算法和策略的优化分析。     

液-液逆流板翅式换热器传热特性的实验方法研究

逆流板翅式换热器具有结构紧凑、传热效率高的特点。设计了一套实验方案测试了两台逆流板铝制翅式换热器的换热性能,通过比较实际与理论的NTU,验证了该实验方法的可行性,为开展逆流板翅式换热器的实验研究提供一定的指导。     

3D 打印一次表面换热器流动换热性能试验研究

为了研究一次表面换热器的叉流角度和流体流动通道大小对其换热能力及热气压力损失的影响,对不同结构形式的一次表面换热器在各设计工况下的流动及换热特性进行分析,针对3种叉流角度(15°、30°和45°)的大通道和2个小通道(0°和30°)一次表面换热器开展其流动换热性能的试验,试验热气入口温度分别为60、80、100和120℃,热气流量分别为30、40、60和80 kg/h。试验结果表明:不论大、小通道换热器,叉流角度越大,换热器的换热能力越强,热气压降呈递增的趋势;叉流角度同为30°时,小通道换热器的换热能力强于大通道换热器的,但热气压降较大;通道大小对一次换热器流动和换热的影响强于叉流角度对其的影响。借助试验结果对不同叉流角度的一次表面换热器给出热气压降的试验拟合公式,总结了通道大小与换热系数的关系。     

螺旋管式空气-空气换热器的设计和实验研究

为解决飞行器高马赫数飞行时,用于冷却航空发动机涡轮叶片和其他高温部件的压气机出口空气温度过高的问题,设计加工了一种以外涵空气为冷源的螺旋管式空气-空气换热器用于预先冷却冷却空气。换热器由48根材料为不锈钢321,外径4 mm,壁厚0.5 mm的螺旋管组成,重量1.91 kg,传热面积密度106 m2/m3。在常温工况下实验研究了换热器管内和管外流体的阻力特性,高温条件下试验验证了换热器设计点性能,压气机出口空气温降达188 K,功重比4.9 kW/kg,换热器展现出较强的换热能力。高温条件下实验研究了两侧空气流量分别单独变化时换热器的热动力性能,拟合了管外换热经验关系式。研究结果可用于未来相似结构换热器的设计。     

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.      

分形树状通道换热器内的流动换热特性

建立了分形树状通道换热器中层流流动与传热的三维稳态模型,采用流固耦合计算方法对入口水力直径为4mm的矩形截面树状通道内流动换热进行了数值模拟,重点研究了分叉效应对传热的强化机理和换热器受热面的温度分布。研究结果表明:分叉处形成的二次流能有效地强化换热;与传统的蛇形通道相比,分形树状通道换热器具有温度均匀性好、压降小的明显优势。在相同入口雷诺数时,分形树状通道换热器受热面的最大温差远小于蛇形通道换热器,另外,分形树状通道的层流流动压降较之蛇形流道可减小50%以上。同时,加工了分形树状通道换热器及蛇形通道换热器各一套,对数值模拟结果进行了实验验证。实验值与模拟值能较好地吻合,证明了所建流动换热三维数值模型正确可信。     

1 次表面换热器在舰船燃气轮机间冷系统中的应用

1次表面换热器凭借其高效紧凑的换热特点特别适用于舰船燃气轮机的间冷系统中。为其在燃气轮机间冷系统的应用提供设计指导,在保证间冷系统性能要求的前提下减小间冷器的尺寸和体积,开展液-气1次表面换热器的换热性能和压降研究。针对舰船燃气轮机设计点间冷器的典型热力参数和布置特点,设计了满足间冷系统性能要求的间冷器模块,给出并分析了所设计的间冷器在不同冷却淡水温度和流量下的换热器性能。结果表明:在燃气轮机非设计工况下间冷器的气侧出口温度和压降会随着燃气轮机负荷的下降呈近似线性下降,在燃气轮机低负荷时需注意气体中水冷凝问题。     

基于翅片板结构的烟气对流冷凝传热性能

在冷凝实验台上对一种用于冷凝式烟气余热回收的翅片板换热器进行实验,研究了该结构的传热和流动性能,分析了烟气温度、流速等对冷凝的影响,得到了Nu-Re和 f-Re曲线,并对该换热结构在干空气风洞实验台上测试的结果进行了比对.结果表明:由于大量不凝性气体的影响(质量分数为92%),冷凝传热对整体传热性能的强化并不明显,伴随有冷凝的烟气表面传热系数约为相同工况下无凝结表面传热系数的1.1～1.2倍.得到了无量纲数冷凝传热准则关联式,可以为冷凝式翅片板换热器的设计提供参考.      

航空发动机1 次表面换热器流动换热性能分析

为了研究航空发动机1次表面换热器流动换热性能,基于传热单元数法并结合其结构特性,建立了换热器热力学设计方法并对经典热力学公式进行了对比分析。同时针对适用于航空发动机的4种不同结构形式1次表面换热器(直通道逆流型和1 5°,30°及45°叉流型),在真实工况下的流动换热特性开展了数值模拟研究。通过对比不同结构换热器在不同工况下的流动换热特点,可以为一次表面换热器芯体核心部件的优化设计提供设计依据和方法。基于数值计算结果,对比分析了不同交错角度θ对换热器的换热性能与流动特性的影响。结果表明:对于直通道逆流换热器,整个换热器内部温度有规律均匀分布;对于叉流换热器,由于波纹板片呈一定角度交替放置,内部流动复杂,局部存在明显的涡流强化换热,气体流动通道内的速度、温度分布极不均匀。随着交错角度的不断增大,叉流换热器的换热性能不断增强,但其冷热两侧压降也大幅增大。     

航空发动机管壳式燃-滑油散热器换热特性计算

采用无量纲关系曲线(Re~St·Pr2/3)计算管壳式燃-滑油散热器管程、壳程表面传热系数,基于效率-传热单元数法建立了管壳式燃-滑油散热器换热特性计算模型;以航空发动机某管壳式燃-滑油散热器少量试验数据为基础,拟合得到了该型散热器管程和壳程Re~St·Pr2/3关系曲线,并将该关系曲线应用于另一结构类似的管壳式燃-滑油散热器换热特性计算.算例计算表明:计算值与试验数据吻合较好,管程、壳程出口温度相对误差均不超过6.5%,总换热量相对误差不超过7.4%.该方法可应用于航空发动机管壳式燃-滑油散热器设计及验证阶段的换热特性计算.      

涡产生器倾角对换热器内流动与换热特性的影响

为优化涡产生器强化传热的性能,通过改变三角翼式涡产生器的倾角,数值分析了倾角变化对板式换热器通道内流动与换热特性的影响,倾角变化范围为-30°～30°。获得了不同倾角下通道内的纵向涡、涡量分布,换热及阻力特性。结果表明涡产生器倾斜方向对流动与换热的影响不同,存在最佳的涡产生器倾角-10°,使得换热通道内涡产生器强化换热的性能最优;改变倾角可进一步提高涡产生器的强化传热性能,不同倾角对应努塞尔数和热性能评价因子间的最大差值分别达到8.9%和5.7%。     

空心气冷低压涡轮动叶气热耦合数值模拟

以空心气冷低压涡轮动叶为研究对象,采用高质量的流体域和固体域网格控制技术,带转捩模型的双方程SST湍流模型,开展了基于CFD方法的叶片气热耦合问题研究。获得了不同冷气流量比(分别为1.0%,1.38%,1.8%和2.2%)、温比(分别为2.1,2.25,2.3,2.4和2.5)和压比(分别为1.4,1.6和1.8)对叶片换热特性的影响规律,设计状态中截面按弧长平均的叶片壁面金属温度计算值较试验值偏小0.3%,气热耦合计算的叶片壁面温度分布与试验结果吻合良好,验证了气热强耦合计算方法的精度,为涡轮叶片温度场分析提供了一种有效的方法。