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831.
832.
833.
834.
喷雾冷却是一种高效的高热流密度散热方式,在空间热控领域具有重要的应用前景。本文基于液膜动力学、气泡动力学和传热学的基本原理,建立了描述微重力条件下喷雾冷却传热特性的理论模型。利用模型模拟的方法,对以水作为工质的微重力条件下喷雾冷却系统的被冷却表面温度分布、冷却曲线等因素进行了分析,分析结果显示:在单相区,重力条件对喷雾冷却的换热特性和表面温度分布不均匀性的影响较小;在两相区,由于微重力条件下气泡难以脱离等因素的影响,使得喷雾冷却的换热能力明显弱于常重力条件下的换热能力,并且被冷却表面的温度不均匀性增大。 相似文献
835.
热防护系统中六角蜂窝腔内的流动换热研究 总被引:2,自引:0,他引:2
通过对六角蜂窝腔内的流动换热进行数值模拟研究,得到了Ra数从500到105范围内侧壁绝热时蜂窝腔内空气的流动换热结果和机理,六角蜂窝的倾斜角度为0°、10°、20°、30°及45°,六角蜂窝的长高比H/L=0.75.数值计算方法采用有限体积的SIMPLEC算法,对流项采用二阶迎风格式进行离散,计算中考虑蜂窝腔内空气的物性变化.计算结果表明,在所计算的问题中如果采用Boussinesq假设将使得计算结果误差比较大.六角蜂窝腔内的空气流动换热机理的研究,对热防护系统设计具有指导意义. 相似文献
836.
范志鹏 《民用飞机设计与研究》2019,(3):85-88
适航条款要求"必须通过分析确认,飞机在各种运行形态下其各种部件的防冰是足够的",这就要求民机试飞中必须验证单发引气防冰时的飞机防冰能力。简要介绍了引气防冰的基本工作原理,通过对某民机两种单发引气防冰构型的研究,分析了试飞过程中可能出现的问题,并着重从适航验证角度对两种构型的差异进行了剖析。结果显示在不同防冰构型下,单发引气防冰的引气需求有较大差异,这也说明在飞机初始设计阶段就应充分考虑适航条款对单发引气防冰功能的需求。 相似文献
837.
838.
基于下颌式进气道将Bump/前体一体化设计方法应用于进气道设计,采用特征线法设计五种不同型面的前体,并采用数值仿真的方法,计算每种Bump/前体一体化进气道的自起动过程。研究表明:加入合适的Bump型面可极大提高进气道起动性能,将横向压力梯度集中在侧板附近的构型使进气道自起动马赫数降低了0.95。Bump/前体一体化对不起动状态下分离区形态进行三维重构,改变了分离区内横向溢流,从而改变了进气道起动能力。另外,通过对进气道起动过程的研究发现,进气道内形成封闭式分离区时,通常在高于设计马赫数时才能起动,进气道设计中应尽量避免这种状态的出现。 相似文献
839.
全流道的进气道/风扇一体化计算虽然能捕捉到全面、完整的流场细节,但仍然需要消耗大量的计算资源。为了节约计算成本,利用有限的设备达到快速高精度计算的目的,采用自行发展的块体积力模型替代真实叶片进行一体化计算。该模型将叶片流域沿周向等距分成若干块,每个块的体积力源项关联于叶片前缘参数。研究结果表明:该体积力模型能够准确地模拟出流场特征与细节。在均匀来流下,各参数的相对误差在0.5%以内。同时,在大S弯进气道高畸变来流条件下,与冻结转子方法计算结果相比,总压比、总温比和等熵效率的相对误差分别为4.49%,0.26%和2.38%。 相似文献
840.
针对椭圆槽气膜冷却结构展开优化研究,优化参数为椭圆长轴长度L1、椭圆短轴长度L2和槽深h,优化目标为最大化气膜绝热冷却效率。首先对椭圆槽气膜冷却物理模型进行计算流体力学方法求解,获得一定容量的数据样本;并基于数据样本训练支持向量机参数,建立优化代理模型;最后引入遗传算法在优化区间内进行寻优,获得最佳的椭圆槽结构。在吹风比为0.6的工况下,优化后的L1,L2和h分别为2.22D,2.65D和0.74D (D为气膜孔径),冷却效率较参考结构提升了42%;在吹风比为1.2的工况下,优化后的L1,L2和h分别为3.60D,2.70D和0.67D,冷却效率较参考结构提升了73%。通过优化,气膜孔下游截面肾型涡对得到有效抑制,而反肾型涡对则被强化,气膜展向覆盖能力明显增强。优化结果表明了支持向量机代理模型和遗传算法在气膜冷却结构优化的有效性。 相似文献