双层壳型冲击/气膜结构内表面换热特性实验

以双层壳型冲击/气膜复合冷却结构的平壁模型作为研究对象,进行了该种结构典型冷却单元的放大模型实验研究。通过改变冲击Re数(10 000~40 000),冲击间距和冲击孔直径之比H/D(0.17~2.0),冲击孔和气膜孔间距与冲击孔直径之比P/D(0~5.0)等参数,利用热膜法研究了该典型冷却单元结构中内表面的换热特性。研究结果表明:参数Re,H/D,P/D对内表面局部换热系数的影响呈现出复杂的关联性。在本文的实验工况参数条件下,随着冲击Re数的增加,内表面换热效果逐步增强;并且存在一个最佳的H/D和P/D范围使得内表面换热效果最佳。综合分析实验结果,当H/D=0.67,P/D=3时,双层壳型冲击/气膜冷却结构内表面能达到最佳的换热效果。     

进气角度对旋转盘冷却效果的影响

为了研究不同的预旋角度对高位进气转静系旋转盘冷却与换热特性的影响,分别在三种预旋进气角度(0°,15°,30°)下对转盘的冷却效果进行了试验。通过试验,得到了每种预旋角度下的温度分布、盘面局部努赛尔特数分布、盘面平均努赛尔特数、转盘无量纲总体平均温度和转盘无量纲径向平均温差等参数。试验结果显示:高位垂直进气的冷却效果最好,预旋15°次之,预旋30°最低。并且流量变化对转盘的冷却效果影响较大,而转盘旋转影响较小。     

利用三角形突片改善气膜冷却效率的数值研究

运用数值计算方法对带有平行于冷却壁面、且覆盖部分气膜孔面积的三角形突片气膜冷却结构,在不同吹风比下的流动过程和冷却效率进行了数值研究,以揭示突片对改善气膜冷却效率的影响。在突片的作用下,射流向主流的垂直穿透能力有一定程度的降低,在气膜孔下游,二次流能够更好地贴附壁面,气膜冷却效率均有不同程度的改善,而且随着突片堵塞比的提高,冷却效率的提高幅度越大,并且在高吹风比下的影响更为显著。      

直升机动力舱通风冷却系统仿真

建立了某型直升机动力舱内三维空气流动与传热的物理和数学模型,并根据动力舱结构和舱内气体流动的特点,应用非结构化网格和网格自适应技术进行区域离散化,采用标准k-ε紊流模型和有限容积法对5种不同冷却系统设计方案的舱内三维空气流场和温度场进行了数值仿真,分析了冷却气流进出口大小、分布位置等对舱内流场和温度场的影响。计算结果表明,通风冷却系统进气口开在动力舱前部,出气口开在舱后部,有利于舱内冷却气流流动和换热,舱内气流存在涡旋运动,动力舱温度分布呈“前低后高”趋势。      

叶片弦中区内部气膜孔局部换热特性实验

对叶片弦中区内部有、无冲击射流的气膜出流冷却方式中,冷气侧气膜孔局部换热特性进行了实验研究。无冲击射流时,主要研究了来流雷诺数、气膜出流与横流密流比的变化对气膜孔局部换热特性的影响;研究发现,气膜孔局部的换热均随两者的增加而强化,且孔后的换热要好于孔前的换热,越靠近孔的地方换热越强,并对倾角为30°和90°时气膜孔的“溢流效应”进行了比较。有冲击射流时,改变冲击雷诺数、横流射流密流比等流动参数,通过对数据整理得出了这些参数对其局部换热特性的影响规律。      

机载导弹空中二次快速传递对准方法研究

针对机载导弹GPS/SINS组合导航系统,提出了一种空中动基座二次快速传递对准方法。该方法在对准第1阶段采用速度加姿态变化量匹配方法,主要完成航向对准,同时初步进行水平对准;在对准第2阶段采用速度匹配方法,其任务是在第1次传递对准的基础上,进一步完成水平对准。第2次传递对准可在数秒钟之内完成,因而缩短了携弹对准飞行时间。第2次的水平对准摆脱了机翼挠性变形的影响,提高了水平对准精度。仿真结果表明了方法的有效性。     

三维湍流冲击射流流动与传热特性的数值研究

采用SIMPLE算法和RNGk-ε湍流模型,通过求解三维Navier-Stokes方程和能量方程,对矩形管和方管湍流冲击射流的流动及传热特性进行了数值研究。模拟结果显示出在矩形管和方管射流的冲击面附近分别存在主流方向速度的两个和四个偏心峰值,偏心速度峰值的形成是当射流冲击壁面时,沿壁面射流方向的涡量扩散和旋涡拉伸作用而引起的;偏心速度峰值的形成与射流Re数和喷嘴-冲击板间距的大小密切相关,而偏心速度峰值的个数则取决于射流喷嘴的几何形状;冲击射流的传热特性受流场结构的控制,偏心速度峰值的存在导致了冲击壁面上局部Nu数偏心峰值的形成。     

利用大气调制传递函数复原天气退化图像

描述了天气退化图像形成的原因,及其复原原理,并基于大气调制传递函数建立了图像退化的物理模型,阐述了大气调制传递函数及其两个分量湍流调制传递函数和气溶胶调制传递函数的预测方法,利用得到的大气调制传递函数的估计值,对天气退化图像进行复原,仿真结果表明了该方法能够有效地对天气退化图像进行复原.     

火焰筒掺混孔边裂纹萌生和扩展机理研究

利用有限元法，结合瞬态传热过程研究了火焰筒掺混孔内孔边裂纹形成和扩展机理，应用应变疲劳理论和裂纹扩展分析方法对裂纹萌生时间和扩展能力进行分析。由于火焰筒在热循环载荷作用下各处升温速度不一致．引起结构上的相互约束，使掺混孔边产生循环塑性变形导致疲劳裂纹萌生；裂纹萌生后会继续扩展，但这种扩展能力有限；孔边冷却区域大小会对裂纹扩展能力产生较大影响。     

叶片内部气膜孔附近壁面局部换热特性

对叶片弦中区内部“冲击-气膜出流”冷却方式中气膜孔附近壁面的换热特性进行了实验研究。取气膜孔前后三倍气膜孔径范围为研究对象，重点研究了冲击间距及冲击孔与气膜孔沿流向相对位置对其换热的影响规律。研究发现：对气膜孔前后局部范围，存在最佳的冲击间距与气膜孔径比；同样，对气膜孔前局部范围，也存在最佳的冲击、气膜孔沿流向相对距离与气膜孔径比；随着冲击孔与气膜孔相对距离的增大，冲击对气膜孔局部换热影响变小，气膜“溢流效应”突出，越靠近孔的地方换热越强。