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981.
982.
机载环控用气液板翅式换热器,热边为循环冷却液,冷边为冲压空气,其换热量与飞行高度、飞行马赫数息息相关。为了确定换热器满足换热量要求的工作条件,提出一种额定换热器工作包线计算方法,对换热器进行参数计算和优化,最终得到符合技术要求的工作包线和换热器结构。选取工作包线上典型工作点,设计真空舱试验,模拟飞行高度和速度,对换热器换热性能进行测试。试验结果显示各工作点换热器换热量与额定换热量相差3.2%,表明工作包线计算方法可行、准确,可为同类换热器优化设计和工作包线计算提供参考。 相似文献
983.
为研究低速引射对高超声速飞行器气动加热的影响,对高超声速来流条件下大面积平板引射进行数值模拟,讨论了引射孔结构、迎角和引射入口速度对边界层流场的影响,得到了不同引射孔结构下壁面热流,引射影响因子及流动参数随引射入口速度的变化。结果表明:低速气体引射在一定程度上能缓解引射区域壁面和下游壁面的气动加热情况。4种引射状态中引射孔结构4(即面引射)壁面热流最低,其他3种引射孔结构冷却效果基本相当。相同条件下10°迎角低速气体引射降热效果明显优于0°迎角的情况。引射入口速度v=20 m/s时,0°迎角情况下,引射区引射影响因子约为0.23,即壁面平均热流降低约23%;10°迎角情况下,引射区引射影响因子约为0.45,约为0°迎角情况的2倍。 相似文献
984.
针对锥体热环境问题,提出了气动热与结构传热的分区迭代推进分析方法。其中流场采用有限体积法计算,空间离散采用AUSM+格式。时间推进采用显示多步Runge-Kutta格式,结构热传导采用有限元方法求解,而数据传递采用基于虚拟空间的插值方法。圆管验证算例分析显示,2 s时刻驻点处的热流密度和温度的计算值与试验值的相对误差分别为1.34%和4.95%。最后进行了直二次圆锥体的热环境分析,壁面初始热流密度值与试验值吻合得很好,其中驻点热流的计算值与试验值的相对误差为3.1%。耦合分析过程中驻点温度随时间的推移而升高,且上升趋势逐渐变缓,最终趋于稳态值。此外时间的变化对锥体表面压强的影响可忽略不计,而壁面热流却随时间的增加而降低。 相似文献
985.
对半圆柱形凹形靶面单排圆形喷管和冠齿形喷管射流冲击换热进行了实验研究。凹形靶面直径与喷管直径之比D/d为10,射流孔节距与直径之比W/d为5,射流雷诺数分别为5 000、10 000和20 000,冲击间距比H/d分别为2、4、6和8。实验结果表明:两种形状喷管均在冲击间距比H/d=4时获得最强的驻点对流换热,但凹靶面前缘附近纵向平均努塞尔数基本呈现随射流冲击间距增加而减小的单调变换趋势;相对于圆形喷管,冠齿喷管射流冲击使得凹形靶面前缘线上的纵向平均努塞尔数最大提高幅度约为16%,凹形靶面前缘±2d区域的面积平均努塞尔数最大提高幅度约为18%。 相似文献
986.
987.
非线性气体振荡整流效应对翼尖涡的影响 总被引:3,自引:0,他引:3
以圆管内气体的非线性振荡理论和实验研究成果为基础,利用开口圆管中气体非线性振荡的整流效应,通过翼面开缝以及翼尖开口引入气体振荡,主要进行翼尖涡控制的实验研究。实验结果表明,翼面开缝和翼尖开口引入气体振荡在大迎角时对提高升力系数、增大机翼的稳定性有一定作用。同时,翼尖开口引入气体振荡能较好改善翼尖涡的位置和强度。对比翼面开缝以及无气体激振状态。翼尖涡在翼尖气体振荡条件下向翼尖外部移动了近3/4个弦长,向上翼面方向移动了近1/4弦长。 相似文献
988.
对具有初始横流的阵列射流冲击的流场和温度场进行了三维数值计算 ,研究了射流孔与冲击靶面间距、射流冲击孔排列方式和射流与横流质量流量比等因素对换热特性的影响。结果表明 :( 1 )在不同的射流孔与冲击靶面间距下 ,对于给定的射流与横流质量流量比 ,顺排方式的冲击冷却效果要优于叉排方式 ;( 2 )射流孔与冲击靶面间距对阵列射流冲击的流动和换热特性影响是非常复杂的 ;( 3 )随着初始横流与射流质量流量之比增加 ,在相同的射流孔与冲击靶面间距下 ,顺排和叉排方式的冷却效果均呈现单调的下降 相似文献
989.
990.
采用实验的方法,测试了黄原胶溶液在不同直径的光滑管道流动中的减阻特性和管径效应。其中变化参数为:(1)管道直径,共有3种管径,分别为5、10和20mm;(2)黄原胶溶液的浓度,变化范围为50~550 ppm;(3)流速,用广义雷诺数(ReM)来表征,变化范围为0~50000。实验测量了不同参数下的管道压降Δp和体积流量Q,得到了黄原胶溶液浓度与减阻率的关系,以及ReM 数对沿程阻力系数λ的影响,观测到黄原胶溶液减阻具有很明显的浓度效应,即随着溶液浓度的升高减阻率不断增大,直至达到最佳饱和减阻浓度,减阻率基本保持恒定。还观测到黄原胶溶液在不同管径中高低流速下表现出减阻类型的差异。 相似文献