面向过冷大水滴适航验证的结冰探测技术研究

过冷大水滴（Supercooled large droplet,SLD）结冰超出了常规防除冰系统的防护范围,是一种更为严重的结冰情形,极大地影响着飞行安全。在美国联邦航空管理局14 CFR 25.140条款中明确提到为保证飞机在SLD结冰条件下的安全运行,首先且必须要对SLD结冰气象环境进行探测。由于水滴破碎会改变水滴运动轨迹和表面撞击水分布,使水滴撞击极限变小,而水滴飞溅对结冰极限位置影响不大,因此本文通过研究大、小粒径水滴在飞机上收集范围不同的特点,提出一种可以满足SLD结冰适航符合性的结冰探测技术。该结冰探测技术采用常规结冰探测器,根据水滴收集范围将其布置于不同敏感结冰部位,可以实现全剖面飞行的结冰环境探测。     

三维发动机进气道水滴撞击特性分析

用带数值扩散项的欧拉法对某型三维发动机进气道水滴撞击特性进行了研究.实现了可压流场中三维复杂形体的局部水滴收集系数的计算.数值扩散项的引入解决了欧拉法计算产生奇异结果发散的问题.通过对不同进气道流量的算例结果的比较,发现进气道流量对进气道唇口附近的水滴撞击区和撞击量都有影响.进气量大,最大局部水滴收集系数也大.通过对有无整流罩的计算结果进行比较,发现此型发动机整流罩对水滴撞击特性的影响很小.      

双层壳型冲击/气膜综合流量系数实验研究

为了研究新型高效涡轮铸冷叶片内部冷却通道中的流动特性,以铸冷叶片典型结构——双层壳型冲击/气膜复合冷却结构的平壁模型为研究对象,实验研究了该种冷却结构的综合流量系数Cd随冲击雷诺数Red(600～2800),主次流吹风比M(0.7～7),冲击间距比H/d(0.5～1.25),冲击孔和气膜孔间距比P/d(0,3,4)等参数的变化规律。研究结果表明:(1)Cd随着冲击雷诺数Red,吹风比M的增加而增大,在吹风比小于3工况下更为显著;(2)在相同的气动参数条件下,综合流量系数Cd随着孔排距比P/d的增加而增大,随着冲击间距比H/d的减小而显著降低。     

射流、旋流、出流共同作用下矩形通道换热特性

在放大模型上详细研究了不同雷诺数和出流比下涡轮叶片内冷通道中冲击靶面、出流面和冲击侧面的换热特性.采用热色液晶瞬态测量技术测量通道内部各个面的传热系数,得到以下结论:靶面直接受到射流的第一次冲击,射流形成旋流对出流面进行第二次冲刷,对冲击侧面进行第三次冲刷;靶面受到冲击孔射流的直接冲击,因此换热最强;冲击侧面只受到旋流、横流影响,因此换热最弱;冲击和旋流是通道各个面换热强化的主要原因;换热随雷诺数的增大而增强.出流比对各个面的换热分布及大小也有一定影响.      

针板结构内壁面的换热特性研究

应用瞬态液晶测温技术对一种层板（针板）内壁面进行了详细的换热特性研究,实验分别测量了孔间距与冲击孔径比（S/D）为3.2,4.5和5.9,冲击雷诺数Re范围为10 000～40 000下的内表面换热特性,同时和传统层板换热特性进行了对比分析.研究结果表明:针板内壁面平均传热系数随着Re的增加而增大,随着孔间距增大而减小;同时给出了靶面和冲击面的平均努塞尔数Nu与冲击雷诺数Re及孔径比S/D的数学拟合准则式.      

非均匀横流作用下冲击射流冷却的数值研究

运用数值计算的方法对非均匀横流作用下冲击射流冷却的流动和传热过程进行了三维数值研究,揭示出射流冲击孔和横流孔相对排列方式、射流雷诺数和横流雷诺数相对大小、射流孔中心至横流孔出口截面距离等因素对冲击射流冷却流动传热特性的影响。结果表明:若保持总的冷却流量不变,当横流雷诺数与射流雷诺数之比等于或大于0.5后,有横流时的冲击射流冷却局部努塞尔数比无横流时有较为显著的下降;在非均匀的横流作用下,对于叉排和顺排方式,由于射流和横流的相互作用,壁面温度分布呈现出复杂的特征;射流孔和横流孔呈顺排布置时,峰值努塞尔数所对应的射流驻点区向下游偏移。      

卫星姿控发动机喷管羽流撞击效应试验

在高超声速低密度风洞中试验研究了卫星姿控发动机喷管羽流对平板模型的撞击效应,包括气动力和气动热效应。试验气体为加热的氮气。对两个卫星姿态控制发动机喷管的十种实验状态进行了测量。测出了平行于喷管轴线的平板模型上的压力分布和温度变化及处于喷管上方后流区的挡板的温度变化,给出了平板模型上的气动力和气动热分布规律,并判断是否形成后流区。测量结果表明,试验结果可靠,具有工程应用价值,能为姿控发动机在卫星上的布局提供参考。     

冲击粗糙肋壁面换热准则关系式的建立

模拟高性能航空发动机涡轮叶片弦中区冷却结构，建立冲击粗糙复合冷却实验模型，通过对大量实验数据的分析和整理，建立了换热准则关系式。与实验结果对比表明：该准则关系式与实验实测数据吻合较好，精度较高，对于冲击粗糙肋壁面复合冷却技术的研究和工程结构设计都具有一定的指导价值。     

高压涡轮机匣加强肋表面换热特性试验

针对高压涡轮叶尖间隙主动控制机匣的多层结构,重点分析了机匣内部加强肋和安装螺栓共同组成的基本换热单元,利用热膜法研究了加强肋表面的局部和平均传热系数,得到了不同进气状态、加强肋高度对传热系数的影响规律。研究发现:冲击靶面传热系数随着冲击雷诺数的增长而增大,但传热系数的增长速率随着冲击雷诺数的增大而缓慢降低。3排冲击射流工况中,靠近出流位置的加强肋表面平均传热系数最高。试验结果表明,加强肋表面的传热系数受到加强肋高度和冲击雷诺数耦合作用。在高雷诺数时,增加加强肋高度带来的换热强化效果更加明显。      

冲击距离对涡轮外环表面温度影响的初步研究

为分析涡轮外环具体结构对温度的影响,在确定的流动与边界条件下,以某型发动机高压涡轮外环为研究对象并进行一定简化,应用3维数值模拟手段计算和分析了不同冲击距离对外环温度最大值及分布的影响,在综合考虑外环温度水平和分布均匀程度的约束下给出了冲击距离的最优值为冲击孔距离的6.5倍。具有较为实用的工程指导意义。