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机翼热气防冰系统设计 总被引:4,自引:1,他引:4
利用热流体系统仿真分析平台Flowmaster和计算流体力学软件Fluent进行联合仿真,对机翼热气防冰系统进行了设计和性能分析.设计参数包括防冰系统笛形管热气喷口孔径、孔数及孔间距等参数.基于Flowmaster对所设计的供气管路进行供气流量分配计算.基于Fluent模拟防冰腔内流动与换热,计算了防冰腔的热效率.根据防冰热载荷及热效率结果预测每段缝翼防冰所需热气流量,引入参数供气余度来分析防冰系统热性能.所提出的热气防冰系统设计方法可为热气防冰系统的工程设计与优化提供重要的帮助. 相似文献
提出了一种基于欧拉壁面液膜(EWF)模型的热气防冰腔性能仿真计算的新方法。通过FLUENT软件用户自定义标量(UDS)框架求解水滴控制方程获取三维表面水滴撞击特性。通过对各微元的水收集率、水膜蒸发率等进行质量平衡分析得到了通过该微元的质量流量,并以此作为EWF模型质量流量边界条件进行空气驱动下三维水膜厚度分布的计算,进而建立了防冰表面水膜流动动态模型。在此基础上建立了适用于三维防冰表面的耦合换热模型,通过引入亚松弛因子实现了内外流场、水膜流动及蒙皮导热的松散耦合求解。通过对某发动机短舱模型三维算例计算结果的分析和对比,结果表明所采用的计算方法是合理可信的,可以用于三维防冰腔性能的计算。 相似文献
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直接供气预旋转静系流动和换热数值模拟 总被引:4,自引:1,他引:4
采用CFD商业软件FLUENT分别从维度模型和湍流模型两个角度对接近真实的高压涡轮旋转盘腔进行数值模拟,研究了一种直接供气预旋转静系旋转盘腔模型内的流动和换热特性.通过计算研究发现:低位腔内的流动仅由中心入流控制,二维计算不能反映高位腔内中心入流与预旋入流的掺混;二维和三维计算所得的腔内压力分布相似,实验值介于两者之间;主盘面的换热主要受中心入流控制,二维和三维计算差别不大,Realizable k-ε湍流模型在定性和定量上均能更好地反映换热实验结果. 相似文献
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多电式环控系统电动机功率选定及其经济性分析 总被引:1,自引:1,他引:1
提出多电式环控系统参数匹配计算模型,获得不同飞行工况下电动机功率的选定值,分析其影响因素以及系统的经济性.结果表明:对于一定的供气压力,飞行高度越高,电动机功率越大,而同一高度马赫数越大,电动机功率越小;对于给定的飞行工况,供气压力越高,电动机功率越大;对于相同的供气压力与飞行工况,多电式环控系统的性能代偿损失比传统环控系统要小,飞行时间越长,系统的经济性越好. 相似文献
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发动机燃气喷流对高超声速飞行器后体气动热环境有显著的影响,燃气喷流的物理模型对预测飞行器局部热环境有显著影响,为了利用脉冲风洞研究这类影响规律,研制了一套瞬态热喷流供气系统,建立了瞬态热喷流供气系统的工作方法。该系统的核心技术是利用氢氧燃烧驱动路德维希管(Ludwiegtube),提供瞬态热喷流气源。本研究包括以下内容:不同氢氧比例对燃烧产物热力学状态及产生方式的影响;不同点火、破膜方式对气源产生及喷流流场稳定性的影响。本研究提出的热喷流供气系统可以提供满足缩比模型喷流实验所需喷流状态的热气源;可以在50ms内起动工作,满足与脉冲风洞同步工作的要求。 相似文献
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采用数值方法对某发动机预旋系统展开三维模拟,研究了叶片供气通道转角处不同几何结构对供气通道气体流动和压力损失的影响。结果表明:预旋系统腔内叶片供气通道转角处结构对压力损失的影响非常大。其中转角处结构为倒圆时压力损失最小,倒角时压力损失次之,直角时压力损失最大。可见改善供气通道结构可增大有效流通面积,使气流更容易流过叶片供气通道。 相似文献
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