发动机舱温度场仿真与分析

利用热网络法和流体网络法对发动机舱进行热仿真.建立了飞行器发动机舱各部件与其内外流体之间的网络关系及仿真模型,并进行耦合求解,得到此发动机舱各部件不同位置的温度分布.根据所得的数据对发动机舱各部件受热后对工作性能的影响进行分析,对非耐热部件的热防护与热控进行分析与设计,为使发动机各个部件能够在比较理想的环境下工作,提出了表面抛光、加隔热层以及组合隔热等3种优化方案并进行仿真.     

双离合自动变速器产热与传热仿真建模及试验验证

为了预测双离合自动变速器在工作过程中各热源的产热量及元件的温度状况,基于热网络理论建立了变速器轴承受力计算、内部热源产热量计算及传热计算耦合仿真模型,并对变速器在稳态与瞬态工况下的产热与传热进行了仿真计算与试验验证。结果表明,在稳态工况下,变速器的总产热量仿真值与试验测试结果吻合较好,瞬态工况下的变化趋势与试验测试结果一致;各测试点温度在稳态与瞬态工况下的仿真值与试验测试结果均吻合较好,模型具有较高的计算精度。     

飞机平台诱发环境温度的建模与仿真

飞机平台的诱发环境是机载设备的实际工作环境,诱发环境温度是影响机载设备工作的主要环境因素。针对飞机平台诱发环境温度的建模与仿真问题,分析了影响飞机平台诱发环境温度的主要因素,提出了以相似传热结构分类为基础的一种飞机平台诱发环境温度建模与仿真方法。将飞机平台相似传热结构分为翼形舱结构、环形舱结构、大舱室结构、开启舱结构和热防护结构,采用集中参数方法建立5种传热结构的通用热特性模型,以Modelica语言为工具建立了5种传热结构的通用热特性仿真模型。对飞机平台进行相似热区域划分,采用通用热特性仿真模型建立飞机整机的诱发环境温度仿真模型。以某型机为例,进行了诱发环境温度仿真计算,验证了建模与仿真的可行性。仿真表明,飞机飞行时机身区域舱内空气温度最高可达70℃,发动机舱内温度短时间内可达140℃,长时间工作在90℃~110℃之间,发动机热防护结构的最高温度可达160℃。     

开式机箱电子设备热设计的数值研究

基于电子设备热分析与热设计的前端设计思想，应用现代计算流体技术和数值传热技术对某一开式机箱内的电源器件和电路板表面的热行为进行了数值计算，获得了现有设计条件下设备内部电源与电路板表面的温度分布及平均温度水平；同时模拟了机箱内冷却气流的流动状态，给出了不同剖面上的流场分布和温度分布，分析和讨论了计算结果，为优化和改善所研究设备的热设计方案提供了理论依据。研究表明，电子设备的前端热设计与以往的热设计相比具有操作方便，省时全面的特点，有利于方案优化，有助于缩短电子产品的开发周期和降低设计成本。     

超高速磨削的热传递机制探讨

根据对传热过程的分析,提出了超高速条件下高效深磨的理论热模型.基于该模型,将磨削区表面最高温度与砂轮复合体表面最高温度相联系,得出了工件表面最高温度及传入工件热比率与磨削速度的关系.指出超高速磨削中表面温度的临界速度效应主要是由于传入工件热比率随磨削速度的提高而不断降低造成的.     

电力变压器热故障的在线诊断技术

提出了基于变压器表面的红外热图像对变压器热故障进行在线诊断的方法。利用红外热像仪实时拍摄变压器表面的热图像,建立其温度分布场。根据变压器的表面温度、内部结构参数、物理特性参数和环境温度,建立其传热模型,对变压器内部铁芯故障点温度进行反演计算,通过与离线DGA诊断结果进行比较,证明了该方法的可行性,实现了变压器热故障的非接触、在线诊断。     

热端温度对热声发动机性能影响的数值研究

建立场协同模型,采用计算流体动力学(CFD)方法,对1/4波长驻波热声发动机进行二维数值模拟研究,分析不同热端温度下系统内声功率的变化情况以及板叠与气体工质间的对流传热特性。研究结果表明:波动压力与体积流率幅值随着热端温度的升高而不断增大,相位差随着热端温度的升高呈下降趋势,特定结构的热声发动机对应使系统声功输出最大的最佳热端温度;随着热端温度的升高,板叠与气体工质间的换热量也不断增大,且发现声功率并不与热流量成正比,板叠存在着固定吸热与放热区域。     

超高速磨削的热传递机制探讨

根据对传热过程的分析,提出了超高速条件下高效深磨的理论热模型·基于该模型,将磨削区表面最高温度与砂轮复合体表面最高温度相联系,得出了工件表面最高温度及传入工件热比率与磨削速度的关系·指出超高速磨削中表面温度的临界速度效应主要是由于传入工件热比率随磨削速度的提高而不断降低造成的·     

基于Simscape物理仿真的发动机热管理系统及控制特性研究

文章基于Simscape一维物理仿真软件，使用热流体模型和热力模型分别模拟冷却液的流动和热量的传递，开发一套包括散热器、离心水泵、蓄液罐和发动机管段传热模块的发动机热管理系统仿真模型。通过修改模块代码，将单根传热管道模块改编成多管段的管带式散热器模块和发动机管段传热模块。与实验数据对比验证，模型的散热器传热系数和发动机出口水温的最大误差均不超过10%。在此模型基础上，建立水泵挡位控制和散热器风扇启停调节系统，使发动机出口温度在发动机发热量阶跃变化的情况下，上下波动不超过2 K。该研究为热管理系统一维物理仿真和控制策略研究提供了新方法。     

航空发动机主轴-轴承系统温度场分析

在对航空发动机主轴-轴承系统热力学分析基础上,对主轴-轴承系统的发热、传导、对流、辐射等进行了分析,利用热路网络热流量平衡原理,建立了相应的热平衡方程组,并用数值分析方法对系统温度场进行了数值求解。实例计算和试验测试结果对比分析表明：所选节点温度的计算值和实测值之间相差不足1．2％,反映出本文建立的航空发动机主轴-轴承系统温度场计算数学模型具有很高的精确度,完全适用于一般的主轴-轴承系统温度场理论计算与分析。     

高速飞行器发动机舱内元组件热环境研究

为满足高速飞行器发动机舱内元组件热防护及热管理的需要,就热环境问题提出了严格准确的定义;然后基于此定义与准则关系式建立了一套估算高速飞行器发动机舱内元组件热环境的传热模型。利用建立的稳态热平衡方程,通过迭代求解得到某高速飞行器发动机舱内元组件在典型飞行工况下的一维热环境。对典型飞行工况下不同参数进行了系列研究。结果表明:舱内元组件的热环境随着冷却气流流量的减少而恶化,当冷却气流质量流量从1.0 kg/s减少至0.5 kg/s时,冷却气流出口温度增加了0.185 4无量纲温度。舱内元组件自身发热量对冷却气流的温升有较大影响;且冷却气流流量越小,温升越大。当冷却气流质量流量为1.0 kg/s时,元组件自身发热量导致了0.139无量纲温升,而当冷却气流质量流量为0.5 kg/s时,元组件自身发热量导致了0.294 9无量纲温升。     

带压作业装置井口保温系统设计

利用非稳态传热数学模型计算了加热管表面的瞬态温度变化情况,并确定了装置的加热功率,同时根据实物测绘结果设计、加工了一套带压作业装置井口保温系统.结果表明,加热管表面温度非稳态变化的数值模拟结果与现场测试值吻合较好,所设计制造的带压作业装置井口保温系统满足了冬季修井作业要求,具有升温快、保温效果好、安全便捷的优点.     

玻化微珠保温砂浆导热系数模型研究

基于最小热阻力法则和均匀化方法估算了玻化微珠保温砂浆的等效导热系数.用ANSYS模拟玻化微珠保温砂浆二维单元胞体的热传导,发现对热阻网络的横向热阻的极端考虑会给计算结果带来误差.用ANSYS计算的三维单元体模型的等效导热系数值与3种理论计算值进行比较,发现用假设横向热阻无穷小与假设横向热阻无穷大求得的单元体等效热阻的平均值作为单元体的等效热阻来求单元体等效导热系数更精确,最后实验也验证了这一结论.实验值与本文提出的理论模型计算值偏差仅为0.2%,证明用该方法来估算玻化微珠保温砂浆的导热系数是可行的.     

复合材料环状声衬降噪特性试验研究

根据民用飞机结构轻质化、高性能化的发展需求,利用发动机声模态模拟试验平台开展复合材料环状声衬的降噪特性试验研究,探索复合材料声衬在发动机短舱的可行性。针对发动机短舱声衬的某特定工况,以高分子树脂基复合材料,利用无缝拼接和环装整体成型等先进工艺研制出无拼缝的、两种不同长度的环状声衬试验件;通过基于旋转轴向传声器阵列方法的管内声模态测试和指向性测试开展声衬降噪效果试验。试验结果表明,声衬的降噪效果具有强烈的模态选择性,切向来流速度对声衬的降噪效果具有显著影响。     

发动机受热件热疲劳台架的感应加热特征

对发动机受热件加速热疲劳试验台架的感应加热特点进行计算分析,根据研究结果将感应加热热源简化为表面热流边界条件,建立了加热阶段零件内瞬态温度变化规律模型,借助于铸铁缸盖温度及其它试验数据的测试结果,对感应加热的加热热流密度,台架所能[达到的最大法向瞬态温度梯度等进行了计算分析,计算分析结果表明,通过选择适当的加热功率,该热疲劳台架能够实现发动机实际铸铁零件表面法向温度分布的模拟。     

注汽井井筒温度分布的模拟计算

现场使用的注汽井井筒模拟软件存在的主要问题是对隔热井筒的节点划分过粗 ,未考虑隔热油管接箍和伸缩管等对井筒温度分布的影响 ,其计算结果误差较大。针对这一问题建立了井筒温度分布精细描述数学模型 ,编制了新的计算软件 ,此软件考虑了接箍处轴向导热的影响 ,改进了地层热阻的计算方法 ,并采用新方法计算环空隔热介质的导热系数。对隔热油管外管壁温度分布进行的局部加密处理后的计算结果更能接近实际热损失情况。分别用数值解法和解析法求解了隔热管外管壁的温度分布。与现场测试数据的对比说明 ,精细模型计算的结果准确度高 ,能满足工程精度的要求 ,对地层热阻、环空隔热介质等的分析计算比较可靠。     

复合导热系数在多层围护结构热分析中的应用及评价

为降低建模和计算的工作量,提出使用复合导热系数法将多层围护结构简化为单层并进行有限元热分析.与未经简化的多层结构模型的对比分析表明,简化后的单层模型能够准确地计算结构内外表面的温度分布和厚度方向的热流密度,进而显著提高了包含多层维护结构的建筑物热仿真分析的工作效率。     

双层保温热力管路的数值计算

为了求解热力管路双保温层经济厚度,综合考虑了各种约束条件,用Visual Basic 6.0语言设计了求解程序,因为保温材料的导热系数随温度而变化,采用迭代法求解了每层材料的平均温度,并给出了计算程序。通过ANSYS12.0软件模拟了管路横截面温度场,绘制了管路径向温度变化曲线,分析得出,在内外层保温材料厚度相同且均满足工程实际耐热性与抗压性等条件下,导热系数较小的材料放在内层相比于放在外层来说,单位管长散热量较少。     

短舱管路接头耐火试验数值仿真预测

防耐火性能是航空发动机零部件满足适航要求的基本指标之一,在短舱火区内输送可燃液体的管路是其中的关键考核部件。为预测短舱管路耐火试验结果,评价管路接头火焰耐受性能,提出了开展标准火焰燃烧仿真获取第三类边界条件,通过管路流热耦合换热获取传热稳定后的流体域及固体域温度场,作为热边界条件进行结构变形分析考察管路接头接触状态的数值分析方法。通过直管火焰冲击试验及管路接头耐火试验对相关结果进行了验证。结果表明：出口管路温度预测结果误差小于3%,管路接头泄漏预测结果与试验结果一致。     

高速飞行器空气涡轮发电系统仿真与评估

[ ]针对高速飞行器的高空发电问题，提出了一种以高温高压的冲压空气作为工质的预冷—两级膨胀的空气涡轮发电系统。采用理论分析计算与软件模拟仿真计算相结合的方法，建立了高速飞行器空气涡轮发电仿真模型，对空气涡轮发电系统进行性能分析，并采用起飞总质量法对发电系统进行评估分析。结果表明，高速飞行器在飞行高度30 km和飞行马赫数为6的飞行条件下，发电系统所需冲压空气0.0945 kg/s，在换热器处与JP-7燃油充分换热，使得涡轮前冲压空气温度降低至1196.36 K，保护涡轮不受高温损伤，同时发电系统可以稳定输出28.2 kW电量供用电系统及用电设备使用，此外，经换热后的燃油进入发动机，在很大程度上提高了系统的经济性。