内外涵波瓣宽度比对波瓣强迫混合排气系统性能影响

建立了不同内外涵波瓣宽度比的某涡扇发动机波瓣混合排气系统的几何模型和数值计算模型，并对其进行三维数值模拟研究，得到了在波瓣强迫混合排气中不同内外涵波瓣宽度比对波瓣混合器流场、热混合效率，总压恢复系数和推力系数的影响规律。结果表明：在混合器出口处，当内外涵波瓣宽度比在0.272至1.068范围内变化时，热混合效率随内外涵波瓣宽度比的增加而增加，总压恢复系数随内外涵波瓣宽度比的增大而减少，推理系数随内外涵波瓣宽度比的增加而增加。     

堵塞比对波纹板隔热屏冷却性能的影响

以一种气膜冷却的波纹板隔热屏为研究对象,在保持波纹板隔热屏的波纹长度、波纹高度、以及开孔方式不变的情况下,通过在次流通道添加不同大小的堵塞物得到一系列不同堵塞比的几何模型,并由Navier-Stokes方程组建立了流场三维数值计算模型,进行了流/热/固耦合数值模拟研究,获得了不同堵塞比对隔热屏壁面Nu、气膜冷却效果、冷流体热负荷、以及气膜孔流量系数的影响规律。结果表明:隔热屏热侧壁面Nu受堵塞比影响不大,冷侧壁面Nu在距离堵塞物较远处受堵塞比影响不大,在距离堵塞物较近处随堵塞比的增大而减小;气膜冷却效果在隔热屏主流背风侧靠近波谷处较高,在主流迎风侧靠近波峰处较低,隔热屏的综合平均冷却效果受堵塞比的影响不大;隔热屏单位面积冷流体热负荷随堵塞比增大而线性增大;气膜孔流量系数受堵塞比的影响不大,其最大值相比最小值变化了4.05%。     

堵塞比对波纹板隔热屏冷却性能影响

以一种气膜冷却的波纹板隔热屏为研究对象,在保持波纹板隔热屏的波纹长度、波纹高度、以及开孔方式不变的情况下,通过在次流通道添加不同大小的堵塞物得到一系列不同堵塞比的几何模型,并基于Navier-Stokes方程组建立了流场三维数值计算模型,进行了流/热/固耦合数值模拟研究,获得了不同堵塞比对隔热屏壁面Nu、气膜冷却效果、冷流体热负荷、以及气膜孔流量系数的影响规律。结果表明：隔热屏热侧壁面Nu受堵塞比影响不大,冷侧壁面Nu在距离堵塞物较远处受堵塞比影响不大,在距离堵塞物较近处随堵塞比的增大而减小;气膜冷却效果在隔热屏主流背风侧靠近波谷处较高,在主流迎风侧靠近波峰处较低,隔热屏的综合平均冷却效果受堵塞比的影响不大;隔热屏单位面积冷流体热负荷随堵塞比增大而线性增大;气膜孔流量系数受堵塞比的影响不大,其最大值相比最小值变化了4.05%。     

波瓣混合器混合流场中涡结构的数值研究

以FLUENT程序为研究平台,分别采用标准k-ε、RNG k-ε、Realizable k-ε、SST k-ω以及S-A五种湍流模型,对航空发动机混合排气系统中常用的波瓣混合器的流场,进行了三维数值模拟。与实验测量数据对比可知,所采用的计算方法能够较好地描述波瓣混合器复杂流场中流向涡、正交涡形状以及涡量沿流动方向的变化规律。在各种湍流模型中,Realizable k-ε在流向涡以及正交涡涡量大小的描述方面较其他模型更为精确。     

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。     

变截面烟道内导流板与布风板对再热器入口流场影响

为了分析导流板和布风板对变截面烟道内再热器入口速度分布均匀性的影响,基于N-S方程,首先对无导流板和布风板的原始烟道进行了三维流热耦合数值模拟研究;然后与仅安装导流板和同时安装导流板与布风板的烟道模型计算结果进行了对比。得到了三种不同结构条件下扩张段内流场,以及再热器入口截面速度场标准偏差系数的对比结果与变化规律。结果表明:(1)在无导流板和布风板的原始烟道中,烟气在扩张段内的速度分布极其紊乱,进而造成再热器入口速度分布极不均匀;(2)导流板的安装有利于提高再热器入口速度分布的均匀性,相对于无导流板和布风板的再热器入口截面的标准偏差系数C_v降低了15%;(3)布风板的安装不仅能够提高再热器入口速度分布的均匀性,而且能够改善布风板上游扩张段内部速度的分布情况,标准偏差系数C_v与无导流板和布风板的烟道流场结果相比降低了30.3%。     

作动器位移传感器常规工况热防护研究

航空发动机矢量喷管作动器位移传感器在超温后工作失效。为实现位移传感器热防护要求,考虑了作动器内的导热和对流换热项,建立了作动器系统内各部分温度分布的数学模型。在常规工况允许的参数变化范围内,研究了作动器环境温度t_(wai)、入口工作介质温度tin和冷却衬套厚度Delta(δ)三个因素对位移传感器热防护的影响。结果表明:降低环境温度、降低作动器入口工作介质温度,减小冷却衬套厚度,均能有效降低位移传感器温度,建议通过合理设计作动器环境温度、入口工作介质温度和冷却衬套厚度实现位移传感器热防护。     

航空发动机矢量喷管作动器电磁阀通油不冷却工况热分析

分析了航空发动机矢量喷管作动器电磁阀在通油不冷却工况所处热环境。建立了电磁阀热分析计算模型及其热平衡方程组。编制源程序进行了求解。结果表明:因为电磁阀尾部附近的作动器总体主油路仍然工作,带走热量;所以电磁阀在额定工况、通油不冷却工况下可正常工作。另外,还对影响电磁阀温度的四个主要因素:环境温度、焦耳热、入口油温、作动器总体主油路流量进行了一系列研究,得到了各因素对电磁阀温度的影响规律。其中,环境温度对电磁阀温度影响最大。当无量纲环境温度小于1.53时,电磁阀温度在可承受极限温度范围内,可以正常工作;当无量纲环境温度高于1.53时,电磁阀将处于超温状态,不能正常工作。     

湍流度对二维内冷叶片外换热的 影响

发动机叶片外换热准确预测一直是理论界和工程界的一个难点。利用数值方法对影响叶片外换热的湍流度这一因素进行了系列研究。在对文献经典叶片MARK Ⅱ的5411 Run42工况进行计算模型验证的基础上,通过改变湍流度,得到了叶片外侧对流换热系数随湍流度的变化规律。结果表明:1增加湍流度使叶片外侧对流换热系数增加;但继续增加湍流度反而使叶片外侧对流换热系数略有降低;2湍流度的增加使叶盆叶背前缘的外侧对流换热系数增加10%;3在某一确定的湍流度下,压力面随流向距离弧长比X/S的增大叶片外侧对流换热系数先增加后降低,吸力面随着X/S的增大叶片外侧对流换热系数呈现先增高后降低,再升高再降低的趋势;4增加湍流度,吸力面除靠近前缘位置叶片外侧对流换热系数增大外,其余位置湍流度对叶片外侧对流换热系数几乎无影响。     

气冷凹腔支板引气孔面积对冷却效果的影响

为了对一体化气冷凹腔支板更好地进行冷却,采用三维数值模拟方法,研究外涵引气孔面积对巡航工况下一体化凹腔支板气动热力性能的影响,得到了引气率、壁面平均冷却效果、壁面温度、一体化凹腔支板内流局部总压恢复系数随引气孔面积的变化规律。结果表明:在研究的参数范围内,引气率随着引气孔面积的增大而线性增大,最大值相对于最小值增加了55.3%;壁面平均冷却效果随着引气孔面积的增大而增大,最大值与最小值偏差337.7%;壁面最高温度随引气孔面积增大下降幅度较小,最大值与最小值偏差仅为2%;局部总压恢复系数随引气孔面积的增大而下降,下降幅度为5.1%。