局部进气裂解油气向心涡轮气动性能分析

为解决低进气量条件下油气涡轮功率与效率提升困难的问题,本文结合裂解油气物性特点,针对性地提出了局部进气裂解油气向心涡轮设计方案。通过数值仿真详细分析了向心式油气涡轮在设计工况下的内部流动特征,并总结了非设计工况下轮周效率随压比、转速以及正癸烷裂解度的变化规律与影响机制。仿真结果表明,本文所设计油气涡轮在0.5 kg/s进气量条件下可实现38.8 kW功率输出,轮周效率为68%,能够满足油气涡轮气动设计需求。根据结果分析可知,随着压比的增大,轮周效率呈现出先增大后减小的趋势:低压比条件下轮周效率增大主要与转子入口攻角损失有关;高压比条件下轮周效率降低则主要是由于激波损失及其引发的附面层分离损失不断增大导致的。研究表明,轮周效率随转速、裂解度发生变化时与转子入口攻角有直接关系,其中,油气工质裂解度每提高20%,涡轮轮周效率可提高13%左右。

飞机综合机电系统热管理技术浅析

介绍了国内外飞机综合机电系统热管理技术的发展现状及该技术在下一代高性能飞机设计中的重要性,并对如何开发飞机综合热管理系统仿真软件提出了自己的设计构想。

印刷板式微通道换热器流动与传热特性的理论模型

随着能源问题的日益突出,亟需研制高效能源设备,微通道换热器以其优良的性能在热管理系统中备受关注。针对微通道换热器流动与传热特性理论计算提出了一个计算模型,基于文献建立实验数据库,分别对比分析了10种和6种传热与流动计算关联式,并针对一种换热器结构进行了数值仿真与模型求解。研究得出:采用Stephan等、Sarmiento等提出关联式所得关于传热特性的经验解与实验解的吻合度较好;采用Kim等、Muzychka等提出的关联式所得关于流动特性的经验解与实验解的吻合度较好;对换热单元进行数值仿真和模型计算,数值解与经验解中绝大多数点的误差在10%以内,验证了本文提出计算模型在理论求解中的准确性与可信度。

基于Taguchi方法的微小通道性能分析与参数优化

以高效、紧凑、轻质的航空燃油换热器为研究背景,对影响微小通道换热和压力性能的多种工况条件和结构参数进行探究和优化。应用Taguchi方法的正交实验设计和损失函数分析,得到不同因子对性能指标的贡献度和影响规律,并通过可加性检验证明结论具有统计显著性。结果显示,入口流速和通道流型对微小通道传热和压力性能的贡献度最大,通道流型选择圆柱旋涡发生器通道能获得最佳综合性能。此外发现,换热过程中工质的物性变化会影响普朗特数计算,导致多种传热压力性能和综合性能的评价指标有不同影响规律和不同优化参数组合,因此研究时需要根据实际问题选择恰当的评价指标。

基于田口方法的PCHE流道布置方式的仿真分析

高超飞行器的热管理技术对飞行器的性能具有重要的影响。本文研究了航空发动机中燃-滑油印刷板式换热器流道的布置方式,并根据基于田口方法得到了最佳的流道布置方式。首先本文在简化的研究模型的基础上给出了评价换热器的性能指标,接着探究了不同工况对换热芯内部流动与换热特性的影响,以及不同影响因素对于换热芯综合性能的影响程度的区别。最后采用正交实验结合信噪比的研究方法对模拟结果进行了分析,建立了完整的预测方法,可以不通过全面的对比分析与模拟便可较为准确的预测最佳流道布置,从而实现了最大程度的节约资源的目的。

局部进气裂解油气向心涡轮气动设计与轴向力分析

从涡轮结构形式的角度探究了油气涡轮轴向力平衡问题。建立了半开式、开式与闭式3种局部进气裂解油气向心涡轮,通过数值仿真对比分析了设计工况下3种油气涡轮的气动性能与轴向力,并归纳总结了非设计工况下总轴向力随压比的变化规律。仿真结果表明:半开式、开式与闭式油气涡轮的总体气动性能相近但轴向力表现有明显的差别。当涡轮压比发生变化时,开式油气涡轮轴向力稳定性最好,半开式油气涡轮轴向力稳定性最差,闭式油气涡轮轴向力始终是3种油气涡轮中最小的。由结果分析可知,当涡轮压比低于3时,应避免选用半开式油气涡轮,而涡轮压比变化较大时,则宜采用开式油气涡轮,此外,在采用闭式油气涡轮时需要轴承预留足够的轴向载荷裕度。

一种通道主动冷却头锥结构控温效果的试验研究

为了验证通道主动冷却应用于飞机典型结构的冷却效果,选取了设计得到的一种通道主动冷却的飞机头锥结构作为试验对象,按照飞行状态的气动热载荷边界条件,设计了相应的地面试验方案,并针对该结构开展了原理性试验。试验结果表明,具有主动冷却的TC4钛合金头锥结构,可在马赫数6的等效热载荷条件下,维持结构整体温度在400℃以下,展现出良好的控温效果。试验中,对不同温度控制目标下的冷却水流量进行了系列测试,证明了通过调节流量控制结构温度的可行性。研究结果可为后续开展通道主动冷却功能结构设计、主动冷却的控制策略设计和地面等效试验环境的设计提供参考。

飞行器能源与热管理系统中多能流统一建模与分析方法

能源与热管理系统的综合集成优化设计是充分提升飞行器性能的关键技术之一。然而,由于热管理、电源等子系统的传统分析方法存在差异,导致整体集成设计的复杂度大。基于热力系统分析的热量流法,建立了电量、热量、工质的规范化传输网络模型,提出了热管理、电源等子系统间的数据交互方法,形成了飞行器能源与热管理系统的整体建模分析方法。计算结果表明,该方法在确保准确性的前提下,计算耗时比商业软件AMESim低近2个数量级。通过对给定飞行剖面的系统进行变工况仿真,计算出了在满足温控的需求下,单次任务目标所需的相变工质携带量为348.8kg,机载蓄电池所需的最低初始电量和容量为1837、3158W·h。因此,所提出的方法可用于飞行器轻量化的定量优化。

高超声速飞机热管理系统控制模型构建与仿真

以高超声速飞机为研究对象,提出了一种基于单相流体回路的热管理系统(TMS)模型,通过热控制策略与热沉调度模型实现热沉制冷能力最大化目标,解决新型高速飞机日益彰显的冷源不足问题。热控制策略利用系统辨识与热载荷预测算法,提出基于能量平衡与温度反馈配合的热控制模型,解决热惯性带来的控制延迟问题。基于热沉冷却能力评估与热载荷匹配提出热沉调度模型,旨在合理利用各种冷源,解决飞行后期冷源不足的问题。研究通过MATLAB/Simulink仿真验证模型及算法,结果表明:所设计的TMS能够满足高超声速飞机长时间飞行需求;考虑能量平衡的控制模型在超调量及衰减比方面均优于温度反馈控制模型;基于热沉调度策略能够降低冷源消耗速率,更充分地利用各种机载热沉。

高超声速飞机电子设备舱热模型构建与仿真计算

高超声速飞机电子设备舱的温度场分析需要考虑外部气动加热、舱体热防护系统导热、内部热控系统传热,这三者之间相互影响,热耦合性强。目前对飞机电子设备舱的热分析研究尚没有针对这种热耦合的有效解耦算法。文中针对隔热型热防护系统和以液氮为热沉的相变热控系统为研究对象,建立了电子设备舱隔热层、电子设备、舱内温度场、液氮相变等热力学模型,实现热的解耦计算。完成了高超声速飞机电子设备舱温度计算,并开展了数值模拟方法与该方法的对比分析,表明该方法有效解决了气动加热、舱体热防护系统导热、内部热控系统传热三者间的热耦合计算问题,而且计算速度快、计算精度较高,可以满足概念设计阶段需要。