求解飞机蒙皮耦合热效应的壁面热流函数法

分析了飞机内部换热与蒙皮外辐射换热和气动换热的耦合作用,提出了一种求解飞机内外耦合热效应的工程计算方法。通过构造反映蒙皮外辐射换热和气动换热的壁面热流函数,将蒙皮外热环境转化为浮动的热边界条件,实现了飞机蒙皮外部热环境求解与蒙皮内换热求解的解耦处理,避免了难以实现的直接耦合求解。在验证该方法可靠性的基础上, 采用该方法,并结合热网络法与FLUENT软件对某型飞机外部热环境及结构热响应问题进行了计算。

竖壁液膜流壁面热流率对流动影响的实验研究

本文用相空间重构的方法，对竖壁薄液膜流动的液膜厚度时间序列进行了重构，并用分维数对奇怪吸引子的动力特征进行了描述，由此描述了壁面热流率对竖壁薄液膜流动特性的影响。

液体火箭发动机燃烧室壁面热流测量方法研究

为了研究液体火箭发动机燃烧室的壁面热载荷,提出了一种简单、准确的燃烧室壁面热流测量方法。通过发动机热试,测得了距燃烧室壁面不同径向深度的瞬态温度数据,采用一种基于分离变量的数据处理方法,最终得到燃烧室壁面热流和壁面温度。研究表明,提出的热流测量方法能够准确获得燃烧室壁面热流和壁面温度且不会放大误差。发动机热试的瞬态过程中,温度的响应存在明显的迟滞性,5s时间不足以使温度达到稳态。而燃烧室壁面热流响应迅速,达到稳态所需时间在2 s左右,且热流的变化规律与燃烧室压力变化规律一致。

壁面热流率对降液膜流动影响的研究

用相空间重构的方法 ,对竖壁薄液膜流动的液膜厚度时间序列进行了重构 ,并用分维数对混沌吸引子的动力特征进行了描述 。

基于L-M算法的液体火箭推力室壁面热流密度测量方法

为获取液体火箭推力室热防护方案构建的基础数据,结合单点瞬态法,提出了基于L-M算法测量壁面热流密度的方法。通过模拟热流密度分析算法中关键参数对求解精度的影响,给出关键参数的选取建议。在此基础上,对过氧化氢煤油推力室典型试验工况进行热流密度测量。结果表明:圆筒段末端壁面热流密度为3.35MW/m^(2),喉部位置单组元工况下壁面热流密度为2.21MW/m^(2),双组元工况下壁面热流密度为10.59MW/m^(2),热流密度变化过程与室压变化过程完全对应。变工况过程中近壁处燃气温度存在恢复过程,燃气温度稳定后,壁面热流密度也达到稳定状态。本文提出的方法可迅速、准确地测量推力室壁面热流密度。

气氧甲烷单喷嘴燃烧室壁面热流的测量和数值模拟

为了研究气氧甲烷燃烧室的壁面热载荷,对一个包含同轴剪切喷嘴的燃烧室开展了热试研究,混合比2.647,室压2MPa。根据沿燃烧室轴向测得的壁面温度数据,利用逆向传热计算的方法获得了壁面热流分布。为了更好地分析实验结果,应用商业CFD软件ANSYS Fluent开展了相应的数值模拟研究,采用涡耗散概念模型模拟湍流燃烧过程。在进行分析之前对网格无关性进行了验证,比较了从数值模拟和实验获得的热流分布,结果表明所采取的模拟方法能够有效预测燃烧室壁面热流分布,最大热流值偏差17%,另外还从燃气温度场和流场结构方面分析了造成这种热流分布的原因。

背风壁面热流对开窗建筑颗粒传播的影响

以汽车尾气释放的细微颗粒作为污染物研究对象,选取某住宅小区为背景建立了相应的物理模型。以三维湍流模型为基础,采用CFD软件在不同背风壁面热流密度情况下,对不同风速、不同风向工况下的开窗建筑周围流场进行了数值模拟计算,分析了不同情况下颗粒浓度分布的规律。结果表明:背风壁面有热流的开窗建筑,偏向风更有利于建筑街区内部的颗粒污染物随风向建筑外侧的运输;风速对不同位置处的颗粒的稀释作用是有一定临界值的,超过临界值则会阻碍颗粒物的传播;背风壁面热流所形成的热效应对流场以及污染物的影响视风速大小不同而有所差异,对于较小风速,颗粒污染物的传播主要受热泳力的驱动,而较大风速时,风场则起着主导作用。

黏性耗散对壁面热流的贡献

壁面的热流贡献可以被分解为湍流传热部分的贡献、分子传热部分的贡献、压力功部分的贡献和黏性应力功部分的贡献(VW) 4部分。本文首先在低马赫数Ma 0.3 (近似不可压缩流动)和中等马赫数Ma 1.5的可压缩槽道湍流中对该分解公式进行了进一步验证,所得结果和壁面直接计算的热流符合得很好。在此基础上,进一步将脉动场黏性应力功的贡献VWf分解为螺旋耗散、膨胀耗散以及脉动密度相关项耗散,发现脉动场部分的贡献主要是螺旋耗散项。数值结果显示,在低马赫数下,黏性应力功部分依然是壁面热流的主要贡献项。

三级压缩楔前缘半径对壁面静压及热流分布影响研究

为了研究三级压缩楔前缘半径对壁面静压和热流分布的影响,在0.6m激波风洞上开展了试验测量,模型长约0.6m前缘半径为0mm3mm试验名义马赫数为5.98。研究结果表明,试验得到的壁面静压和热流数据重复性很好。采用Fluent软件进行了二维和三维流场参数辅助模拟分析,三种不同湍流模型获得的壁面静压分布差别不大,均与试验结果吻合较好;不同湍流模型获得的壁面热流分布差异较大,采用标准k-ε模型得到的结果与试验吻合较好。试验和数值模拟结果均表明,在第二和第三压缩面上,经过激波后,壁面静压逐渐上升到一个压强平台;壁面热流逐渐上升到一个局部极大值,然后在同一压缩面持续下降。随前缘半径增加,壁面静压和壁面热流整体减小,压强平台值和热流局部极大值也减小,而达到压强平台和热流局部极大值需要的长度增加,显示激波边界层干扰影响区域增大。

气动热数值模拟中壁面热流后处理方法

针对气动热数值模拟中壁面热流后处理方法进行了系统的数值研究,提出了一种有别于常规微分法和积分法的壁面热流后处理方法.通过3种算例进行了对比分析,结果表明:即使在流场参数相同情况下,采用不同的壁面热流后处理方法计算的热流结果也会有较大差异,且表现出不同的网格依赖性.微分法对网格的依赖性较大,单纯提高差分精度不一定能够减弱网格依赖性和提高计算精度,还与近壁处网格分布密切相关;积分法从能量平衡积分方程出发,极大地减弱了网格依赖性,具有较高的计算精度.所提出方法具有与积分法相当的网格依赖性和计算精度,尤其在驻点区域,其网格依赖性更弱于积分法,且计算简单,提高了计算效率.

北京地铁热环境壁面热流的实测与分析

本文总结了在北京地铁进行的热环境壁面热流的现场实测结果,分析了隧道内和站台的壁面热流变化规律。

考虑可压缩与热传导的壁面函数边界条件及其应用

考虑到可压缩和热传导效应的壁面函数边界条件,被耦合到了采用k-ω两方程湍流模型、用有限体积法求解N-S方程的程序中。壁面函数基于耦合的速度和温度型,并且在边界层内的粘性子区和对数区内一致有效。引入壁面函数边界条件后,通过算例验证在y+<100的范围内,得到的物面压力、摩阻、热流与实验结果比较,结果可靠。而无壁面函数边界条件时,要得到相同精度的结果,要求y+≈1。壁面函数的引入,为工程上准确预测飞行器在湍流流动中表面受力与气动热提供了保障。

壁面辐射平衡DSMC方法及其在双锥构型中应用

临近空间高超声速飞行器在高空长时间飞行,受气流加热影响,飞行器表面温度显著升高,依赖地面试验和传统DSMC仿真预测的热流值明显高于飞行观测值,导致飞行器防热系统的保守设计。本文发展了一种基于壁面辐射平衡的DSMC边界模型,通过热流值反算辐射平衡壁面温度,并以此温度作为下一个时间步DSMC计算的边界条件,迭代更新至给出壁面温度的收敛值。基于该温度边界条件,开发了适用于轴对称构型的DSMC求解器,并以钝锥构型对计算模型和求解器进行了验证。重点针对激波风洞试验条件下的双锥构型,开展数值模拟研究,结果表明:该构型恒温冷壁条件得到的壁面压力分布和热流与风洞试验结果吻合,两种温度条件下的压力峰值差异约为15.4%,但是整体气动力特性差异仅约为0.33%;相对于冷壁,辐射平衡计算得到的前缘处热流峰值降低约50%,再附点处的热流峰值降低约三分之二;两种条件相结合,可以给出壁面热流的预测范围。

壁面非平衡复相催化反应及其对传热的影响

本文在理想吸附层假定下对两种常见的复相催化反应模型导出了反应速率表达式，分析了反应级数的变化规律和范围。采用新定义的“壁面催化非平衡系数”作为表征壁面非平衡催化工况的准参则数，用粘性激波层法计算分析了壁面非平衡催化效应对驻点区壁面热流的影响规律。

基于斜驻点模型的剪切层撞击壁面流动及传热特性

高速流体以一定角度冲击壁面可以简化为斜驻点流动,包括正驻点流动分量和剪切流动分量.以往研究集中在不可压缩的斜驻点流动,本文针对高速可压缩的斜驻点流动模型,给出了新的自相似求解方案.通过与数值结果对比验证,发现该模型能很好地模拟高超声速再附产生的均匀剪切层撞击壁面流动.通过对比流动中能量输运项和做功项的贡献,发现斜驻点流动的剪切分量带来较强的压缩效应和耗散效应,造成流动具有显著的流向对流传热,表现为再附后近壁流体温度迅速升高,最终产生壁面上的高热流值.参数分析表明壁面热流系数与无量纲壁面温度梯度和边界层厚度相关,前者主要受斜驻点剪切分量参数控制,后者与驻点分量参数呈负相关。

高压涡轮非对称叶冠表面热负荷特性研究

高压涡轮带冠叶片工作于高温、高压和高转速的恶劣环境中,导致叶冠容易发生掉块现象,这严重威胁到燃气涡轮发动机的安全运行。因此,有必要研究不同参数对涡轮叶冠表面热负荷变化的影响以及作用机制,该文着重分析不同叶冠结构、宽变工况对叶冠表面热负荷变化的影响,同时,根据叶冠表面壁面热流密度的分布和变化规律,对叶冠结构形状进行改进,最终达到降低叶冠表面热负荷的目的。研究结果表明:由于篦齿的密封作用,叶冠后缘容腔内的泄漏流流动比叶冠前缘稳定,导致叶冠后缘的壁面热流密度分布比前缘更加规律。宽变工况条件下,主要通过影响叶冠前缘的壁面热流密度分布进而改变叶冠表面的热负荷。最后发现对叶冠后缘切削10%的面积,可以降低叶冠表面热负荷高达19.2%,这为今后新型涡轮带冠叶片设计提供参考。

高超声速边界层液膜演化过程和冷却机理研究

高超声速液膜冷却技术是通过一系列狭缝或孔洞压出冷却工质,在飞行器表面边界层形成一层低温冷却膜,阻止高超声速气流对飞行器的气动加热.其作为一种主动冷却方式在高超声速飞行器表面热防护有着巨大的应用潜力.文章采用数值方法,结合VOF模型,研究25 km飞行高度和Ma=5气流条件下的液膜铺展情况,并通过不同冷却工质的入射速度、角度、表面张力和黏性系数条件,讨论了液膜在平板上的演化过程和冷却机理.结果表明,在气流作用下,液膜向壁面下游发展,液膜的存在导致边界层分离,连续液膜会在一定位置断裂为液块,然后进一步破碎为液滴.入射条件和液体性质的改变,会影响液膜沿流向的发展,具体表现在连续液膜断裂点的位置和连续液膜的厚度.在所设定的计算域内,壁面热流降低了80%~95%,液膜对壁面的冷却效率随着液膜形态的变化而变化.

高超声速喷管气膜冷却流动与传热特性研究

基于雷诺时均方法并结合SST k-ω湍流模型,对空气气膜作用下的马赫数6高超声速喷管流动与传热特性进行了数值研究,分析了气膜流量、气膜狭缝几何参数(狭缝高度、台阶厚度)、狭缝流向位置对喷管壁面尤其是喉道热流密度以及对喷管出口气流品质的影响特性。计算结果表明,引入气膜可以显著降低喷管尤其是喉道的壁面热流,而气膜对喷管出口气流速度分布的影响很小,对出口温度分布有一定的影响。当气膜流量仅为主流的3.53%时,喷管喉道热流的降幅达30.1%;增加这一值至14.25%时,喷管喉道热流的降幅升至87.3%。同时,改变狭缝流向位置以及狭缝高度对气膜冷却效率有一定的影响,而改变台阶厚度对冷却效率的影响很小。

倾斜棒束通道过冷沸腾传热模型研究

过冷沸腾由于相变的存在导致传热大幅增强而广泛应用于多数换热设备中,棒束中过冷沸腾的应用十分广泛。在特定应用条件下,棒束会在倾斜条件下进行工作,因此,倾斜加热棒束壁面过冷流动沸腾传热特性的研究十分重要。本文结合汽泡动力学,根据倾斜工况下汽泡脱离特点,制定了倾斜条件下汽泡脱离准则,并对汽泡进行受力计算,得到了汽泡脱离直径等相关参数。此外,以力平衡模型作为汽泡参数计算基础,考虑倾斜壁面汽泡行为特征——只存在脱离汽泡,建立了倾斜棒束壁面热流分配机理模型,实现了对壁面热流密度的计算。模型计算结果表明,在误差线±20%以内可捕捉81.25%的数据,平均相对误差约为13.07%。

蒸发系统分布参数特性动态仿真研究

为了全面的把握蒸发系统的动态特性,应用基于炉内三维燃烧检测的蒸发系统分布参数模型对某台300MW锅炉进行了仿真研究。讨论了求解模型的数值算法,以提高仿真速度。以电厂实测数据作为分布参数模型的输入,获得壁面平均热流、汽包压力和汽包出口蒸汽流量动态特性;以扰动激励的方式,获得水位动态特性。将模拟计算结果与实测值／文献模型的模拟值或者文献仿真结果进行比较,证明了模型的有效性。仿真计算了壁面热流、壁面温度、质量含汽率以及质量流速等热力参数在蒸发受热面上的动态分布,结果表明各热力参数在水冷壁上呈现明显的分布参数特性,并且其分布特性随着工况的变化而变化。模型即可用于在线预测也可用于离线分析计算,为锅炉安全性与可靠性评价提供重要依据。