基于AMESim的热气防冰系统笛形管设计与仿真

笛形管是飞机热气防冰系统的重要组成部分,笛形管上的孔径、孔间距以及笛形管的引气入口参数决定了防冰供气流量的大小及分配,从而影响防冰性能。本文基于多学科系统建模仿真平台AMESim,建立了笛形管流量分配仿真分析模型,对机翼热气防冰系统笛形管结构参数进行迭代设计。设计参数包括笛形管管径、喷孔孔径及孔间距等参数,最终获得了能够平衡设计状态点防冰热载荷的结构参数和引气流量分配,得到了防冰系统的引气压力制度。本文提出的基于AMESim的笛形管迭代设计方法可为热气防冰系统中笛形管的设计与优化提供参考。

笛形管结构参数对热气防冰凹腔表面温度分布的影响

运用数值模拟方法,研究了笛形管射流孔直径、射流孔间距、周向位置和笛形管位置等结构参数对凹腔表面温度的影响。研究结果表明:在本文所研究的结构参数范围内,笛形管射流孔直径对凹腔前缘表面的温度影响最大,不同孔径的热射流加热效率相对差值达7%。存在一定的射流孔间距范围,使得凹腔表面温度得到一较优值,其对热射流加热效率的影响幅度在4%左右。笛形管周向射流孔安装角为±35°时,凹腔前缘的热射流加热效率相对较高,笛形管中心接近于凹腔前缘可以取得更好的热射流加热效果,但其对热射流加热效率的影响仅在2%以内。

考虑失效状态模糊性时的笛形管广义共振可靠性分析

研究了模糊失效状态下气热防冰笛形管结构共振可靠性分析方法。建立了笛形管结构的参数化有限元模型并进行了模态分析。考虑结构尺寸参数、材料性能、外部激励的随机性以及共振状态的模糊性,采用模糊集合理论描述结构固有频率与外部激励的接近程度,建立了三角型隶属函数下的广义共振可靠性分析模型。基于分解定理和扩展定理推导了λ水平截集下笛形管结构广义共振可靠性求解方法。研究工作对飞机气热防冰管路的结构设计提供了参考。

民用飞机防冰系统笛形管热、流量分配研究

从笛形管设计原理出发,介绍了笛形管全尺寸热、流量分配计算方法,并给出了计算实例,反映笛形管在流向上热量、流量的变化。结果表明:当笛形管限流孔孔距、孔径不变时,笛形管前段由于通过流量较大,热、流量参数变化比较平稳,随着笛形管流向距离的增加,管内通过流量变小,热、流量参数变化逐渐加剧,当到达笛形管末端时,热气温度迅速下降,导致限流孔热功率随之迅速衰减;并且,同一笛形管入口压力相同时,随着入口温度的下降,热气流量逐渐增加,但每个限流孔热功率逐渐下降。

理想的助燃风流量取压装置——笛形管

笛形管取压装置用于助燃风管中的流量测定的取压.由于体积小,压力损失小,且结构简单,测量精度高,用它代替圆形孔板可提高助燃风的流量.是大管道中一种节能效果很好的理想测流取压装置.

汽轮发电机集电环笛形通风结构优化设计

汽轮发电机集电环运行过程中,滑环与碳刷之间的摩擦及电流通过等因素造成滑环表面温度升高,由轴端引风机进行抽风冷却。通过分析滑环外侧气流分布与滑环表面对流换热能力的关系,提出在无碳刷区域滑环上方加设多排孔笛形管结构,形成笛形管通风的强化冷却通道｡理论分析与数值计算结果表明:笛形通道对风机流量重新进行分配,冷却空气从孔口内直接冲击到滑环表面发挥了强化换热作用。根据管网模型通过优化设计后得到的最佳笛形管结构,无刷区域滑环表面平均Nu提升了26%,而且同时提高表面换热均匀性。

多孔笛形探针的制造

多孔笛形探针的制造上海发电设备成套设计研究所马秉慧探针又称测针。这里介绍的多孔笛形探针是用来测量气体通道内各测点处气流的平均动压和静压，测量范围广，特别适用于综合测量。该探针的工作温度范围为０～１５０℃，介质为空气，介质速度为亚声速。多孔笛形探针的设...

短舱进气道热气防冰系统传热特性研究

为了研究短舱笛形管热气防冰系统中防冰腔设计参数对进气道唇口表面传热特性的影响,进行了不同设计参数下进气道防冰腔内外流域和固体域的耦合仿真传热计算。分析得出了不同射流孔孔径和射流孔到进气道前缘表面的距离等参数对进气道唇口表面的温度、对流换热系数和Nusselt(Nu)数分布的影响。分析结果表明:射流孔直径和射流孔到唇口表面距离在一定的范围内,进气道蒙皮表面温度和对流换热系数随射流孔直径的增大而升高,随中间排射流孔到唇口表面距离的减小而升高。

机翼热气防冰流量分配模型设计及试验验证方法

我国正在开展大型客机机翼热气防冰系统研制任务,自主知识产权的机翼热气防冰系统设计还未投入运营。首先从机翼热气防冰管路设计的原理出发,依据笛形管的流量分配计算方法,建立了管路仿真的SIMULINK模型,对不同工况下笛形管的压力、温度、管内流量分布等特性进行了分析。随后,搭建了一套机翼热气防冰地面流量分配试验台架系统,通过实际工程试验获得了笛形管压降和温降分布数据。试验结果表明当供气流量相同,入口温度越高,在笛形管段的沿程压力和温度就越高,压降变化明显,而在笛形管后段温降较小。当入口温度相同,供气流量越小,在笛形管的沿程压力和温度就越低,沿程压降变化较小,而在笛形管后段温降较大。最后,将试验结果和模型计算数据进行对比分析,进一步验证了模型计算正确性。搭建的机翼热气防冰地面流量分配试验平台可为机翼热气防冰系统优化设计提供借鉴。

机翼热气防冰系统设计

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.

热气防冰系统内表面弦向传热性能衰减规律

利用反向热流法实验研究了弦向3排射流喷口,且中央喷口正对前缘驻点结构下射流冲击热气防冰系统前缘内表面的局部传热特性。重点研究了喷孔射流出口雷诺数Rej、笛形管相对于前缘的距离与孔径比Zn/d、射流冲击驻点区弦向弧长与孔径比r/d对冲击前缘靶面的局部传热性能分布的影响。实验中Rej范围为2.5×104～1×105,Zn/d范围为1.736～27.5,r/d范围为13.21～61.5。结果表明,局部传热性能分布曲线为从驻点开始向两侧衰减的钟形曲线,包括稳定段、下降段和结束段3部分,其中稳定段只受参数r/d的影响,而参数Rej、Zn/d和r/d均能够明显影响下降段的下降速率,参数r/d则几乎不会改变下降段的总下降幅度。总结了此类喷口结构下射流冲击前缘换热性能衰减分布曲线的通用实验关联式,以指导防冰系统的设计和热性能的评估。

应用于锅炉风量测量的笛型管优化设计与布置

针对笛形管结构对测量误差的影响较大,尤其是在流场结构不稳定、平均流速变化较大的情况下,测量存在较大的偶然误差的问题,通过45个不同结构的笛形管在典型弯管出口流场下的数值模拟,得到了流量误差与笛形管结构的关系式,可用于笛形管优化设计。结合锅炉运行中的工况波动进行分析,得出笛形管设计布置的基本要求:(1)笛形管设计时,根据关系式尽可能控制流量误差小于5%,此时在典型流场变化时可实现偶然误差小于3%,或直接将孔径比(管径/感压孔径)控制到10或更大,此时可忽略笛形管壁厚的差异,且笛形管的系统误差基本稳定,抗扰动能力显著增强。(2)在锅炉风道中布置笛形管时,须预估流场结构,将取压端置于流场高压区,有利于提高测量的抗扰动能力。

民用客机机翼热气防冰系统问题初探

简单介绍了热气防冰系统的特点及工作原理,同时对前缘缝翼笛形管的两种基本布置方式进行了描述,最后对波音737系列、空客320系列以及空客340等飞机的机翼热气防冰系统进行了介绍和对比分析。

多并联分支管联箱气液两相流流量分配的研究

在气液两相流动和流量分配实验台上,对加装笛形管均流器和不加装笛形管均流器的径向引入双入口联箱的分配特性进行了实验研究。实验结果显示,未加装笛形管均流器的联箱发生了严重的气液两相箱分配不均的问题,相分离现象明显。而加装笛形管均流器的联箱两相分配趋于均匀。研究了入口干度对联箱流量分配的影响,发现未加装笛形管的联箱在入口干度较低的时候流量分配不均的现象最为严重,随着入口干度的增加,个别分支管的流量偏差逐渐减弱。而加装笛形管均流器的联箱流量分配特性较为稳定,标准流比偏差系数始终维持在较低水平。

民用航空发动机进气道防冰系统设计方法研究

民用航空发动机进气道防冰系统为发动机在结冰条件下运行提供了安全保障,中国民航总局颁布的适航条款中对民用航空发动机在结冰环境中的运行也提出了安全性要求,但国内针对进气道防冰系统设计工作开展的研究较少,本文针对民用航空发动机进气道笛形管防冰系统的设计,介绍了国内外热气防冰系统的研究进展,阐述了进气道防冰系统的设计依据、设计方法、优化方法及试验验证方法,为民用航空发动机进气道防冰系统设计相关工作提供参考。

直吹式制粉系统煤粉取样器改造

针对宁夏京能宁东电厂煤粉取样器取样不准确,煤粉细度与实际偏差大,取样时间长、取样密封管密封不严,污染环境等问题,通过分析论证,提出了将原撞击式煤粉取样器换成笛形管式等速煤粉取样装置的技术改造方案。应用结果表明:改造方案缩短了煤粉取样时间,解决了煤粉取样不准确,取样时易出现喷粉的问题,保证了磨煤机煤粉细度在规定范围内,减少了磨煤机单耗及锅炉受热面磨损,为运行人员调整锅炉燃烧提供了准确依据。

笛形喷灌系统的研制与应用

喷灌是节水灌溉的一种常用的方法。本文介绍了便于在小地块中使用的具有结构简单、操作方便、投资节省等特点的一种笛形喷头的制作和使用方法。

某型飞机发动机短舱防冰系统设计计算

介绍了某型飞机发动机短舱防冰系统的结构形式和防冰原理,按照可利用热量应大于所需热量的原则,通过计算完全蒸发和湿状态下的热载荷,确定了发动机短舱防冰严酷状态及所需热流量.基于机翼水收集系数和数据相似原则,利用欧拉法两相流计算方法,确定了短舱防冰系统水收集系数.按照在湿状态下允许有一定结冰量存在的设计原则,根据发动机的吞冰能力,利用VSAERO/ICE工具对发动机短舱防冰系统进行了计算,计算结果表明,在严酷状态下,防冰系统能够满足允许结冰厚度要求.