摘要：采用数值计算的方法,自行设计螺旋翅片管温度场计算软件,并利用其计算结果讨论了管内壁和外壁对流换热系数的变化规律,及管内外热阻的匹配问题。数值计算结果表明,管内换热系数随温度的升高而升高,管内空气和管外烟气的流速分别显著影响管内管外换热系数,翅片管的外形尺寸同样影响到螺旋翅片管的温度分布。

摘要：传统的气体轴承供气压力小,气流速度低,气流温度变化小,气膜内的流场可看成恒温流动。而高压圆盘气体轴承中的气流速度可达超音速,气膜内边界层的温度梯度大,因此,需对气膜内的边界层对流换热问题进行研究。对轴承气膜内的流场进行数值模拟,结果表明:边界层厚度沿轴承半径方向增加,边界层在气膜内完全发展,主流区消失;边界层的作用致使气流速度下降;对速度边界层的特征进行分析,预测了气膜内边界层的转捩位置。计算了不同供气总压下的对流换热系数,并与Bartz公式的计算结果进行对比分析,验证了所采用的计算方法的可靠性和计算结果的准确性。

摘要：对稀相含尘气流横向冲刷圆管的对流换热进行了研究，并在理论分析的基础上，在热态循环流化床实验台的上部稀相区进行了实验。采用粒径分别为１３７μｍ，１４６μｍ和３２６μｍ的石英砂为床料。实验结果表明，稀相含尘气流与纯空气横掠圆管时的对流换热系数之比ｈｄ／ｈｇ主要受稀相含尘气流密度和颗粒粒径的影响，通过理论分析和实验数据的拟合，得到稀相含尘气流横掠圆管的准则方程。研究基于热态实验，结果更接近于实际工况，可为循环流化床的设计提供理论依据。

摘要：基于相似理论搭建矿井通风降温模拟实验台,利用控制变量法进行实验,测得不同条件下围岩与风流间的对流换热系数,以围岩与风流对流换热系数作为主序列,以围岩温度、风流温度、风流速度作为子序列,利用灰色关联度分析方法得到不同影响因素与对流换热系数的关联程度。研究结果表明,在所选取的围岩温度、风流温度、风流速度3个子序列中,风流速度与围岩对流换热系数的关联度最大,其次是风流温度,围岩温度对其影响最小。在矿井通风降温系统的设计中应尽可能地增加风流速度。

摘要：D型管换热器应用于快速气冷堆超临界二氧化碳循环中,对超临界二氧化碳在竖直D型管中的对流换热进行了计算研究。分析二氧化碳质量流量、冷却水质量流量以及当量直径等参数对超临界二氧化碳对流换热的影响。结果表明,由于准临界点附近剧烈变物性的影响超临界二氧化碳在D型管内的对流换热非常复杂。对流换热随着温度远离准临界温度,热流密度的增加不断减弱。流量对对流换热的影响比较复杂。在准临界温度附近,浮升力对换热有一定的影响。

摘要：设计搭建了一套低温海水外掠圆管对流换热实验平台,可研究管径、换热温差、Re等因素对流动换热特性的影响。应用结果表明,该实验平台性能稳定、操作方便、精确度高、扩展性好,有利于培养学生的实践能力和创新意识。该实验平台实现了科研实验项目与教学实验项目的紧密结合,具有较强的实用价值。

摘要：建立了对流换热条件下蓄冷平板单体内凝固过程变化规律的数理模型 ,并用一种简便方法求解了凝固过程非稳态移动界面传热问题 ;讨论了该蓄冷平板的传热特性 ,比较实验值与理论值后两者基本吻合 ,可满足工程设计计算需要。该结果为研究蓄冷平板堆积床凝固传热特性奠定了基础。

摘要：针对电子器件非均匀发热问题,建立双梯形非均匀产热体三维稳态流动与传热模型,以最大温差与耗功率的复合函数为优化目标,基于COMSOL Multiphysics 5采用有限元方法,在不同产热分布条件下得到双梯形产热体内部冷却流道的最优构形,在此基础上分析非均匀产热系数、冷却流道入口宽高比和出口宽高比等参数对构形优化结果的影响。进一步,采用NSGA-II算法对该多目标问题进行优化并得到了不同产热分布条件下的Pareto最优解集。结果表明:以单自由度开展构形设计时,合理选择冷却流道直径可使产热体内的最大温差与耗功率取得最佳折中;非均匀产热系数的增大对于双梯形产热体结构演化的影响体现在冷却流道入口处宽度向小于出口处宽度变化的趋势;当冷却水入口处的宽度较大时,若盲目地增大产热非均匀性,则远离冷却水入口处的端点得不到有效散热,反而会造成对流传热性能的恶化。

摘要：为了准确进行地面热平衡实验，验证载人飞船座舱热控制设计，运用相似理论对载人飞船座舱内空气的对流换热进行了相似分析，确定了地面热平衡实验时保持座舱内空气的对流换热与太空飞行时相似的准则是：“降低座舱中的空气压力，保持Ｇｒ相同，同时保持空气的质量流量及边界条件相同。”根据技术条件限制，提出了地面热平衡实验时座舱内空气对流换热的近似模拟方案，阐述了近似实验时座舱内空气状态的确定方法。通过数值求解一个简单的物理模型，说明了近似模拟实验方案的可行性。

摘要：设计了全尺寸大涵道比涡扇发动机核心机舱通风换热试验系统,通过改变冷却气流流量、核心机机匣表面发热量以及核心机舱外壳保温层来研究舱内对流换热特性。试验结果表明:引气流量增加,各段核心机机匣的表面传热系数均随之增大;因前/后舱间存在高阶法兰,前舱引气量增加对后舱机匣表面对流换热几乎没影响;引气流量达到单孔进气0.05 kg/s后,舱内空间温度的改善有限;空间上,前舱上部气流温度比下部高出10 K左右,后舱高出20 K左右;相同引气流量下,机匣表面发热量提高,各段机匣的表面传热系数略提高,差值约10 W/(m^(2)·K);保温层的存在导致核心机机匣通过辐射换热的方式向环境传递的热量减小,此时传热的方式主要依靠对流换热,因此表面传热系数相对提高,差值最大约60 W/(m^(2)·K)。采用最小二乘法获得各段核心机机匣表面传热经验公式,可为大涵道比涡扇发动机核心机舱通风冷却工程设计提供参考。