摘要：为了研究圆管管翅式换热器流动与传热特性,采用分区求解、边界耦合的方法对圆管管翅式换热器进行三维数值模拟,通过模型实验值对比验证了肋侧流动通道对流换热系数h的数值解,研究了翅片间距对换热器传热性能的影响.研究结果表明:当空气进口速度uin较小时,非耦合分析的数值解与实验值更为接近;当空气进口速度uin大于5m/s的时候,耦合方法得到的数值解与实验值之间的误差小于2%,所得结论为数值设计管翅式换热器提供一定的参考.

摘要：为了对主动冷却超燃冲压发动机进行研究与设计,采用实验与计算相结合的方法,对主动冷却超燃冲压发动机燃烧室内传热与燃烧的耦合过程进行了分析。该方法采用燃烧室静压分布的测量值作为输入条件,开展燃气-结构-燃料耦合传热分析,获得经过冷却系统后燃料的状态参数;将燃料的状态参数作为实验参数,开展直联式超声速燃烧实验,得到新的静压分布,如此反复迭代,直至燃料状态不再变化,最终确定主动冷却燃烧室的各种传热与燃烧特性参数。利用该分析方法,初步开展了不同飞行马赫数条件下主动冷却燃烧室闭环运行状态研究,得到了冷却煤油温度与燃烧室壁温同飞行马赫数的关系。

摘要：为研究超燃冲压发动机燃烧室与再生冷却通道的耦合传热特性,采用双向弱耦合迭代计算方法,研究燃烧室和冷却通道的特征参数对耦合传热特性的影响规律。结果表明:当量比的增加导致燃烧反应区域和壁面高温区域后移,当量比增大至0.75时,部分壁面高温区后移至超出燃烧段范围,在燃烧室的当量比设计时需考虑冷却通道范围的限制;喷射角度的增大会提高燃烧段壁面平均温度,喷射角度由30°增大到75°时,冷却通道出口裂解率由8%增长到11%;增大冷却剂的工作压力和流量能增强冷却剂的吸热能力,降低燃烧室内壁面温度,最大下降幅度约200 K。

摘要：针对溶液堆整体模拟试验模型的结构尺寸和运行工况,建立了内热源液池内自然对流和鼓泡驱动同时作用下竖直和水平圆管换热器的两相流动和换热模型,进行了相应的数值模拟计算。数值计算得到不同加热强度和鼓泡流量下的对流换热性能,与相应试验结果进行了比较分析。利用相似理论和量纲分析,推导了内热源液池内两相流动换热的无因次准则关系式,根据数值计算结果总结出换热Nu数的经验关系式。最后,分析比较了竖直和水平圆管换热器的两相对流换热特性,为溶液堆内换热器设计和布置提供理论参考。

摘要：针对柴油发动机缸盖失效问题,在ABAQUS软件中以某现产柴油发动机构建仿真模型,通过实验数据标定模型温度边界,运用热固耦合理论对缸盖的温度分布、应力及变形分布进行仿真分析.对于分析中发现的热应力集中的缸盖鼻梁区,提出了缸心外凸、平齐和内凹的3种对比优化设计方案,并进行仿真验证.仿真结果表明,采用缸心内凹设计,降低缸心区域壁厚,可以有效降低鼻梁区最大应力.与试验对比,仿真模型的温度分布符合实际缸盖温度分布,验证了此方法的准确性,为解决柴油发动机缸盖失效问题提供了有效的优化设计方法.

摘要：舱内热环境的有效预测是优化飞行器热控与防热设计、减小系统冗余并保障飞行器热安全的重要基础。在国家数值风洞(NNW)工程支持下,针对目前舱内热环境多尺度、多机制复合传热特点及其数值预测面临的精度与效率提升难题,发展了多区域协同推进的时空耦合模型及流/固界面的自适应分辨率识别算法,建立了基于热格子Boltzmann方法(TLBM)与有限体积法(FVM)相互耦合的舱内复合传热跨尺度预测方法,开展了典型飞行器仪器舱的综合热分析,验证了耦合方法的计算精度及效率。研究表明,相关方法可实现舱内热环境的局部精细化与整体大规模的协同模拟,用于开展整体自然对流与设备局部热量传递的多尺度数值模拟,掌握不同环境参数对舱内热质传递过程的影响规律,从而为飞行器热防护/热管理一体化设计提供重要技术支撑。

摘要：根据相似模化理论,建立了耦合四叶梅花形支撑板的蒸汽发生器单元管三维物理模型,采用流-固传热方法和热力学相变模型,并基于二回路流体进口质量流量按4∶1分配给热、冷端的边界条件进行了支撑板对蒸汽发生器流动与传热特性的影响的数值研究.模拟结果表明:二回路热、冷端侧沸腾规律分布均匀,计算得到的出口含汽率与大亚湾核电站蒸汽发生器实际运行参数相符;支撑板流通截面的缩减,促使二回路侧流体流速、表面传热系数及含汽率在支撑板区域急剧升高又快速降低,同时二回路流体在支撑板上部出现回流现象,增加了支撑板区域杂质沉积及应力腐蚀的可能.该数值模拟方法可为蒸汽发生器支撑板结构优化设计提供技术支持.

摘要：为了深入分析热载荷对风冷发动机运行稳定性的影响,通过CONVERGE仿真软件对某四冲程风冷式汽油发动机缸内燃烧过程进行数值模拟计算,获得了完整的缸内燃气侧热边界条件。基于FLUENT仿真软件,建立发动机热流固耦合稳态传热仿真模型,获得了燃气侧不均匀热载荷与机体外复杂空气流动共同作用下的发动机热载荷分布,并通过台架实验验证了稳态传热仿真的准确性。设计喇叭型结构导流罩,分析了导流罩收缩比对导流罩性能的影响,改善发动机的冷却效果。结果表明:发动机稳态传热仿真与台架测试最大误差为3.12%,仿真模型具有较高的准确性;发动机机体最高温度为655 K,出现在排气道端口处位置;随着导流罩收缩比的减小,发动机冷却散热性能增强,收缩比λ为1.94时,冷却强化效果最好,机体最高温度降低8.8 K。研究对风冷汽油机的冷却系统设计及优化具有一定的指导意义。

摘要：基于user-defined function(UDF)技术将固体火箭发动机喷管热结构计算程序嵌入到FLUENT软件中,通过UDF宏命令实现FLUENT耦合传热结果数据的提取,编写了接触边界的自动识别程序,采用直接约束法模拟喷管界面间的接触非线性问题,实现了固体火箭发动机喷管热结构的一体化计算.

摘要：基于耦合传热理论,建立了废气旁通阀式的涡轮箱模型,并将涡轮箱、隔热罩、轴承体作为一个装配体进行了传热分析,得到了轴承体的温度场和热应力分布.结果表明:温度从涡轮箱至轴承体逐渐降低,呈现明显的温度梯度,涡轮箱的最高温度比初始废气温度低71.5℃左右;由于隔热罩的隔热作用和冷却水、机油的双重冷却作用,轴承体的温度较低;由于轴承体内部和表面区域温差较大,其热应力较高.与实验对比,轴承体温度的仿真值与实验值误差最大为7.2%,说明该仿真方法具有较高的精度,能为增压器的设计和优化提供一定的理论依据.