检索结果-南通市图书馆

带轴向通流冷却的动压气体轴承静承载力和气动热多参数影响分析

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航空动力学报 2024年第6期39卷 154-167页

作者：高齐宏孙文静王宇婕张靖周张镜洋罗欣洋南京航空航天大学能源与动力学院南京210016 中国航天科工集团北京动力机械研究所北京100074 南京航空航天大学航天学院南京210016 南京机电液压工程研究中心航空机电系统综合航空科技重点实验室南京211106

在运行状态稳定条件下,进行了带轴向通流冷却的动压气体轴承三维流-固耦合数值模拟,以分析静承载力和气动热的多参数影响关联。结果表明:在气膜层间隙中,旋转强剪切驱动的周向流动占主导机制,在强烈的旋转流驱动下,进口端的轴向通流被... 详细信息

在运行状态稳定条件下,进行了带轴向通流冷却的动压气体轴承三维流-固耦合数值模拟,以分析静承载力和气动热的多参数影响关联。结果表明:在气膜层间隙中,旋转强剪切驱动的周向流动占主导机制,在强烈的旋转流驱动下,进口端的轴向通流被诱导而随之转动,随后在气膜厚度较大的区域向出口端运动,并与通道周向流动形成叠加而呈现螺旋状的流动迹线;无论是对于静承载力还是气动热,偏心率均是最重要的影响参数,对于静承载力而言,气膜平均间隙的影响显著高于轴向通流质量流量的影响,而对于气动热而言,轴向通流质量流量的影响则显著高于气膜平均间隙的影响;在静载荷水平相当时,小偏心率-小气膜平均间隙工况的气动热效应相对较弱,反之,大偏心率-大气膜平均间隙工况的气动热效应最为显著,其面临的散热问题也更为严重。

关键词：动压气体轴承气动性能热性能轴向通流多参数影响

超高速微尺度偏心转静间隙压力和温度场实验测量研究

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推进技术 2024年

作者：吕元伟王仁轩张镜洋刘源黄璞黄钟文张鹏南京航空航天大学航天学院航空工业金城南京机电液压工程研究中心空军装备部驻上海地区第一军代室

为探索超高转速下微尺度转静间隙剪切流动及热特性，本文进行了直径D=50 mm，转速n=0～6×104r/min，间隙比δ=0.0023，偏心率ε=0.62工况下转静间隙全向压力与气动热温升分布实验研究。通过复测和转轴轴心轨迹实时监控获得修正后的转... 详细信息

为探索超高转速下微尺度转静间隙剪切流动及热特性，本文进行了直径D=50 mm，转速n=0～6×104r/min，间隙比δ=0.0023，偏心率ε=0.62工况下转静间隙全向压力与气动热温升分布实验研究。通过复测和转轴轴心轨迹实时监控获得修正后的转静间隙尺度和偏心率。结果表明，微米尺度间隙耦合超高转速下，间隙气膜压力随时间呈现周期性分布规律且最大间隙区域的压力脉动幅度大于最小间隙。中心截面气膜压力沿周向呈现正弦分布趋势，但微尺度耦合超高转速使得最大正压值和最大负压值发生的区域更加靠近。有限长度转静间隙内的压力受到自作用轴向压差下端泄效应的影响，气膜压力沿轴向由中心截面向轴端逐渐降低。转速n>3×104r/min工况下，转静间隙剪切流气动热效应开始变得显著，到n=6×104r/min工况下，间隙气膜最大温升可达35 ℃。由于间隙两端受限情形不同，沿轴线方向最大压力和气动热温升位于中轴线偏向电机一侧区域附近且沿两侧逐渐降低。本文发现转静间隙气动热温升沿周向几乎相等，与已发表的研究呈现不同的规律。

关键词：剪切流动转静间隙压力测量气动热测量微尺度间隙端泄效应

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波箔型动压气体轴承间隙非一致滑移流场

航空动力学报 2024年第8期39卷 470-482页

作者：张镜洋孙义建吕元伟张靖周陈卫东刘晨晨南京航空航天大学航天学院南京210016 南京航空航天大学能源与动力学院南京210016 南京航空航天大学机械结构力学及控制国家重点实验室南京210016 中国航空工业集团有限公司金城南京机电液压工程研究中心南京210016

为揭示界面滑移对动压气体轴承间隙流场的影响机理,以波箔型动压气体径向轴承为研究对象,建立周向非一致滑移修正雷诺方程并采用超松弛迭代法进行求解,分析了转速、偏心率、间隙高度和箔片变形等因素变化下滑移对轴承间隙内流场的影响... 详细信息

为揭示界面滑移对动压气体轴承间隙流场的影响机理,以波箔型动压气体径向轴承为研究对象,建立周向非一致滑移修正雷诺方程并采用超松弛迭代法进行求解,分析了转速、偏心率、间隙高度和箔片变形等因素变化下滑移对轴承间隙内流场的影响。结果表明:随着转速的增大或间隙高度的减小,流固界面由无滑移状态转变为静子侧滑移状态,并最终达到两侧均滑移状态,转子侧从压力上升区、静子侧从压力下降区向两侧滑移区域面积和速度逐渐增大;而偏心率的增大仅会导致滑移速度增大,而滑移区域面积几乎不变;箔片变形使滑移速度场呈现阶梯状分布。非一致滑移对最高气膜压力最大影响可达17%。速度梯度和压力场显著变化诱导界面剪应力和极限剪应力复杂演化而产生上述规律。

关键词：动压气体轴承微尺度箔片界面滑移流场

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水滴形热管阵列预冷器综合换热特性数值研究

推进技术 2024年第7期45卷 182-191页

作者：侯温馨吕元伟张镜洋张靖周王奉明南京航空航天大学能源与动力学院江苏南京210016 南京航空航天大学航天学院江苏南京210016 中国航空发动机研究院北京102206

提出了一种应用于高超声速飞行器进气预冷的水滴形热管阵列预冷器构想,以实现进气预冷的高效换热和低流动损失。基于将热管处理为恒定温度导热体的简化模型假设,采用数值模拟方法研究了水滴形热管预冷器的流动换热特性以及水滴热管形状... 详细信息

提出了一种应用于高超声速飞行器进气预冷的水滴形热管阵列预冷器构想,以实现进气预冷的高效换热和低流动损失。基于将热管处理为恒定温度导热体的简化模型假设,采用数值模拟方法研究了水滴形热管预冷器的流动换热特性以及水滴热管形状、纵向间距和来流马赫数的影响,并与具有相同截面积的圆形热管预冷器进行了对比分析。结果表明,水滴外形减少了外掠高温来流在热管尾缘脱落涡的产生,流动变得平滑。与圆形热管预冷器相比,水滴形热管预冷器极大地减小了高温来流流动损失,仅为圆形热管阵列的30%。虽然温降有所降低,但综合性能因子大于圆形热管预冷器。在本文的研究参数范围内,存在相对较优的水滴形状和热管纵向间距,可以获得更高的综合换热特性;随着来流马赫数增大,预冷器的综合换热特性有所提升。

关键词：高超声速飞行器水滴形热管预冷器温降对流换热系数压力损失系数综合性能因子

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涡轮叶片弦中区扰流柱强化换热实验

航空动力学报 2010年第3期25卷 521-525页

作者：张镜洋常海萍南京航空航天大学能源与动力学院南京210016

针对涡轮叶片弦中区扰流柱支撑冲击导管的冷却结构建立实验模型,研究了随冲击雷诺数,横流射流密流比,冲击孔靶间距与冲击孔径比等参数的改变,叶片内壁面的换热特性变化规律.并与传统的弦向肋支撑冲击导管冷却结构的光滑壁面换热特性进... 详细信息

针对涡轮叶片弦中区扰流柱支撑冲击导管的冷却结构建立实验模型,研究了随冲击雷诺数,横流射流密流比,冲击孔靶间距与冲击孔径比等参数的改变,叶片内壁面的换热特性变化规律.并与传统的弦向肋支撑冲击导管冷却结构的光滑壁面换热特性进行对比,重点研究了弦中区扰流柱的强化换热特性.结果表明:弦中区扰流柱明显降低了叶片前缘和前排冲击产生的初始横流削弱换热的负面作用,前缘或前排冲击产生的初始横流可以有效地增强其后部的换热努塞尔数,扰流柱支撑结构所表现出的换热效率优于传统的大间距弦向肋支撑结构.

关键词：涡轮叶片扰流柱冲击冷却冷却技术换热特性

转子叶片径向受限的“冲击-气膜出流”冷却结构流动与换热

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推进技术 2011年第1期32卷 125-129,139页

作者：张镜洋常海萍徐磊南京航空航天大学能源与动力学院江苏南京210016

为揭示转子叶片径向受限的"冲击-气膜出流"冷却结构流动换热规律,以某型双层壁叶片肋化分割形成的冷却单元为研究对象,通过数值模拟的方式,对冲击雷诺数Rej,旋转数Ro,无因次温比(Tw-Tf)/Tw等参数变化下流场和换热特性变化规律展开研究... 详细信息

为揭示转子叶片径向受限的"冲击-气膜出流"冷却结构流动换热规律,以某型双层壁叶片肋化分割形成的冷却单元为研究对象,通过数值模拟的方式,对冲击雷诺数Rej,旋转数Ro,无因次温比(Tw-Tf)/Tw等参数变化下流场和换热特性变化规律展开研究。结果表明:在哥氏力和离心力作用下,受限空间内存在射流偏转、径向二次流动以及二次冲击等现象;流动的径向受限可抑制射流偏转,强化冲击换热;相同的旋转数Ro下,逆转向冲击(叶背区)换热努赛尔数Nu比顺转向冲击(叶盆区)高8%。在研究的参数范围内,数值模拟和试验结果说明径向受限周向出流结构能有效的抑制旋转对换热的削弱。

关键词：冲击冷却旋转涡轮叶片冷却航空推进换热特性流动特性

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小卫星最佳温度动态范围热控设计方法研究

宇航学报 2013年第6期34卷 866-872页

作者：张镜洋常海萍王立国南京航空航天大学能源与动力学院南京210016 南京航空航天大学高新技术研究院南京210016

为探索低热惯性小卫星动态传热下的热控设计方法,首先建立双层集总参数模型,在得到温度时均量解析解的基础上,类比阻尼振荡系统,采用傅里叶变换法求解温度波动量解析解,从而建立周期变化外热流下温度动态变化与热控参数间的解析关系。... 详细信息

为探索低热惯性小卫星动态传热下的热控设计方法,首先建立双层集总参数模型,在得到温度时均量解析解的基础上,类比阻尼振荡系统,采用傅里叶变换法求解温度波动量解析解,从而建立周期变化外热流下温度动态变化与热控参数间的解析关系。以此为基础提出"最佳温度动态范围"热控设计新方法。对某型微小卫星进行"最佳温度动态范围"热控设计,并通过其在轨温度遥测量动态变化对该方法的准确性和可行性进行验证。

关键词：热控温度波动解析解小卫星阻尼振荡

润滑气体及箔片材料对气体动压轴承动特性影响分析

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推进技术 2014年第8期35卷 1116-1122页

作者：方华常海萍张镜洋马虎跃江苏省航空动力系统重点实验室南京航空航天大学能源与动力学院江苏南京210016 南京航空航天大学高新技术研究院江苏南京210016

为研究润滑气体和弹性箔片材料特性对波箔型气体动压轴承动特性的影响,以Hydresil型波箔气体动压轴承为研究对象,建立气体流动控制方程和波箔弹性变形模型,通过有限差分法求解扰动方程获得动特性系数。数值分析了润滑气体动力粘度(4.2×... 详细信息

为研究润滑气体和弹性箔片材料特性对波箔型气体动压轴承动特性的影响,以Hydresil型波箔气体动压轴承为研究对象,建立气体流动控制方程和波箔弹性变形模型,通过有限差分法求解扰动方程获得动特性系数。数值分析了润滑气体动力粘度(4.2×1064.6×105·s、轴承波箔片材料泊松比(0.150.45和弹性模量(70340GPa对动特性系数的影响规律。结果表明,在偏心率和转速相同情况下,随气体动力粘度升高,动态刚度系数逐渐增大,且主刚度方向增大最为明显,最大可超过50%动态阻尼系数也增大,且x方向增大最为明显,最大可达60%随轴承箔片材料弹性模量的增大,动态刚度系数不断增大,动态阻尼系数在y方向上逐渐增大,在x方向上逐渐减小;轴承箔片材料泊松比对动特性系数影响较小。

关键词：气体动压轴承动特性系数气体动力粘度泊松比弹性模量

脉冲热负荷下相变蓄热对蒸发循环制冷性能的影响

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宇航学报 2022年第3期43卷 383-392页

作者：张镜洋李文通张若骥罗欣洋南京航空航天大学航天学院南京211106 南京航空航天大学能源与动力学院南京210016 航空机电系统综合航空科技重点实验室南京211106

针对激光器等短时大功率器件的温度控制问题,提出了基于相变蓄热与蒸发循环制冷的热控制方法。以峰值热流密度为10^(6) W/m^(2)的激光器为控温对象,建立相变蓄热与蒸发循环制冷耦合的仿真模型,通过数值仿真对比研究了有无相变蓄热器及... 详细信息

针对激光器等短时大功率器件的温度控制问题,提出了基于相变蓄热与蒸发循环制冷的热控制方法。以峰值热流密度为10^(6) W/m^(2)的激光器为控温对象,建立相变蓄热与蒸发循环制冷耦合的仿真模型,通过数值仿真对比研究了有无相变蓄热器及不同相变蓄热器耦合位置、压缩机转速及热负荷占空比情况下热源的温度波动幅度与制冷系统的制冷效率。结果表明,在研究参数范围内,蒸发循环回路的压缩机出口、冷凝器出口、蒸发器出口位置分别耦合相变蓄热器均可使系统的制冷效率提高,热源温度波动幅度降低;压缩机转速越大,相变蓄热对系统控温性能的提升程度越显著,转速为9000 r/min时,温度波动系数最高可降低9.4%;热负荷占空比越大,相变蓄热对系统控温性能与制冷效率的提升程度均更加显著,占空比为1/2时,温度波动系数最高可降低11.7%,制冷系数COP平均值最高可提升18.1%;同一工况下,相变蓄热器耦合在冷凝器出口时制冷效率最高,耦合在蒸发器出口时控温性能最好。

关键词：相变蓄热蒸发循环制冷脉冲热负荷激光器