导读:本文包含了冲击射流冷却论文开题报告文献综述及选题提纲参考文献，主要关键词:飞行器,冲击射流,相空间重构,过程神经网络
冲击射流冷却论文文献综述
陈冠宇[1]（2019）在《飞行器高空冲击射流冷却与温度预测研究》一文中研究指出随着飞行器功能的多元化发展以及电子技术的不断革新,机舱内的电子设备也向着集成化与小型化这一方向发展,容易出现温度过高进而导致电子设备失效的情况,冲击射流冷却作为一种行之有效的方法既能保证机载设备的正常运行也能够弱化红外辐射强度,因而研究冲击射流对飞行器表面与舱内的冷却效果具有重要意义。目前工程上的飞行器数值计算往往效率低下,因此有必要研究相应的温度预测模型实现飞行器温度的快速预测,提高数值模拟的效率,这在工程计算上有着重要的应用价值。本文以某型飞机为研究对象,基于所建立的气动热计算模型、内外耦合计算模型、冲击射流一体化计算模型,结合飞机温度场分析的数理模型与数值计算方法,对不同工况下全机气动对流换热、蒙皮温度场以及舱内温度场进行了计算研究。分析了蒙皮外部对流换热特性,将所得到的浮动热边界条件与热网络法相结合,完成了不含冲击射流情况下飞机内外热环境耦合作用下的计算,并将计算结果作为冲击射流一体化计算的初始条件,进一步完成了冲击射流冷却情况下蒙皮与舱内温度场的计算,分析了蒙皮开口情况下冲击射流对飞机蒙皮与各舱段温度的影响以及不同飞行包线下蒙皮与各舱段温度的变化规律。最后对冲击射流一体化计算模型进行适当修改,以此为基础完成了发动机尾喷气流的计算,分析了高温气流对蒙皮温度的影响。本文通过分析飞机温度场计算的数理模型与方法,并考虑到实际工程问题中影响温度变化的各因素,建立了适用于温度预测的过程神经网络模型,通过对传统的学习算法进行改进,得到了更为适用的学习算法,并基于Matlab完成了程序的设计与编写。利用相空间重构理论,将传热问题解析解的温度数据构建成为样本集,分析了所建立的温度预测模型的合理性与精确性。最后通过数值模拟得到飞机典型舱段的瞬态温度数据,并基于数值计算的部分数据采用相空间重构理论完成了样本集的构建,结合所建立的温度预测模型对典型舱段瞬态温度进行快速预测,将模型的预测值与数值模拟结果进行对比,并最终完成了预测模型的误差分析。(本文来源于《哈尔滨工业大学》期刊2019-06-01）
兰进,徐亮,马永浩,高建民,李云龙[2]（2018）在《实验研究类螺纹孔旋流冲击射流的冷却特性》一文中研究指出为了实现均匀高效的射流冲击冷却,提出了一种新型旋流射流冷却结构,即圆孔内壁等间隔设有4条类似螺纹孔的螺旋槽道。通过实验研究了该喷嘴在不同螺旋角(0°、15°、30°、45°)、雷诺数Re(6 000~30 000)、冲击距离(1~8倍当量直径)等参数下对靶面换热特性的影响,揭示了该喷嘴冲击射流靶面的换热规律。实验结果表明,增大螺旋槽道角度,靶面的换热系数有所增强。与普通圆孔及无旋多槽道冲击射流相比,同工况下带有一定螺旋角的旋转射流可有效提高靶面的整体换热系数。在2倍和4倍当量直径的冲击距离下,45°类螺纹孔旋流射流换热的驻点努塞尔数Nu比普通圆孔射流分别高出7.4%和11.4%;靶面Nu与Re成非线性正比关系,在较高Re下Nu在靶面中心点以外0.7倍当量直径处出现峰值;随着冲击距离的增大,旋流对靶面冲击换热的作用效果减弱,乃至消失。(本文来源于《西安交通大学学报》期刊2018年01期）
桂进乐[3]（2015）在《基于微小通道与冲击射流的电子器件冷却机理研究》一文中研究指出随着电子元器件的不断微型化发展,热源产生的热流密度显着增加,如果没有有效的散热方式,这些电子元器件将在过高的温度下工作,使用寿命和可靠性都显着降低。然而,传统的冷却方式常常不能满足这个需求,本文将针对微小通道和冲击射流这类新型冷却方式进行了研究。首先从理论上分析了微小通道和冲击射流以及两者相结合模型的流动换热原理。再采用数值模拟对比分析了微小通道和带射流微小通道的性能,结果表明:微小通道具有很好的换热性能,但与射流结合后能有效改善热沉温度的均匀性,进一步提升性能。对带射流微小通道热沉瞬态工况进行了数值模拟,分析了周期性变化的热流和射流速度对该热沉流动换热的影响。将热沉的被冷却壁面传热系数的周期平均值,温度均匀性作为评定冷却性能的参数。结果表明:周期性的热流和射流速度会对热沉的瞬态性能有显着的影响,造成不均匀性和瞬态变化的温度分布,产生热疲劳,从而影响使用寿命。为进一步提高带射流微小通道的冷却效果,设计了一种新的将喷嘴向微小通道中延伸的改进方案,通过数值模拟分析了模型对称面的速度、温度云图以及被冷却壁面的温度分布云图、平均温度,热沉的压降,Nu来对比研究喷嘴向微小通道中延伸不同尺寸时热沉的性能。结果表明:将喷嘴管壁向微小通道中延伸是一种能进一步提高带射流微小通道热沉换热性能的方法。(本文来源于《华中科技大学》期刊2015-05-01）
杨波[4]（2014）在《冲击射流复合微通道冷却技术》一文中研究指出高功率密度散射光长时间照射下将导致强光传输通道内部分器件表面温升较高,从而对通道气流加热产生扰流,影响光束传输~([1-2])。同时温升引起的热应力导致光学元件容易损伤,无法实现有效防护。由于散射光具有功率高、能量大,且分布区域广的特点,采用常规光阑抑制在出光过程中温升剧烈,极易受到破坏,严重影响光束质量。鉴于此,急需开展新型高效散射光抑制技术研究,用以解决高能激光(本文来源于《中国工程物理研究院科技年报(2014年版)》期刊2014-11-01）
周钢,温治,豆瑞锋,刘思强,李志[5]（2014）在《单圆孔气体冲击射流冷却高温钢板瞬态传热特性》一文中研究指出采用单点测温试验方法,结合导热反问题计算,研究了钢板表面温度从800℃降至100℃、喷嘴出口雷诺数Re为27 000、出口距钢板垂直冲击距离Z/D为4的情况下钢板表面的瞬态传热特性。结果表明,冷却初始阶段局部努塞尔Nu沿冲击中心径向呈钟形分布,随冷却过程进行在r/D=2处出现第二峰值。冷却初始阶段平均努塞尔数与经典Hofmann公式及Martin公式基本一致,随冷却过程进行明显下降,但当r/D>10时这一趋势并不明显。(本文来源于《金属热处理》期刊2014年04期）
黄军,武文斐,刘华飞,张永杰[6]（2013）在《多狭缝冲击射流冷却模拟及其特征数方程》一文中研究指出基于建立的虚拟的传热实验台,在和试验结果对比的基础上,进行实际工业应用下的不同结构参数和喷射参数的狭缝冲击射流模拟,获得不同试验条件下的平均传热系数。归纳狭缝冲击射流的传热准数方程Nu=0.254Re0.72 Pr0.42 Ar0.29(H Dh)-0.14。(本文来源于《特种铸造及有色合金》期刊2013年09期）
邢云绯,仲峰泉,张新宇[7]（2012）在《冲击射流冷却结构中煤油传热特性的数值研究》一文中研究指出高超声速飞行器是指在大气层内实现高超声速机动飞行的飞行器,其中热防护系统对于高超声速飞行器是不可或缺的。在飞行马赫数8的条件下,超燃冲压发动机壁面热流达到5MW/m~2,燃气总温超过3 000K,对于这样的高温环境,远距离飞行、长时间工作的发动机,需要对燃烧室等部件采取主动热防护技术以保证其正常工作。以吸热碳氢燃料(比如航空煤油)作为冷却剂的再生冷却技术是高超声速飞行器主动冷却的方式之一。由于高超声速飞行器特殊的结构条件以及煤油复杂的燃烧过程,造成局部构件热环境恶劣的问题,传统再生冷却方式已经不能满足冷却需求。(本文来源于《高超声速专题研讨会暨第五届全国高超声速科学技术会议论文集》期刊2012-11-12）
邢云绯,仲峰泉,张新宇[8]（2012）在《冲击射流冷却结构中煤油传热特性的数值研究》一文中研究指出高超声速飞行器是指在大气层内实现高超声速机动飞行的飞行器,其中热防护系统对于高超声速飞行器是不可或缺的。在飞行马赫数8的条件下,超燃冲压发动机壁面热流达到5MW/m~2,燃气总温超过3 000K,对于这样的高温环境,远距离飞行、长时间工作的发动机,需要对燃烧室等部件采取主动热防护技术以保证其正常工作。以吸热碳氢燃料(比如航空煤油)作为冷却剂的再生冷却技术是高超声速飞行器主动冷却的方式之一。由于高超声速飞行器特殊的结构条件以及煤油复杂的燃烧过程,造成局部构件热环境恶劣的问题,传统再生冷却方式已经不能满足冷却需求。冲击射流冷却是一种极其有效的、结构紧凑的局部强化传热方法,在工程实际中有重要应用价值。目前,对于冲击射流的研究集中在以空气为介质,针对以水,二氧化碳等也有少量研究。还没有涉及到以航空煤油为介质的相关研究。用冲击射流冷却结构来进一步提高航空煤油的在冷却通道中的换热效率是一个值得探索的方向。本文对该方向进行了数值计算,采用雷诺平均方法,结合RNG k-ε方程湍流模型,通过有限体积法离散求解叁维的Navier-Stokes方程。根据广义状态对应法则,对RP-3航空煤油按10组分替代模型进行模拟。通过数值模拟计算,得到了速度流场的分布。可以看出,由于冲击的作用,在出口管段中,形成强烈的二次流动,对壁面边界层形成了扰动。而从冲击表面的对流换热系数的分布图,可以看到在冲击区域内,可以得到较高的对流换热效率。沿着出流的方向,即逐渐增加的横流对冲击换热起到了弱化的作用。(本文来源于《第七届全国流体力学学术会议论文摘要集》期刊2012-11-12）
胡晓东[9]（2010）在《阵列冲击射流+溢流冷却结构流动换热特性研究》一文中研究指出冲击+气膜复合冷却是现代航空发动机涡轮叶片所采用的典型冷却方式。本文以航空发动机涡轮叶片内部的冷却结构为研究背景,开展阵列冲击射流+溢流冷却结构流动换热特性的数值和实验研究,为精确设计高性能的涡轮叶片提供理论依据和技术支持。首先,本文对平板阵列冲击射流+溢流冷却结构流动换热特性进行了数值模拟和实验研究,针对不同冲击孔与气膜孔相对位置,气膜孔的倾斜角度等结构参数和不同射流雷诺数、初始横流与射流密流比以及气膜出流与初始横流密流比等流动参数对流动换热特性的影响规律进行了分析,发现:(1)不同的相对位置对流动特性的影响不大,而对换热略有影响,冲击孔位于气膜孔的正后方时的换热稍好;(2)气膜斜孔的换热优于气膜直孔,流动损失也更大;(3)射流雷诺数是决定换热的最主要因素,射流的增加使换热效果显着增强,流阻增大;(4)初始横流的引入有利于换热;(5)气膜出流越多,溢流作用越明显,换热越好;(6)实验结果与计算结果规律完全一致。然后,本文又对凹面阵列冲击射流+溢流冷却结构流动换热特性进行了数值模拟和实验研究,主要探讨了射流雷诺数和气膜出流与射流密流比等流动参数的变化对流动换热特性的影响规律,得到以下结论:(1)随射流雷诺数的增大,换热显着增强,总压损失系数增大;(2)随气膜出流量的增多,换热略有增强,但是总压损失系数变化不大;(3)实验结果与计算结果规律完全一致。(本文来源于《南京航空航天大学》期刊2010-12-01）
刘安成,王亚盟,郝春生[10]（2009）在《SST k-ω模型用于冲击射流冷却的可靠性》一文中研究指出文章基于FLUENT软件,首先采用SSTk-ω湍流模型,对单孔冲击射流在有横流和无横流两种情况下的换热特性进行了数值模拟,获得了被冷却面的Nu分布规律;然后将计算结果与Goldste in&Behbahan i公开的实验结果作了比较。通过比较发现,数值计算结果与实验结果吻合良好。(本文来源于《南昌航空大学学报(自然科学版)》期刊2009年04期）
冲击射流冷却论文开题报告
（1）论文研究背景及目的
此处内容要求：
首先简单简介论文所研究问题的基本概念和背景，再而简单明了地指出论文所要研究解决的具体问题，并提出你的论文准备的观点或解决方法。
写法范例：
为了实现均匀高效的射流冲击冷却,提出了一种新型旋流射流冷却结构,即圆孔内壁等间隔设有4条类似螺纹孔的螺旋槽道。通过实验研究了该喷嘴在不同螺旋角(0°、15°、30°、45°)、雷诺数Re(6 000~30 000)、冲击距离(1~8倍当量直径)等参数下对靶面换热特性的影响,揭示了该喷嘴冲击射流靶面的换热规律。实验结果表明,增大螺旋槽道角度,靶面的换热系数有所增强。与普通圆孔及无旋多槽道冲击射流相比,同工况下带有一定螺旋角的旋转射流可有效提高靶面的整体换热系数。在2倍和4倍当量直径的冲击距离下,45°类螺纹孔旋流射流换热的驻点努塞尔数Nu比普通圆孔射流分别高出7.4%和11.4%;靶面Nu与Re成非线性正比关系,在较高Re下Nu在靶面中心点以外0.7倍当量直径处出现峰值;随着冲击距离的增大,旋流对靶面冲击换热的作用效果减弱,乃至消失。
（2）本文研究方法
调查法：该方法是有目的、有系统的搜集有关研究对象的具体信息。
观察法：用自己的感官和辅助工具直接观察研究对象从而得到有关信息。
实验法：通过主支变革、控制研究对象来发现与确认事物间的因果关系。
文献研究法：通过调查文献来获得资料，从而全面的、正确的了解掌握研究方法。
实证研究法：依据现有的科学理论和实践的需要提出设计。
定性分析法：对研究对象进行“质”的方面的研究，这个方法需要计算的数据较少。
定量分析法：通过具体的数字，使人们对研究对象的认识进一步精确化。
跨学科研究法：运用多学科的理论、方法和成果从整体上对某一课题进行研究。
功能分析法：这是社会科学用来分析社会现象的一种方法，从某一功能出发研究多个方面的影响。
模拟法：通过创设一个与原型相似的模型来间接研究原型某种特性的一种形容方法。
冲击射流冷却论文参考文献
[1].陈冠宇.飞行器高空冲击射流冷却与温度预测研究[D].哈尔滨工业大学.2019
[2].兰进,徐亮,马永浩,高建民,李云龙.实验研究类螺纹孔旋流冲击射流的冷却特性[J].西安交通大学学报.2018
[3].桂进乐.基于微小通道与冲击射流的电子器件冷却机理研究[D].华中科技大学.2015
[4].杨波.冲击射流复合微通道冷却技术[C].中国工程物理研究院科技年报(2014年版).2014
[5].周钢,温治,豆瑞锋,刘思强,李志.单圆孔气体冲击射流冷却高温钢板瞬态传热特性[J].金属热处理.2014
[6].黄军,武文斐,刘华飞,张永杰.多狭缝冲击射流冷却模拟及其特征数方程[J].特种铸造及有色合金.2013
[7].邢云绯,仲峰泉,张新宇.冲击射流冷却结构中煤油传热特性的数值研究[C].高超声速专题研讨会暨第五届全国高超声速科学技术会议论文集.2012
[8].邢云绯,仲峰泉,张新宇.冲击射流冷却结构中煤油传热特性的数值研究[C].第七届全国流体力学学术会议论文摘要集.2012
[9].胡晓东.阵列冲击射流+溢流冷却结构流动换热特性研究[D].南京航空航天大学.2010
[10].刘安成,王亚盟,郝春生.SSTk-ω模型用于冲击射流冷却的可靠性[J].南昌航空大学学报(自然科学版).2009