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通过实验方式,在平板上对不同孔间横向距离(p/d=0,0.5,1.0,1.5,2.0)下的双射流气膜冷却结构进行了研究。使用七孔探针测量了孔下游不同截面处的时均流场,使用压力敏感漆(PSP)测量了平板表面的气膜冷却效率。孔间流向距离(s/d)为3.0。吹风比(M)为0.5,1.0,1.5,2.0,射流-主流密度比为1.0。研究了孔间横向距离对双射流间相互作用,及其流动和冷却特性的影响。结果表明,p/d=0时,孔间相互作用体现为压附效应,下游射流被上游射流压向壁面并保持贴附,气膜冷却效率对吹风比不敏感。p/d=0.5与1.0时,反肾形涡效应主导,两股射流均被压向壁面,气膜覆盖较好,冷却效率较高。p/d≥1.5时,压附效应基本消失,反肾形涡效应减弱,射流间距增加,气膜覆盖变差。 相似文献
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为了进一步挖掘上游端壁气膜冷却的潜力,在低速叶栅风洞的静叶片上游端壁上,实验研究了双射流构型的气膜冷却特性,并与双排圆孔进行了对比。探究了吹风比(M=0.5,1.0,1.5,2.0)、密度比(Rd=1.0,1.5)的效应。端壁表面的气膜冷却效率通过压力敏感漆(PSP)测得。结果表明,吹风比的增大虽然会加剧吹离现象,但同时也会促进叶栅通道中、后段的气膜覆盖。密度比的增大会抑制气膜吹离,促进气膜横向覆盖和提高平均冷却效率。双射流孔相比于圆形孔,冷却气流在孔下游形成了反肾形涡,较好抑制了气膜吹离;但从双射流孔喷出的冷却气流对于叶栅通道内的涡系也更加敏感。在高吹风比下,双射流孔的冷却效率相对于圆形孔有一定的优势,特别是双射流I构型。 相似文献
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将层板冷却结构用于叶片尾缘叶盆侧,通过数值模拟改变冲击孔和扰流柱的排布,唇板厚度以及缝宽,研究其对劈缝气膜冷却的影响。结果表明,冲击孔和扰流柱位置的改变,对外部劈缝下游气膜冷却基本无影响;唇板厚度的改变对冷却效率和换热系数分布均有一定影响,唇板厚度减小,劈缝下游冷却效率降低,换热系数增大,相对于原始结构,唇板的改变使得劈缝下游气膜展向平均冷却效率提高65.0%;缝宽的改变对冷却效率和换热系数分布均有较大影响,缝宽越大,冷却效率越高,劈缝下游换热系数减小,劈缝间下游换热系数增大,相对于其他几种结构,缝宽增加劈缝下游的冷却效果最好,展向平均冷却效率最多提高116.5%。 相似文献
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为了获得影响氢氧火箭发动机推力室头部气膜冷却的最佳参数,针对气膜冷却多喷嘴气气燃烧推力室模型进行了三维数值模拟。数值模型采用了标准k-ε湍流模型、涡耗散概念模型分别模拟湍流及燃烧过程。采用正交试验法对不同气膜参数进行系统分析。结果表明:气膜的注入能够有效降低喷注器下游燃烧室壁面温度,且使推力室头部区域壁面温度分布更加均匀,同时对喷注器面也会起到一定热防护作用;气膜流量比对冷却效率和周向均匀性的影响较大,气膜槽缝结构的影响较小,选择合适的气膜流动参数和气膜槽缝结构参数,能达到周向更加均匀分布的气膜冷却效率;气膜的注入对于燃烧效率具有较大影响,相对而言,气膜槽缝结构因素的影响更大。研究结果可以为气膜冷却设计提供参考。 相似文献
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文章主要研究离子液体推力器发射阵列几何结构参数对推力器性能的影响。建立单个发射极粒子网格法仿真模型,模拟获得了单个发射极束流分布及推力、比冲等性能参数曲线;通过改变电极间距及引出极孔径获得了单个发射极平均推力和角向效率的变化曲线,分析了电极间距及引出极孔径对推力器性能的影响。研究表明:在离子被引出极拦截前,推力器角向效率与电极间距成正比,与引出极孔径成反比;在不考虑发射离子数量和比例改变情况下,推力器推力随电极间距的增加先增大后减小,一定范围内随引出极孔径的减小而增大,但过小的引出极孔径会造成严重的推力损失与栅极侵蚀。以上研究结果可为离子液体推力器的优化设计提供参考。 相似文献
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针对真空环境中压电激励液滴生成技术,采用实验方法研究了压电激励波形、频率和位移等参数对射流破碎特性的影响规律。实验结果表明,对0.5 mm的射流在理论最优频率下施加振幅3μm的压电激励作用后,射流破碎距离缩短至90 mm左右;相对于正弦波与三角波,方波激励获得的射流破碎距离最短;在最优频率附近,随着激励频率增大,液滴粒径减小,射流破碎长度先减小后增大;随着压电装置位移幅值增大,射流破碎长度略有减小。结果表明:在压电作用下,激励频率对射流特性影响较大,并且射流最短破碎距离对应的激励频率大于理论最优频率;激励波形和位移振幅等参数对射流破碎特性的影响相对较小。 相似文献
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展向行波状Lorentz力的波数对壁湍流控制的影响 总被引:2,自引:0,他引:2
展向行波状Lorentz力可以有效调制湍流近壁流动及减少壁面摩擦阻力。为了解行波波数在壁湍流控制中的影响,并进一步揭示该方法的减阻机理,本文利用Fourier-Chebyshev谱方法,通过直接数值模拟(DNS),对槽道湍流的展向行波状Lorentz力控制和减阻问题进行了研究,讨论了展向波数kz对近壁流动及壁面阻力的影响。结果表明,当展向行波状Lorentz力诱导的流场被用来调制固有的近壁湍流流场时,固有流场和诱导流场同时受到调制。Lorentz力的展向波数对流场调制效果具有显著影响。通过波数的选择,引进新的涡结构,可以调制条带结构的展向间距与强度,影响近壁流体的湍流猝发活动,从而调制壁面摩擦阻力的大小。 相似文献
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电弧放电等离子体对超声速边界层影响的数值模拟 总被引:1,自引:0,他引:1
基于电弧放电等离子体热阻塞机理,对等离子体超声速流动控制过程进行了数值模拟,研究了等离子体对边界层的影响,分析了放电区大小、温度等对其作用效果的影响。结果显示:在高温等离子体放电区的上下游近区发生了边界层分离及漩涡运动;在放电区内有两种边界层,即高温等离子体与外界低温气流之间的温度边界层和气流与壁面之间的粘性边界层;放电区内形成漩涡运动的原因有两个,即内外压差和边界层分离;上游边界层的分离点y轴坐标随温度的增大而减小;增大来流速度,放电区上游分离点y轴坐标呈先增大后减小的趋势、放电区内漩涡运动加剧、下游近区边界层分离点y轴坐标减小。 相似文献
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Hexapod微激振平台具有负载重量大和振动量级小的特点,为了实现精确卸载、作动器小量级精密控制,研制了基于空气弹簧支撑的Hexapod微激振平台。该平台包括负责工作状态承载的4点梯形分布的空气弹簧柔性支撑和负责非工作状态承载的3点刚性辅助支撑两部分。针对该平台自动调平控制的两大问题:即柔性支撑与刚性支撑之间存在的力耦合以及气路控制中存在的非线性和时延性,提出了连续充气和脉冲充气相结合的开关控制策略。为验证自动调平控制的可行性,在负载重量约为200 kg的Hexapod微激振平台上进行试验,结果表明,平台可在140 s内实现自动调平,且6个作动腿位移误差不超过1 mm。 相似文献
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燃烧室缝槽气膜冷却方案研究 总被引:1,自引:0,他引:1
针对超音速飞行器冲压发动机高马赫数、长航时的特点,结合工程计算方法和设计思想,建立了燃烧室缝槽气膜冷却过程一维计算模型,详细研究了各主要因素对气膜冷却效果的影响,并给出了某型冲压发动机高温燃烧室缝槽气膜冷却结构参考设计方案。结果表明,通过改善结构布局,合理分配缝隙冷气流量,可以有效地提高气膜冷却效果、降低壁温,适应高温燃气参数分布对隔热屏的热防护要求。 相似文献
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冲压发动机燃烧室热防护技术 总被引:7,自引:1,他引:7
冲压发动机燃烧室热防护是其关键技术之一。隔热层烧蚀冷却、气膜冷却是冲压发动机常用的冷却方式。随着飞行器飞行马赫数和射程的增加,燃烧室的热防护问题越来越突出,必须发展先进的冷却技术才能适应其工作要求。提出了解决问题的三个途径:发展先进的耐热材料、采用新的火焰筒冷却技术、提高传统的气膜冷却效率。 相似文献
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基于宏观表征体元(REV)的数值模拟方法开展了激波干扰对异质发汗冷却影响的数值模拟研究,获得了外部激波干扰与引射气体边界层耦合相互作用流场特征。研究结果表明,不同冷却介质对于冷却效率有显著的影响,冷却介质比热容越大,相同注入率条件下的冷却效果更好;入射激波干扰会显著影响多孔材料表面的压力分布,使得多孔材料内部冷却介质会发生显著的横向流动,流动的重新分配使得处于高压区的干扰位置处的冷却效果降低;激波干扰引起的局部压力梯度还会使得高温主流与冷却介质掺混加剧,同时壁面的恢复温度也随之升高,显著影响激波干扰局部位置处的冷却效果。 相似文献