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911.
采用2D-PIV流场测试技术,试验研究了旋流数组合方案对流场特性的影响。试验针对旋向组合为“顺时针-逆时针-逆时针”的三级旋流器,测量了内级、中间级和外级旋流器旋流数分别为0.6,1.0,1.4(方案A)和1.4,1.0,0.6(方案B)两旋流数方案旋流流场。同时测试了不同来流雷诺数条件下两方案三级旋流器总压损失。试验结果表明:两旋流数组合方案均能形成较明显的中心回流区,方案B中心回流区较方案A“饱满”,方案B中心回流区回流速度大;进口雷诺数对旋流器流场中心回流区长度、尺寸有一定的影响;不同进口雷诺数条件下,方案A总压损失系数较方案B约大10%。 相似文献
912.
针对航空发动机涡轮盘低循环疲劳寿命受交变热应力影响的问题,对某型高压涡轮盘服役过程的温度场变化情况进行
了研究。根据某型发动机高压涡轮盘试车过程中实测的随时间变化的温度分布,采用有限元方法分析了轮盘温度变化对不同考
核部位应力水平的影响,对发动机工作状态下各考核部位的循环应力进行了计算。制定了试验方案,设计了试验装置,在旋转试
验器上进行了涡轮盘在高温状态下的低循环疲劳试验,按照安全寿命法确定了盘心和螺栓孔部位的安全寿命。结果表明:温度变
化对轮盘考核部位应力的影响明显,瞬态温度沿径向呈“V”型分布,导致螺栓孔部位应力水平比稳态温度分布下的提高了25.9%,
使其成为涡轮盘的限寿部位;轮盘失效模式为低循环疲劳破坏,裂纹起源于螺栓孔的6、12点钟方向,沿径向扩展导致轮盘失效。 相似文献
913.
为了深入研究中心分级燃烧室的流场特性,采用PIV方法对其头部冷态流场开展了实验研究,重点分析了中心分级燃烧室头部流场的结构特征以及主燃级旋流数对头部流场的影响。实验结果表明:中心分级燃烧室头部典型流场结构形成一个较大的中心主回流区、较小的端部回流区及角回流区,主、预燃级气流的相互耦合过程分为独立射流、气流掺混和气流合并三个阶段。主燃级旋流数对头部流场结构影响较大,随主燃级旋流数增大,主、预燃级气流耦合作用减弱,回流区分布形态发生较大变化,新的流场结构特征为中心主回流区范围明显收缩,端部回流区向下游延伸,在主、预燃级之间剪切层形成较长回流区。针对该中心分级燃烧室头部,主、预燃级气流由耦合流动变为解耦流动的临界主燃级旋流数为0.8~1.0。 相似文献
914.
分布式贫油直喷(Distributed Lean Direct Injection,DLDI)燃烧室是国外多点贫油直喷(MLDI)燃烧室的实用发展形式。本文对DLDI燃烧室的主燃级单元LDI开展研究,主要关注外旋流器旋流数(Sn)从0.65降低到0.33对流场、喷雾和火焰结构的影响。利用FLUENT软件、采用雷诺平均方程(RANS)对时均流场进行求解;利用离散相模型(Discrete Phase Model)对喷雾散布进行模拟;利用Mie散射和激光粒度测量仪对喷雾散布和SMD(Sauter Mean Diameter)进行测量,并对仿真结果进行验证;利用高速摄像机拍摄火焰结构。研究结果显示Sn变化直接改变流场结构:随着Sn的减小,外旋流射流对内旋流射流的压制逐渐变强,内旋流射流的张角和中心回流区尺寸都逐渐缩小;尤其在Sn为0.33时,角涡回流区演化成壁面回流区。流场变化影响液雾散布:Sn在0.38~0.65区间时,喷雾核心主要由内旋流射流输运,喷雾张角由内旋流射特性决定;当Sn为0.33时,喷雾核心会在自身惯性下射入外旋流射流,在外旋流射流以及壁面回流区的作用下均匀散布。喷雾散布结果表明喷雾核心射入外旋流射流时更有利于液雾的散布。火焰结构的研究结果显示在小限制率条件下,Sn为0.33时,中心回流区回流量不足、无法稳定火焰,此时形成的壁面回流区创造了新的稳火点来帮助稳定火焰。 相似文献
915.
916.
掌指部限制层的设计 第六代手套的掌指部分被设计成与航大员手形同形化。利用褶状结构和轻质的聚酯织物,手指的活动关节被设计成全织物组件,以降低扭矩并增强指尖的触感。通过掌指部适配性的最优化,手指关节的扭矩得到了减小,并达到了掌指部全面的舒适性。 相似文献
917.
918.
919.
一种基于窄带雷达特性的低轨卫星三轴稳定姿态判别法 总被引:6,自引:0,他引:6
从低轨卫星的轨道和姿态特性出发 ,在具体分析窄带雷达特性的基础上 ,将非参数检验法用于低轨卫星是否为三轴稳定姿态的判别中 ,并通过仿真实验分析 ,证实了此方法的有效性。 相似文献
920.