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201.
本文对6种不同开口规律的离散孔平板进行了实验研究,分析了6个试件的冷却效率的轴向及周向分布以及主次流间的静压差等来流气动参数对冷却效率的影响,得出了在孔板的起始段,冷却效果较差,主次流间的静压差的变化对冷却效率的影响不明显;随着沿程的进行,开孔率越高、主次流间的静压差越大,冷却效果越好;气膜发展比较充分时,冷却效率沿周向的变化可以忽略不计;开孔率一定时,采用较小的孔径对于改善离散孔板的冷却性能是较为有利的等一些有实用价值的结论。 相似文献
202.
203.
大涡模拟中亚格子模型的改进及其在槽道湍流中的应用 总被引:1,自引:1,他引:0
在用大涡模拟的方法计算具有强剪切的槽道湍流时, 常用的亚格子应力模型, 包括考虑壁面修正的模型, 都会出现平均流剖面偏高的现象.这表明在壁面附近亚格子应力模型还不能描述实际情况.针对这一问题, 修正了亚格子雷诺应力模型的壁面函数, 得到了较好的计算结果.用修正后的模型计算出的平均速度分布、均方根速度的分布以及雷诺应力的分布, 均与直接数值模拟(DNS)的结果吻合较好. 相似文献
204.
205.
高负荷叶片弯曲对壁面流动的影响 总被引:2,自引:0,他引:2
测量了低展弦比高负荷涡轮直叶片和正、反弯叶片叶栅端壁和叶片表面静压及流道内损失沿流向的发展, 并对端壁和叶片吸力面上的流动进行了墨迹显示。实验结果表明:叶片正弯增大了叶栅进口段逆压梯度, 并在叶片吸力面前部形成反“C”型静压等值线, 加剧了叶片前缘的鞍点分离和吸力面分离线向叶栅中部的收敛。叶片反弯减小了叶栅进口段逆压梯度, 在吸力面进口形成垂直于端壁的静压等值线, 不仅削弱了鞍点分离, 而且造成吸力面上的自由涡层型分离, 避免了吸力面上、下分离线相交, 因此二次旋涡损失大为降低。 相似文献
206.
207.
208.
针对风洞实验观测高超声速内转式进气道内部流动困难,不易获得内流道三维激波/边界层干扰主导的复杂流场结构的问题,通过拓展壁面丝线流动显示技术的潜力,在Ma∞5.9激波风洞中,借助高速摄影实时拍摄丝线流谱,并结合纹影、壁面压强测量以及数值模拟分析,验证了丝线的动态响应特性,丰富了内转式进气道的观测技术,获得了进气道的流场结构。采用预设堵块实验方法,在激波风洞中考核了内转式进气道模型的自起动能力。结果表明,直径约为0.1 mm,长度约为15 mm的402号涤纶/棉缝纫线的跟随性较好,能够直观、动态地显示出壁面流动分离区的范围,为判断内转式进气道是否起动提供了依据。内转式进气道模型在实验条件下能够自起动,起动状态下进气道唇口附近的波系结构以及前体压缩面的丝线流谱和压力分布与数值模拟符合较好。 相似文献
209.
压缩拐角是高超声速飞行器上的典型非连续区域,其分离/再附结构对局部热环境有较大影响。本文采用基于Navier-Stokes方程的自研程序,开展了典型压缩拐角外形的气动热环境数值模拟研究,分析了不同壁温条件下压缩拐角的热环境分布规律。计算结果表明:随着壁温升高,流场整体结构变化不大,但由于近壁面流体物性参数变化较大,导致拐角分离涡分离点向前移动、再附点向后移动,拐角处干扰区扩大;压缩拐角大部分区域的热流随着壁温的升高而减小,且干扰区内热流减小的幅度比无干扰区更大,但热流并不完全遵循随壁温升高而减小的规律。另外,通过对比变壁温计算热流和热壁修正公式修正热流,发现热壁修正公式在干扰区存在精度降低、适用性不足的问题。本文的研究进一步加深了壁温对压缩拐角流动影响的认识,缩小了热壁修正公式的适用范围。 相似文献
210.
为了研究双层壁压降分配对弯曲壁面冲击加发散冷却效果的影响,针对回流燃烧室大弯管双层壁冷却结构,保证相同当量开孔率通过调整冲击孔壁和发散孔壁的有效开孔面积之比得到了不同压降分配的冷却方案,并提出了一种六边形排布方式,选取4种冷却结构进行了冷却效果实验研究。研究表明:在相同的冷热侧进气条件下,冲击孔壁压降分配比例由19%增加至71%时,常规菱形排布结构的平均冷却效率可以提高29%,而六边形排布结构的平均冷却效率可以提高36%以上;另外,加温比对冷却效率影响较小。 相似文献