Numerical simulation on a film-cooled rotating model with 30° injection holes

The flow and heat transfer characteristics were numerically investigated on a film cooling model under different rotating operating conditions.The computational model was originated from the mid-span section of a typical turbine rotor with two rows of 14 staggered injection holes angled 30° both on the suction surface and pressure surface,and the flow through the coolant plenum and all the hole-pipes were resolved as a part of the computational domain by specifying the coolant mass flux in the plenum.The computations primarily focus on under-standing the rotational effect on film cooling performance in mechanism research approach.In the present study,the Reynolds number(Re) based on mainstream velocity and injection hole diameter varied from 1835.5 to 5507.4,and the averaged blowing ratio(M) ranges of 0.5 to 1.5.Results show that the coolant will move on to the high-radius locations near the suction and pressure surfaces due to the strong centrifugal effect,which leads to the decrease in adiabatic effectiveness accordingly.The discharge coefficients(Cd),on the pressure surface,are much higher than that on the suction surface under a given operating condition.In addition,the critical values of angular speed which represent the equilibrium of centrifugal force and Coriolis force near the pressure surface are also presented.      

基于STL文件和有限元法的在轨航天器关键部件热计算

针对STL(stereo lithography)文件在传递复杂几何实体模型信息方面具有精度高的特点,提出了一种基于STL文件计算复杂结构角系数和外热流的方法.根据单元和节点的拓扑关系识别六面体网格边界单元并进行辐射换热计算.详细阐述了基于STL文件和有限元法进行复杂结构的角系数和外热流的计算方法.研究了导热-辐射耦合计算的有限元方法.最后利用有限元法计算航天器关键部件在轨的三维瞬态温度场.      

先进战斗机超音速巡航油箱燃油温度变化仿真研究

战斗机广泛地使用燃油作为飞机发热部件的热沉,尤其是先进战斗机在综合热管理技术的发展基础上,更加充分有效地使用了燃油来冷却。用热量平衡方法分析了在任意时段油箱中的燃油的温度。结果表明在中低马赫数飞行状况下,影响燃油温度的最主要因素是燃油油箱中燃油的剩余量。本文应用C软件计算油箱内燃油温度。     

红外成像非接触转捩测量低速风洞试验技术研究

发展红外成像非接触转捩测量低速风洞试验技术,旨在解决特殊气动布局外形及金属材料模型转捩位置测量问题。通过在模型表面产生热壁面、现场测试模型表面发射率、使用遮蔽板、在金属模型表面喷涂隔热氟碳漆等措施,解决了环境条件、发射率、辐射传递干扰、金属模型材料特性等阻碍红外成像技术应用的关键问题;通过数值计算及试验测试得到模型热壁面与环境温差在20℃范围内,热壁面背景温度对转捩位置基本没有影响,解决了热壁面对转捩位置影响问题;通过试验原理、试验方法、关键参数测试、转捩判据、准度考核等研究工作,构建了红外成像非接触转捩测量低速风洞试验技术;通过引导试验考核了试验系统。结果表明：该技术实用可靠,值得推广。     

探索中国飞机制造装备技术的发展道路

本系列文章从传统飞机制造技术分析入手,根据现代飞机制造技术的现状,从概念、定义、意识、方法、思路等诸方面展示了现代飞机制造技术装备的发展趋势.为国内航空制造技术装备的发展提供了一些有用的见解.     

瞬态热容法在平板冲击换热特性研究中的适用性

分别采用试验和数值计算的方法,对瞬态热容法在自由射流冲击平板表面换热特性的适用性进行了研究。试验研究和数值研究均表明,Bi和Fo均对瞬态热容法Nu′测量精度有较大影响。在所选取的工况范围内,随Fo和Bi增大,Nu′和经典试验值[7]的偏差均不断增大。并且,在距离冲击点1倍孔径处,Bi=0.001,Fo=10时,用瞬态热容法得到的冲击表面Nu′分布的相对误差约为2%。Bi在0.0005~0.005之间,Fo在10~20之间,相对误差小于6%。     

温度分布对自由盘层流换热的影响

在盘面过余温度为半径的多项式分布的第1类热边界条件下,对自由盘不可压层流流动和换热进行了数值模拟,盘面局部努赛尔数的计算值与理论解相比符合很好。计算结果表明:过余温度成倍变化时,盘面局部努赛尔数不受影响;过余温度按n次单项式分布时,盘面的局部努赛尔数与所有按n次多项式分布时所得局部努赛尔数相比为最大;过余温度为任意多项式分布时,盘面局部努赛尔数数值上介于过余温度单独按该多项式的最高次和最低次分布所得到的局部努赛尔数之间,且随最高次项系数的增大而增大、随最低次项系数的增大而减小、随着中间次数项的系数在低半径区域增大而增大在高半径区域增大而减小。通过对计算数据的分析,给出和验证了过余温度按任意多项式分布时盘面局部努赛尔数的计算公式。     

一种“速度+姿态”传递对准方法的半实物仿真

本文运用分段线性定常系统（PWCS）可观测性矩阵及其奇异值分解法（SVD）,对时变系统的可观测性与可观测度进行了定性及定量分析。通过系统仿真和实测离线数据证实了“速度+姿态”传递对准匹配方法的有效性。试验结果表明,在10s内水平对准精度达到0.5mrad以内,航向对准精度达到1.0mrad以内。     

高温胁迫对岷江百合幼苗耐热指数和理化特性的影响

为了探明岷江百合幼苗在高温胁迫下的生理反应,以离体扩繁的岷江百合幼苗为研究材料,对其进行了不同高温(37 ℃/30 ℃、42 ℃/37 ℃)和不同时间(0、4、8、16、32、48 h)处理,研究了高温胁迫对其耐热指数和有关生理生化指标(叶绿素、丙二醛、游离脯氨酸、可溶性蛋白含量和SOD活性)的影响.结果表明:随着温度的升高和处理时间的延长,植株的耐热指数不断下降,叶绿素含量减少,丙二醛(MDA)含量增加;42 ℃胁迫32 h后,游离脯氨酸、可溶性蛋白含量、SOD活性均达到最大值,分别比对照增加了0.66倍、1.77倍和9.78倍.但胁迫48 h后,指标显著下降,这说明,42 ℃间断胁迫48 h对植株产生了不可逆的的热伤害作用.     

飞机座舱动态热载荷计算方法研究

首先对飞机座舱动态热载荷的计算方法进行了阐述,接着以相关机型为例采用两种计算方法进行相关计算,并与供应商给出的计算结果进行比较,验证了计算方法的可行性,同时对两种计算方法进行了比较。