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51.
52.
高温升火焰筒壁面及头部复合冷却设计分析 总被引:1,自引:0,他引:1
某燃烧室火焰筒壁面采用冲击+逆向对流+气膜冷却技术,火焰筒头部采用冲击+对流冷却技术。本文通过计算并与试验结果对比分析表明:该火焰筒的冷却设计基本合理、可行,经进一步的改进和完善后。可作为高温升燃烧室火焰筒的优选设计方案之一。 相似文献
53.
低速风洞横向开槽壁试验段性能的研究 总被引:1,自引:0,他引:1
为探索减小洞壁干扰的试验方法,用环境风洞做了二维横向开槽壁试验段性能的试验研究。槽壁由等宽度薄板条在相对模型的两侧壁以零攻角等间距排放而构成,通过测量圆柱模型周向的表面压力对槽板宽度、驻室深度、试验段长度,模型在试验段中的轴向位置等与槽壁试验段性能有关的参量做了试验研究。模型堵塞比一直到0.25的试验结果与无干扰的参考曲线符合良好,结果表明低速横向开槽壁具有洞壁干扰小且结构简单的特点。 相似文献
54.
逆向射流多斜孔气膜冷却的数值模拟 总被引:1,自引:0,他引:1
为了使航空燃气轮机燃烧室在高于燃烧室材料许用温度的前提下能够正常工作,需对燃烧室内壁采取冷却措施,并对变吹风比和变角度下的逆向射流多斜孔气膜冷却进行了数值模拟。在贴体坐标下划分网格,采用k-ε模型模拟湍流流动,求解气膜冷却过程的数学模型。分别改变逆向射流同主流的夹角,使其为20°、30°、45°和60,°改变吹风比的变化范围为0.5到1.5等多种条件下,对多斜孔气膜冷却效果进行了数值模拟。在所研究的范围内得到了符合规律的结论。研究结果表明,当吹风比不变的情况下,减小逆向射流角度,用有效温比表示的冷却效果相应提高。当逆向射流角度不变时,增加吹风比,冷却效果也相应提高。 相似文献
55.
本文介绍了由Hackett提出的一种估算大攻角洞壁干扰修正的壁压信息法。并利用四个几何相似、尺寸不同的平板机翼和翼-身组合体模型在南航NH-2风洞中进行了试验。试验和计算结果表明,该方法使用方便,修正结果准确可靠。但必须指出,对于试验段下游带有平衡缝的闭口回流风洞,洞壁测压数据需经适当的修正才能获得满意的结果。 相似文献
56.
洪长青%张幸红%韩杰才%张贺新 《宇航材料工艺》2005,35(6)
综述了国内外航天热防护用冷却技术的分类、发汗冷却材料研究现状以及发汗冷却技术理论模型的研究进展.比较分析了发汗冷却技术与其他冷却技术的优缺点,并对发汗冷却技术的理论模型作了初步的探讨. 相似文献
57.
FL—23风洞洞壁对跨声速颤振的干扰影响 总被引:1,自引:0,他引:1
本文提供了在FL-23风洞中进行的试验研究结果。试验采用动力相似的四种不同尺寸的60°三角机翼平板半模型。结果表明:洞壁干扰提高了跨声速颤振临界速压,当模型展长对试验段宽度的比值Lm/B为0.687、0.600和0.512时,使颤振临界速度的压缩性修正系数分别减小3.8%、2.5%和1.4%。改变开孔率的试验定性验证了上述结果的合理性。 相似文献
58.
59.
加力燃烧室燃烧段的壁温对飞机和发动机的安全关系重大,单靠数值计算是很不够的,目前主要靠测试取得。燃烧段通常是双层壁,加风罩则为三层。本文介绍了内外壁和风罩的温度测量方法及其试验研究。该方法对加力燃烧室的研制具有重要意义,无论是对于新机还是批生产发动机都有重要的参考价值。 相似文献
60.
采用标准K-ε两方程湍流模型对液体火箭发动机推力室再生冷却通道三维湍流流动与传热过程进行了数值预测,冷却工质为氢气,其密度、导热系数、动力粘度随着温度和压力而变化,通过两种优化方案来改变推力室冷却通道的深宽比。方案一为保持冷却通道的深度及肋宽不变,通过改变推力室壁面通道个数来改变通道的深宽比,方案二为保持通道数目不变,通过增加或降低通道高度来改变通道的深宽比。以此计算在不同通道深宽比下推力室壁面的传热特性,并进行了优化分析。计算结果表明:存在着一个最佳冷却通道个数,使得推力室壁面再生冷却效果达到最佳;在相同质量流量下,降低通道高度能够强化推力室传热,但同时增加了进出口压差。 相似文献