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141.
逆向涡流发生器减小涡轮叶尖泄漏流的数值研究 总被引:2,自引:0,他引:2
逆向涡流发生器可以有效减小涡轮叶尖泄漏流,提高叶片周向载荷.对影响逆向涡流器减小泄漏流的几个关键因素进行了数值研究,结果表明:入流和出流孔径比增大,涡流器流量增加,对叶尖泄漏流的减小效果越好,孔径比2∶1时比孔径比1∶1时涡流器流量增加了24%,叶尖泄漏流量降低了0.8%,叶片周向载荷提高了1%;与叶片前缘布置涡流器相比,在叶片中后部布置时涡流器流量增大,叶片周向载荷提高;涡流器布置越密,涡流器总流量增加,布置33个涡流器比布置9个涡流器叶尖泄漏流量降低了1.6%,叶片周向载荷提高了2.7%;出流角越小,叶尖泄漏流量越小,叶片周向载荷越大,出流角30°时泄漏流量比60°时降低了1.2%,叶片周向载荷提高了约2%. 相似文献
142.
逆压力梯度下几何参数对气膜冷却效率的影响 总被引:2,自引:1,他引:1
采用放大模型在低速回流式风洞中进行了实验,研究了逆压力梯度下圆柱形孔、扇形孔和双向扩张形孔的气膜冷却效率,分析了孔间距、前倾角和径向角等几何参数对气膜冷却效率的影响.结果表明:扇形孔的气膜冷却效率最大,双向扩张形孔次之,圆柱形孔最小.孔间距越小,气膜冷却效率越大,且动量比越小,孔间距的影响越大.前倾角越小,气膜冷却效率越大,动量比越大,前倾角的影响越大.径向角的影响较复杂,小于30°且递增时,气膜冷却效率随动量比的增大而减小;大于30°时,气膜冷却效率随径向角的增大而减小. 相似文献
143.
144.
145.
146.
为探索超燃冲压发动机燃烧室中的新的火焰稳定技术,提出了一种新型被动式燃料掺混增强技术—气动斜坡与燃气发生器组合燃料喷注技术,并在北航直联式超燃试验台对这种新型组合喷注器开展了超声速燃烧的试验研究。在模拟飞行马赫数5(燃烧室入口Ma=2),进行了冷流试验,获得了喷注器附近流场的纹影图像。本文设计了4种气动斜坡喷注单元,以乙烯为燃料,在约1kg/s试验气流中开展了多级喷注单元组合的超声速燃烧试验,在当量比0.78~1.22范围内实现了稳定的燃烧,经冲量分析法计算得到不同组合结构的燃烧效率为0.54~0.72。试验结果验证了这种新方案作为超然冲压发动机火焰稳定装置的可行性。 相似文献
147.
基于Langtry-Menter转捩模型的SST两方程模型,通过数值求解三维非定常雷诺时均Navier-Stokes方程,详细研究了脉冲式射流涡流发生器(pulsed VGJs)对Pak-B低压透平叶片吸力面流动分离的影响,揭示了pulsed VGJs流动控制机理以及脉冲频率和占空系数在流动分离控制过程中的内在关联。数值计算结果表明,pulsed VGJs的引入能够有效抑制甚至消除低雷诺数条件下叶片吸力面上的流动分离,减小总压损失和尾迹宽度。在pulsed VGJs流动控制中,存在最佳射流参数(脉冲频率f和占空系数DC)以获得最大程度的流动控制效果。当f=10 Hz,DC=0.5时,pulsed VGJs流动控制效果最佳,相对于无pulsed VGJs控制时总压损失减少了58%。 相似文献
148.
149.
总结了自1965年以来固体火箭冲压发动机研制技术的总体发展特征和趋势,结合当前新一代战术导弹提出的大空域、宽Ma数和大机动性等越来越高的设计需求,从冲压发动机热力循环技术本质要求出发,分析了当前工程上普遍采用的固定几何进气道、固定几何喷管、燃烧室共用、无喷管助推器和变流量燃气发生器等5项主体设计技术固有的技术缺陷、不足和局限性,明确指出现行的折中设计思想是产生问题的根源,提出未来应遵循"开源节流"设计思想,优先突破喷管调节技术,积极开发进气道调节技术,努力提高现有燃气发生器变流量调节技术水平,切实完善固体火箭冲压发动机热力循环,以促其成功应用。 相似文献
150.
采用单向拉伸、动态力学分析(DMA)、热重法-差示扫描量热法(TG-DSC)联用及热流微量量热计(HFMC)等表征方法,研究了PET型燃气发生剂的热老化特性。结果表明,随老化时间延长,该燃气发生剂最大抗拉强σm、高温段(α转变温度)储能模量E′增大,延伸率εm、损耗因子tanδ降低。TG-DSC实验发现,该燃气发生剂老化初期存在增塑剂损失,高温老化样品表面发黑和HFMC实验表明,可能存在以放热效应为标志的后固化和热氧化(炭化)反应。因此,除增塑剂挥发造成的物理老化外,热老化初期发生的后固化和热氧化(炭化)反应是PET型燃气发生剂力学性能变化的主要原因。 相似文献