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941.
942.
航空发动机主燃烧室火焰筒壁冷却的研究 总被引:4,自引:0,他引:4
概述了近年来国内外航空发动机燃烧室冷却方式的发展。重点论述了火焰筒壁温预测方法、三维壁温数值计算的控制方程、贴体正交网格和壁面函数的应用、计算辐射热流的蒙特卡罗法、三维计算域处理技术以及有高温涂层的壁温计算。调研表明,壁温预测技术对于未来高温升燃烧室设计而言,是有效、经济和实用的方法,对提高燃烧室寿命、飞行安全性具有重要意义。 相似文献
943.
944.
945.
为了研究叶片不同正弯曲角度对压气机叶栅气动性能的影响 ,在平面叶栅低速风洞上 ,对具有可控扩散叶型 (CDA)的直叶片和 15° ,2 0° ,2 5°正弯曲叶片压气机叶栅进行了实验。获得了不同弯曲角度扩压叶栅出口流场的能量损失系数、涡量以及叶片表面静压系数等的分布。结果表明 ,叶片正弯曲 2 0°时叶栅总损失降低最多 ,达16 15 %。正弯曲叶片吸力面形成“C”型压力分布 ,且这种分布随着叶片弯曲角度的增加而加强 相似文献
946.
947.
为了认识气膜孔喷气对涡轮叶栅气动性能和流场结构的影响,应用涡轮平面叶栅风洞,实验测量和分析了在叶片表面不同位置气膜孔喷气情况下涡轮叶栅流场与性能,实验中气膜孔气流采用与涡轮叶栅相同的空气介质。实验结果表明,前缘气膜孔喷气使得涡轮叶栅损失随喷气流量增大而单调增大;但是,叶片压力面和吸力面气膜孔喷气对涡轮叶栅损失影响规律是复杂的,由于叶片表面不同位置流动特点的不同,在叶片表面不同位置的气膜孔喷气对涡轮叶栅流动损失和流动结构等的影响也是不相同的。 相似文献
948.
从三维薄层近似N S方程出发 ,采用高效ENO差分格式 ,对位于弹体中部两侧的双喷管发动机喷流与马赫数Ma∞ =0 7~ 0 9、攻角α =0°~ 10°飞行条件下弹体绕流形成的干扰流场进行了数值模拟。研究发现与无喷流情况相比较 ,引入喷流使升力和俯仰力矩增加 ,压心后移 ;在飞行攻角一定时 ,马赫数对飞行器气动力特性影响较小 ;有侧风干扰时 ,喷流增强了航向稳定性。对零攻角情况喷管安装和喷管出口不对称带来侧向力和偏航力矩也进行了研究。计算结果与飞行实验观测现象定性一致 相似文献
949.
翼型—扰流片的分离气动特性计算 总被引:1,自引:0,他引:1
本文介绍了用涡面元法模拟带扰流片的翼型低速无粘分离绕流。在翼型和扰流片的面元上分布线性变化涡。在扰流片后的上下分离流线的面元上分布等强度的涡。上分离流线始自扰流片的梢部,下分离流线自翼型的后缘引出。分离所泡由两离散涡结尾。气泡内总压为常值,它与涡强大小一同求解。分离气泡的形状在迭代求解过程中确定。压强分布和升力系数的计算值与现存文献的数值结果和实验数据是一致的。 相似文献
950.
颜巍 《民用飞机设计与研究》2020,(2):77-84
前苏联/俄罗斯拥有众多知名的飞机设计局,在过去的一个世纪里,形成了完备的飞机科研体系。飞机失速/过失速(尾旋)是飞机研制的重要方面之一,前苏联/俄罗斯各飞机设计局以及其它航空科研机构在该问题上投入了巨大的人力和物力,在风洞静态试验研究之外,还利用动态试验技术深入研究了不同布局飞机的失速/过失速特性,这些试验包括风洞虚拟飞行试验、尾旋风洞自由飞尾旋试验、尾旋风洞旋转天平试验、投放式模型自由飞试验、火箭助推式模型自由飞试验等。这些动态试验对俄罗斯飞机的边界/超边界飞行研究发挥了重要作用。对前苏联/俄罗斯各飞机设计局的飞机在研制过程中,针对失速/过失速模态的动态试验进行回顾,对国内飞机研制提供帮助。 相似文献