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991.
为了解塞式喷管发动机高低空不同的再生冷却换热特性,分别对二维型面内喷管和塞锥建立计算模型,采用数值模拟的方法,得出内喷管的冷却换热结果和出口参数,重点研究了塞锥在地面和设计点工作时的不同换热特性及其冷却剂流量的影响.计算过程中采用二阶迎风格式离散控制方程.计算结果表明:地面工况下,冷却剂流量的改变对塞锥和塞锥底部壁面的压强、热流密度和温度的影响较大,高空环境下,冷却剂流量的改变对塞锥和塞锥底部壁面的压强、热流密度的影响较小;在冷却剂流量相同的情况下,塞锥和塞锥底部在地面工况下的壁面温度要远高于在高空环境下的温度;在相同工况和相同冷却剂流量的情况下,塞锥壁面上的温度要远高于塞锥底部壁面上的温度. 相似文献
992.
993.
994.
高压涡轮动叶内部冷却结构的改进设计 总被引:2,自引:0,他引:2
对某型高压涡轮动叶的内部冷却结构进行了详细的分析,提出了具体的改进方案,并利用有限元方法对改进前后的方案进行了叶片温度分布计算分析。结果表明,在相同冷却空气流量比的条件下,叶片尖截面表面最高温度降低了33°C,截面温差减小了131°C,改进效果明显。同时,改进后的冷却结构有效降低了叶片进口压力,提高了预旋喷嘴压比,减轻了高压涡轮转子的重量,达到了增加发动机推重比,减少冷却空气泄漏量,改善发动机性能的目的。 相似文献
995.
飞机尾流涡旋的速度模型分析 总被引:1,自引:0,他引:1
朱代武 《中国民航飞行学院学报》2005,16(6):17-20
为了避免在起飞和着陆过程中遇到危险尾流,空中交通管理规则中规定了安全尾流间隔.本文基于独立的涡旋原理,依据空气动力学原理和基本的统计学基础建立了尾流强度和尾流速度模型,反映了尾流从产生到衰退的整个生存周期,研究了飞机重量、涡旋几何范围和尾流的生存时限等影响参数.提出了尾流速度在机翼翼尖处的最大速度约19 m/s,尾流涡旋的最大生存时限在2 min左右,尾流涡旋强度随时间变化而减弱,涡旋半径随时间变化而增大.研究表明,尾流涡旋将产生大量的旋转力矩和垂直移动,甚至在当前规定的间隔中,由飞机产生的涡旋力矩也使飞行员操纵飞机变得困难. 相似文献
996.
潘用旭 《南京航空航天大学学报》1994,26(4):484-488
对小型热管在航空直流电源整流模块散热上的应用作了研究,着重介绍了所设计的以甲醇为工质的HT91型热管。文中对该热管散热装置的结构方案,热管的设计计算要点及性能测试结果进行了论述。从试验结果可以看出,该热管满足整流模块的散热要求。此小型热管散热装置具有体积小,攻热效果好,工作安全可靠等优点,是一种值得在电子设备上推广应用的散热方法。 相似文献
997.
本文给出了用激光多普勒测速仪(LDA)测量涡旋式电弧等离子体化学反应器流场的实验研究结果。实验表明:这类等离子体反应器中,旋流切向速度分量和轴向速度分量径向分布划分成近轴、过渡和近壁区。喷入电弧等离子体射流对等离子体反应器流场的影响区域是近轴区,对过渡区和近壁区没有影响。提高旋流强度,轴向截面上旋流的两个速度分量径向分布分别呈相似的分布形式,等离子体反应器呈层流流动状态。 相似文献
998.
对双层壁扩压器与波瓣喷管组合的三股气流的引射混合进行了流场温度场的数值计算。计算域划分为各子域 ,通过求解拉普拉斯方程 ,分别生成三维贴体曲线坐标网格 ,边界网格加密且波瓣处正交 ,各子域组合成整个网格。为避免因波瓣造成的网格强烈的非正交而引起解的发散 ,本文采用了同位网格 SIMPLEC计算方法和Chen-Kim修正的 k-ε湍流模型。固体区域采用大粘性解决流固耦合 ,还结合了线性欠松弛和拟瞬态欠松弛。结果证明 :双层壁间有外界冷气流被引射进入 ,形成壁面的冷却气流 ,相对单层壁扩压器 ,双层壁扩压器的壁面温度明显降低。对于小扩压角 ( 0~ 5°) ,随着扩压角的增大 ,壁面平均温度降低 ;但当扩压角较大时 ( 5~ 1 0°) ,壁面平均温度则增加 相似文献
999.
1000.
为了弄清扩压叶栅端壁角区旋涡对湍流特性分布的影响,用三维激光多普勒测速技术测量了平面扩压叶栅中角区流动的湍流特性.对测量结果的分析表明:流向涡的核心区域及旋涡与附面层相互作用区域的湍流动能增加.同时,旋涡和旋涡运动强烈影响着雷诺正应力和切应力的分布规律. 相似文献