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采用稳态液晶测温法对基准孔和3个在计算中有较好冷却效率的带抑涡支孔结构新型气膜孔进行了实验研究。实验结果表明:新型气膜孔的抑涡支孔对主气膜孔起到了保护作用,使新型孔在不同吹风比下的冷却效率要高于普通基准孔,特别是在高吹风比的情况下,这种现象更加明显。在低吹风比情况下,三种不同结构新型孔的冷却效率差别不大;而在高吹风比时,支孔与主孔平行孔型和支孔在主孔下游孔型要高于支孔在主孔上游的孔型,该现象随着吹风比增加会愈加明显。 相似文献
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在飞机生产和飞机大修过程中,经常遇到飞机上连接孔的超差问题需要处理.这些:孔主要指飞机机体结构重要接头机械连接紧固孔,如机翼、机身连接接头孔,垂直安定面与机身连接接头孔,舵面与安定面连接接头孔,起落架转轴接头孔,操纵摇臂连接拉杆孔等. 相似文献
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基于计算流体力学理论建立了气膜冷却射流的控制微分方程。采用Fluent对不同组合方式下双排孔射流气膜冷却特性进行了计算研究。根据实际工况,分析了不同吹风比下,上游孔顺向射流+下游孔顺向射流、上游孔顺向射流+下游孔逆向射流、上游孔逆向射流+下游孔顺向射流、上游孔逆向射流+下游孔逆向射流共4种不同组合结构的气膜冷却特性。结果表明,吹风比为0.3时,上游孔顺向射流+下游孔顺向射流组合展向平均气膜冷却效率较高,达到0.15左右;吹风比为0.8时,上游孔逆向射流+下游孔顺向射流组合展向平均气膜冷却效率较高,达到0.18左右;吹风比为1.4时,上游孔逆向射流+下游孔顺向射流组合展向平均气膜冷却效率,可以达到0.24左右。研究结果对涡轮叶片气孔结构设计有重要参考价值。 相似文献
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基于瞬态液晶测量技术的收缩-扩张形孔 总被引:2,自引:2,他引:2
采用一种进行全表面测量的瞬态液晶测量技术测量了新型气膜孔(收缩-扩张形孔)的气膜冷却特性,研究了动量比对冷却效率和换热系数的影响,并与传统的圆柱形孔气膜冷却特性进行了对比,结果表明:收缩-扩张形孔中心线附近区域的冷却效率相对较低,而两孔之间区域的冷却效率相对较高,与圆形孔分布规律相反;在上游区域,两孔中间区域的换热系数比相对孔中心线附近区域较高,而在下游区域,两孔中间区域的换热系数比相对孔中心线附近又较低,与圆形孔相比也有较大不同。相对于圆柱形孔,收缩缝形孔的平均换热系数比在上游较高,在下游较低;收缩-扩张形孔喷出气膜对下游壁面区域的有效覆盖率远大于圆柱形孔,其展向平均冷却效率明显高于圆柱形孔;收缩-扩张形孔在动量比为2时的平均冷却效率最高。 相似文献
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基于瞬态液晶测量技术的收缩-张形孔气膜冷却特性 总被引:1,自引:0,他引:1
采用一种进行全表面测量的瞬态液晶测量技术测量了新型气膜孔(收缩-张形孔)的气膜冷却特性,研究了动量比对冷却效率和换热系数的影响,并与传统的圆柱形孔气膜冷却特性进行了对比,结果表明:收缩-扩张形孔中心线附近区域的冷却效率相对较低,而两孔之间区域的冷却效率相对较高,与圆形孔分布规律相反;在上游区域,两孔中间区域的换热系数比相对孔中心线附近区域较高,而在下游区域,两孔中间区域的换热系数比相对孔中心线附近又较低,与圆形孔相比也有较大不同。相对于圆柱形孔,收缩缝形孔的平均换热系数比在上游较高,在下游较低;收缩-扩张形孔喷出气膜对下游壁面区域的有效覆盖率远大于圆柱形孔,其展向平均冷却效率明显高于圆柱形孔;收缩-扩张形孔在动量比为2时的平均冷却效率最高。 相似文献
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双出口气膜孔冷却效率数值模拟 总被引:5,自引:3,他引:2
为了优化气膜冷却结构,通过数值模拟研究了一种新型气膜孔(由两个圆柱孔组成的双出口孔)的气膜冷却特性.利用Fluent软件对Navier-Stokes方程进行求解,湍流模型采用两方程Realizablek-ε模型和增强壁面函数处理.圆柱孔射流的冷却效率计算结果和实验数据吻合较好.双出口孔射流冷却效率计算结果表明,双出口孔射流有效地增加了冷气的径向覆盖范围,在吹风比为0.5时,次孔射流起到了减弱主孔出口对旋涡的作用;在吹风比为1.0和2.0时,次孔射流使主孔出口处的对旋涡消失.最高冷却效率对应的吹风比为1.0.双出口孔射流在提高冷却效率的同时,其加工难度较扩张形孔明显降低. 相似文献
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本文针对某型飞机结构连接件制孔特点,对工程实际中影响连接件制孔质量的关键影响因素进行了系统分析,旨在探索影响制孔质量的主要原因及其影响效果,并针对制孔原因,提出提高该机型实际工况下连接件制孔质量优化方案,达到保证制孔精度和质量的目的,同时提高制孔效率. 相似文献
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抑涡孔气膜冷却的大涡模拟 总被引:5,自引:1,他引:5
采用大涡模拟研究抑涡孔气膜冷却的流动和换热机理.通过与相同工况下圆孔气膜冷却流场的湍流结构进行比较分析,得出辅孔射流与主孔射流之间的干涉作用,并探索大尺度湍流结构影响气膜冷却效率的物理机制.结果表明:①辅孔射流抑制主孔射流形成的反转涡对的尺寸和强度,并为主孔射流的卷吸提供冷气补充;②由于上游辅孔出流冷气的保护作用以及对主孔出口尾缘低压区的冷气补充作用,主孔射流在气膜孔出口处温度没有急剧升高;③由于辅孔射流的干涉作用,主孔射流并未形成完整的发卡涡结构,而是无规律的近壁条带结构,减少了冷气和主流的掺混,并使冷气更好覆盖和冷却壁面. 相似文献
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各种连接孔的加工是航空航天构件装配中的重要工作之一。新型大型飞机等难加工材料使用越来越多、制孔孔径深度越来越大、制孔精度质量要求越来越高,使得制孔加工变得越发困难,传统制孔方法逐渐不能满足需求。螺旋铣孔是一种针对航空航天构件装配制孔需求出现的新技术,其采用特制刀具通过偏心铣削的方式实现圆孔加工。由于材料去除原理改变,螺旋铣孔相对传统制孔方法在加工精度、生产效率、刀具成本、适用性等多个方面表现出优势,成为当前航空航天领域制孔技术的研究热点之一。首先在阐述螺旋铣孔基本原理的基础上分析了其技术优势;然后重点围绕加工机理与专用装备两个方面,概述了螺旋铣孔技术的发展现状;最后,分析了螺旋铣孔技术的发展趋势。 相似文献
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孔挤压强化技术研究进展与展望 总被引:1,自引:1,他引:1
螺接和铆接是飞机结构主要连接方法,因为孔边存在严重结构应力集中,孔结构很容易发生疲劳断裂,影响航空安全性和可靠性,因此,提高连接孔疲劳强度是航空业普遍关心的关键技术问题之一。孔挤压是当前国际上应用最为广泛的连接孔抗疲劳制造技术,具有不改变结构设计、材料,不增加飞机重量,成本低、效果好等优势。本文从孔挤压技术发展、孔挤压强化机理、孔挤压影响因素、服役条件对孔挤压疲劳增益影响以及再挤压对预疲劳连接孔疲劳增益影响等5个方面进行了较为系统的总结,并基于孔挤压技术研究现状和航空工业发展实际需求,分析了当前研究的不足,提出了一些未来研究孔挤压技术需要关注的方向。 相似文献
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董文亮 《航空精密制造技术》1992,(1)
在通常的情况下,塑件上各种孔位置的设计原则,是不影响塑件的强度,并尽量不增加模具制造的复杂性。孔与孔之间,孔与边缘之间的距离不应太小,否则,在装配其它零件时孔的周围易破裂。表1给出了热固性塑件孔间距、孔边距与孔径的关系。 相似文献
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便携式螺旋轨迹制孔装置的研制 总被引:1,自引:0,他引:1
飞机装配存在一些特殊的制孔区域,如翼根、垂尾等部位,这些制孔区域或空间狭窄或有一定高度,通常的自动制孔设备和机器人制孔系统难以发挥自身的优势。对此,研制了一种便携式全电动螺旋轨迹制孔装置,该装置具有结构紧凑、方便携带且可依据程序设定的工艺参数对应叠层材料,可自动改变刀具转速、进给速率等特征,能对航空材料实施螺旋铣孔加工。利用所研制的螺旋轨迹制孔装置对7075–T7351铝合金叠层材料进行制孔验证,制孔精度等均达到了预期,验证了该新型制孔装置及控制方法的合理性。 相似文献
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在飞机装配过程中经常需要进行大直径交点孔的精加工。交点孔的直径大、材料工艺性差导致精加工时切削力大、振动大,不同耳片间初孔不同心导致刀具受力不均易引偏,装配制孔作业环境复杂导致大型加工设备使用困难。目前主要加工方法为使用自动进给钻进行多次的扩孔和铰孔,制孔效率低、使用刀具种类多、成本高。螺旋铣孔是航空航天领域出现的制孔新方法,在难加工材料大直径孔加工中,与传统的钻、扩、铰工艺相比具有更好的制孔质量和效率,尤其在扩孔加工时,螺旋铣孔刀具不会被初孔引偏,优势明显。基于便携式螺旋铣孔装备,开展了大直径交点孔扩孔精加工试验,检测了加工孔的尺寸精度和孔壁表面质量,并进一步研究了孔壁表面完整性,结果表明,孔径尺寸精度优于±0.05 mm,孔壁粗糙度优于Ra1.6μm,验证了采用螺旋铣孔方法实现飞机装配交点孔精加工的可行性。 相似文献
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孔排布局对叶片前缘气膜冷却的影响 总被引:8,自引:0,他引:8
采用放大的半圆柱状表面模拟涡轮叶片前缘的形状,对叶片前缘单排及两排圆柱形孔的气膜冷却效率进行了测量。试件表面交错地开有 6排孔,以驻点为起点,位置分别在± 1 5°,± 4 0°及± 60°处,各排孔的孔间距均为 3个孔径,孔轴线与表面在展向及流向的夹角分别为 30°及 90°,孔长与孔径比为 4。主要对比研究了 3种单排气膜孔不同孔排位、3种两排气膜孔不同孔排位及 1种三排气膜孔的布局对孔排下游冷却效率的影响。结果表明 :在同样二次流流量条件下,冷却效果好的单排孔位置依次为 60°,4 0°,1 5°,冷却效果最好的两排孔位置组合为 ( 40°,60°)。结果还表明 :在较大的二次流流量条件下,采用单排孔、两排孔或三排孔冷却方案对孔排下游的冷却效果影响不大;但在较小的二次流流量条件下,从冷却效果看,较好的孔排冷却方案依次为 :三排孔、两排孔及单排孔。实验参数范围是 :主流雷诺数 Re=4 2 0 0 0~ 1 2 70 0 0,平均吹风比 M =0.5~ 2.0 相似文献