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本文提出了一种具有前缘自锁涡的新型气冷涡轮叶型。对新叶型流场进行了跨音速情况下的详细数值研究。观察了由前缘冷气喷射所形成的冷气旋涡沿叶型表面的变化。将新叶型的冷却效率、能量损失、压力场等与传统气冷涡轮叶型进行了对比。结果表明,新气冷叶型能够把由前缘冷气喷射形成的冷气旋涡锁定在其凹陷部位。冷气与主流的掺混损失减小。因此,前缘冷气喷射孔的列数可以减少。相应地,冷气喷射量可以减少。 相似文献
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航空燃气涡轮冷气掺混流动损失的数值研究 总被引:2,自引:0,他引:2
采用理论分析的研究方法,对不同冷气掺混形式造成的涡轮气动性能的变化进行了数值计算研究。针对气膜冷却所造成的流动损失,采用修正的Ito等压混合模型;而针对尾缘冷气喷射所造成的流动损失,则采用了修正的Schoberi流动损失模型。对于不同的冷却方式,假定它们之间对主流造成的流动损失是相互独立。以某高压涡轮导向器作为研究对象,分析了各种冷气参数和几何参数对冷气掺混过程的影响规律。研究结果表明,涡轮叶片气冷过程引起的叶栅总压损失随冷气入射角度、吹气比、混合层厚度的变化而显著变化,通过优化设计可以使气冷过程造成的流动损失最小。 相似文献
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随着涡轮进口温度的提高.采用高效气膜冷却降低叶片表面温度成为涡轮设计的主要目标之一。本文采用接近真实条件下的冷气参数,在高速风洞中进行了在叶身不同位置的冷气喷射试验,并对试验结果采用CFD软件进行了数值模拟,分析了不同冷气位置、不同冷气喷射对叶栅总损失的影响。分析了冷气喷射流场的结构,数值模拟的总体性能参数与试验结果基本一致。 相似文献
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采用计及质量源密度空间分布规律的冷气掺混模型,对某型高压涡轮动叶有/无冷气喷射时的气动性能进行了数值计算和对比分析。数值分析结果表明,该模型能够较准确地模拟出大流量冷气喷射对涡轮性能的影响。冷气喷射导致了马赫数的下降和气流角的变化,叶片表面和端壁处形成了低温保护层,且压力面附近温度降低较吸力面强烈。 相似文献
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涡轮轮毂封严冷气对主流影响实验研究 总被引:3,自引:0,他引:3
本文针对不同冷气量和不同冷气喷入角组合工况下涡轮轮毂封严冷气对主流影响进行了实验研究,在一列低速涡轮平面叶栅上对不同工况下的叶栅出口流场、通道流场进行了测试。实验结果表明:在1.0%~1.8%冷气量下,1.0%冷气量沿45°喷入对主流影响最小,涡轮叶栅气动性能最优。 相似文献
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为进一步探究跨声速涡轮中吸力面切向冷气喷射对叶栅气动性能及气膜冷却效果的影响,以跨声速涡轮叶栅作为研究对象,采用数值模拟方法,通过在叶片吸力面不同位置开设切向冷气喷射槽,进行不同吹风比下的冷气喷射,对跨声速气冷涡轮叶栅的总体性能以及流场细节进行了详细研究。研究结果表明,吸力面切向冷气喷射有利于减小跨声速涡轮叶栅激波损失,叶栅最大马赫数可减小0.104;切向冷气喷射槽位于尾缘内伸激波反射点上游,且吹风比处于0.75~1.00内时,叶栅能量损失最小;吹风比的增大有利于减小甚至消除冷气槽内分离泡,并能够减小唇部激波强度。 相似文献
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气膜冷却涡轮数值仿真技术进展 总被引:1,自引:0,他引:1
随着航空发动机性能的不断提高,高压涡轮进口燃气温度不断提升,远远超过了金属许用温度。为了安全运行,需要对涡轮进行冷却。由于气膜冷却具有冷却效率高、易于实现等优点,在航空发动机中得到了广泛的应用。但由于用于气膜冷却的空气流量大、且与主流掺混过程复杂,如何准确模拟冷气与主流的掺混是气冷涡轮的设计关键。本文对气膜冷却涡轮仿真采用的冷气喷射源项法和真实气膜孔仿真方法的国内外发展及现状进行了阐述,总结了两种方法的优缺点和工程应用情况,并从工程应用角度对下一步的研究方向提出了建议。 相似文献
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本文研究高超声速流动绕三维低凸台的流动特性。凸台高度与边界层厚度之比介于0.5~0.8,凸台周边倾角介于14°~45°。在高超声速风洞中,来流马赫数为5,单位雷诺数为2.6~6.0×10~7/米。实验过程中测量了模型中心线及特殊部位之表面压强分布,根据纹影记录及表面流动显示确定激波与边界层干扰流场特性及分离区的变化。发现分离区在中心线上距凸台最远,而在凸台肩部距周边沿法线方向最近,确定了中心线上最大压强比的位置。 相似文献
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机械液压系统流量方程中流量系数的选取 总被引:1,自引:0,他引:1
在对机械液压系统建模和仿真的过程中,流量方程中流量系数的选取将直接影响到模型的精度.针对国内目前所采用的传统方法的缺点,本文研究了如何选取该参数的方法,总结了计算该参数的方法,并运用该方法进行了实例计算,计算结果表明:该方法能够较好的提高模型的精度. 相似文献
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为了精确求解含内嵌激波的流场,应采用自适应网格技术。本文用Brackbill和Saltzman的基于变分原理的自适应网格生成方法得到了在“人造斜激波”附近自动加密的网格,然后将该方法用于圆柱体底部流场的NS方程的求解。计算结果表明,用自适应网格求解比用固定网格求解捕捉的激波宽度较窄,质量较高。 相似文献
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振动二元翼流动显示水洞试验研究 总被引:1,自引:0,他引:1
本文是用流场显示的方法研究各种形式的机械激励对二元机翼大攻角流场的影响。得到的试验结果表明,所采用的机械激励对大攻角失速分离流动有强的控制作用。它清楚地反映了过去风洞试验结果的物理本质,也为今后的非定常增升效应研究明确了方向。 相似文献
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以斜流压气机串列转子为研究对象,运用CFD软件进行了数值模拟,获得了该压气机在100%和80%设计转速下S1流面流场、子午流场、阻塞工况及近失速工况的流场特性,为斜流压气机串列转子的设计和性能分析提供参考。研究结果表明:该斜流压气机在设计转速(69900 r/min)下超声速特性明显,特性曲线较陡峭;当转速小于80%设计转速时亚声速特性明显,特性曲线较平缓。随着转速的减小,压气机的稳定裕度逐渐增大。该斜流压气机串列转子叶根和叶中截面的损失主要来源于叶型尾缘的掺混损失和叶型吸力面的小范围激波损失;而叶尖截面的损失主要来源于叶型吸力面的大范围激波损失、激波与附面层的相互影响的损失和激波与叶尖泄漏流相互作用的损失。该斜流压气机进入近失速工况后,前排转子的激波强度进一步增大,并且叶间存在大范围低速区,造成流动损失进一步增大。 相似文献