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建立了考虑壁面纵向导热的计算席壁壁温的七热流模型。提出了求解该模型的方法, 并考虑物性参数随温度的变化等因素, 据此, 分别对设计状态和实验状态下的席壁火焰筒的内外壁温的分布进行了计算, 并与原型气膜冷却的壁温分布及实验值进行了比较。计算结果表明, 与实验值基本吻合, 并表现出良好的冷却性能。其冷却空气量比原型节省20%左右, 壁温明显低于原型, 且沿轴向分布均匀, 因而可望较大地提高火焰筒的使用寿命或涡轮前燃气温度。 相似文献
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涡轮叶片前缘双排孔气膜冷却数值模拟 总被引:3,自引:2,他引:1
为了解冷气喷射对涡轮叶片前缘气膜冷却特性的影响,对圆柱形前缘双排孔气膜冷却进行全三维N-S方程数值模拟。计算域网格采用FNM形式的多块结构化网格。研究了射流与主流的流动机理,分析了不同吹风比下对壁面冷却效率的影响。计算结果表明,壁面平均绝热效率随吹风比的增大而升高。针对第二排孔结构参数进行优化设计,优化后的冷却效果要明显优于原始结构。 相似文献
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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
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采用三维气热耦合数值模拟方法,分析了凹槽间隙底面受到泄漏流冲击的流动特性,对气膜冷却参数对凹槽间隙气膜冷却换热效果的影响进行了研究,探讨了吹风比、冷却孔位置、冷却孔角度对壁面换热的影响,并结合三维流固耦合计算,研究了叶顶气膜冷却方式对叶顶表面传热的影响。结果表明,冷却孔位于间隙流动冲击凹槽底面上游位置能有效降低壁面Nu数,获得较低的叶片表面平均温度,此时大吹风比效果更好;所选取的冷却方式使得E3高压涡轮第一级动叶的最大无量纲温度降低了0.156。 相似文献
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飞机发动机冷气道与隔热层的耦合传热分析 总被引:2,自引:1,他引:1
数值研究了某飞机发动机外侧冷气道与隔热层的耦合传热过程。采用低雷诺数k-ε模型与SIMPLEC算法计算通道内可压缩变物性气流的湍流对流换热,采用蒙特卡罗法求解通道壁面间的辐射换热。通道内气流湍流对流换热、壁面间辐射换热与隔热层内导热耦合求解。通过模拟计算,分析了通道与隔热层的耦合传热机制,考察了相关参数的影响。结果表明,在所考虑的通道结构与空气流条件下,冷气道外环壁面的温度高于气流温度,气流对内外环壁面均起冷却作用;在隔热层参数不变条件下,壁面间的辐射换热与气流的对流冷却是该传热过程的控制机制,增大冷气流量、降低壁面发射率均可显著降低隔热层的外壁面温度。 相似文献
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为考察喷管壁面气膜冷却以及红外辐射特性对高性能航空发动机壁温分布的影响,对燃气红外波带的光谱特性采用窄波段模型计算,对壁面-燃气辐射采用封闭腔模型计算,对喷管收敛段的气膜冷却采用绝热温比计算。对于包含喷管壁面、隔热屏、套筒的多层结构传热建立壁温-热流耦合的热平衡方程,用Newt on-Raphson求解得到喷管及内外结构的壁温。对NASA TN D-1988中试验台架发动机喷管扩张段的气膜冷却及壁温进行验证计算,并详细计算了收敛段采用多排缝槽气膜冷却的轴对称矢量喷管。结果表明:气膜冷却有效降低了喷管收敛段的壁温,使得喷管扩张段成为受热严峻的部位;扩张段偏转改变了扩张段壁面温度和红外辐射的圆周分布,沿偏转方向的壁温和红外辐射都明显低于偏转反方向的,2个方向上的平均壁温相差约4.8%,喷管在后半球的辐射沿偏转方向增强。数值模拟结果与试验测量值吻合良好,可用于发动机喷管壁温分布精确计算。 相似文献
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膨胀循环推力室再生冷却换热的数值模拟 总被引:1,自引:0,他引:1
为了解液体火箭发动机膨胀循环推力室再生冷却换热特性,采用数值模拟方法,研究了冷却剂流动方式、推力室圆柱段长度、圆柱段室壁加肋和气壁面粗糙度等因素对冷却通道压降、冷却剂温升、壁面热流密度和温度分布等换热特性的影响.计算过程中采用k-ε双方程湍流模型.计算结果表明:采取顺流冷却要比逆流冷却的冷却通道压降低,但同时冷却剂温升也低;对于室壁加肋结构,在肋个数相同而只改变肋高度的情况下,总换热量正比于总换热面积. 相似文献
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冲击冷却局部换热特性的实验研究 总被引:1,自引:0,他引:1
木文研究了用单排圆射流冲出冷却的方法来模拟涡轮叶片前缘的局部换热特性。通过对大量实验数据的分析研究,发现局部换热系数的分布曲线是一个分段函数:驻点区为高斯分布函数,壁射流区为幂函数分布。文中还分析了射流雷诺数、射流孔与试验靶之间的无因次距离、冲击管和试验靶的无因次结构尺寸等对局部换热系数及其分布的影响。最后,用最小二乘法整理出一组描述冲击冷却局部换热特性的经验公式。这些公式对冲击冷却叶片的设计具有一定的工程实用参考价值。 相似文献
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旋转涡轮叶片端部气膜冷却的数值计算 总被引:3,自引:0,他引:3
旋转情况下,考虑离心力场的浮升力以及科氏力对流动的影响,用SIMPLE方法,k-ε湍流模型,并考虑了壁面函数,数值模拟了叶片端部的气膜冷却。和以往观点不同的是:旋转叶片与非旋转的相比,绝热温比高,气膜冷却有所改善,但换热系数大,并初步分析了原因。 相似文献
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层板冷却结构强化换热机理 总被引:1,自引:7,他引:1
应用简化的换热模型分析了影响层板冷却效果的因素,得出了燃气侧气膜冷却效率ηf,层板内部换热效率ηi和参数f是影响冷效的决定因素。为了研究层板强化换热机理,提高其内部换热效率ηi以优化层板传热设计,本文在相同的两侧换热条件和冷气密流下,对5种相同孔径、通道高度和开孔率,不同内部绕流形式的层板结构和1种双层壁结构进行了流固耦合传热计算,得到了其综合冷却效率。结果表明层板结构的综合冷却效率明显高于双层壁;冷气沿程吸热焓增带走了大部分从燃气侧进入层板的热,并且冷气与层板内表面的换热主要发生在出气板上,扰流柱的存在增加了换热面积,一定程度上增强了换热;合理设计绕流结构有利于改善层板的热均匀性。 相似文献
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气膜冷却火焰筒壁温的数值计算方法 总被引:4,自引:0,他引:4
关于火焰筒壁温,文献[1~4]均做过计算。一般采用了下列假定:①一维稳定紊流,②外套为绝热壁面,③忽略火焰筒内外壁面温差,④热辐射为一维模型,⑤忽略火焰筒壁面内的纵向导热,⑥忽略气膜段搭接处的接触导热,⑦忽略气膜段端面的对流换热,⑧忽略冷却空气在环形通道中的温升,⑨忽略物性随温度变化的影响。 相似文献