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272.
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为了提高涡轮叶片的耐温能力,针对涡轮叶片尾缘内冷复合通道提出两种新的隔板结构。通过实验研究了新结构与传统隔板结构对通道的换热和压力损失的规律。采用薄膜加热片作为加热器提供等热流边界条件。实验结果表明:新的隔板结构的设计可以明显增强通道换热的均匀性,其中带孔直隔板提高换热均匀性的同时,部分区域的局部换热能力有所下降,同时压力损失也有所降低;而对于波形隔板结构,部分区域的局部换热能力也有所下降,但平均换热增大。该结构在对换热进行改进的同时,也伴随着压力损失有所增大。实验结论可为大型发动机涡轮叶片的内部冷却结构优化设计提供基础依据。 相似文献
274.
275.
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在对带有不同肋间距和肋高的直肋变截面U型通道的换热性能进行了实验研究的基础上,分单元处理了数据,并采用经过LM(Levenberg-Marquardt)算法和贝叶斯正则化方法改进的基于BP(Back-Propagation)算法的前馈神经网络对数据结果进行了建模,实现了对带直肋的变截面U型通道换热性能的预测,实践证明,人工神经网络ANN(Artificial Neural Network)方法可以用于航空发动机涡轮叶片内通道换热性能的预测,并且其预测精度明显高于非线性拟合. 相似文献
277.
采用有限体积方法,研究了矩形截面微通道直角突缩弯道局部流场及压力损失机理,重点考虑了雷诺数和弯道进出口截面面积比对局部流场及压力损失的影响,雷诺数范围为1~200,特征尺寸为500 μm.研究表明,低雷诺数时压力损失主要由壁面摩擦产生,弯道压力损失系数与具有相同中心线长度的直通道的压力损失系数变化趋势相同,但在数值上较小,突缩弯道会引起弯道内速度型发生变化,影响弯道压力损失;而高雷诺数时,压力损失主要由弯道内角位置的速度分离及漩涡产生,突缩弯道会抑制速度分离及漩涡产生,进而降低弯道压力损失.根据计算结果,拟合了弯道压力损失系数与雷诺数及进出口截面面积比的关系式. 相似文献
278.
异构多导弹网络化分布式协同制导方法 总被引:1,自引:2,他引:1
基于相邻局部通信的领弹-被领弹异构网络结构,提出了一种多导弹分布式协同制导方法,设计了分散化的协同制导律.运用图论的描述方法,分析了导弹分布式局部通信拓扑与领弹-被领弹异构网络化分布式协同制导系统性能之间的关系.该分布式协同制导律仅需要相邻导弹之间传输各自的可测状态信息,具有可扩展性好、通信量少等特点.给出了4个被领弹和一个领弹的协同制导律设计仿真算例,结果验证了该制导方法的有效性. 相似文献
279.
280.
旋转状态下气膜冷却特性的数值研究 总被引:1,自引:0,他引:1
通过对带有气膜孔倾斜角度为30°,60°和90°圆柱形交错孔排的涡轮叶片模型进行数值模拟,得到了不同平均吹风比、雷诺数和旋转数情况下前缘面侧与后缘面侧的气膜冷却流动与换热特性及各气膜孔流量系数的分配规律。结果表明,冷气受到离心力与哥氏力的共同作用在前缘面侧向高半径处发生偏转,导致壁面冷却效率降低;雷诺数的增大会降低壁面上的气膜冷却效率,高吹风比则不利于紧贴气膜孔下游区域的冷却;各气膜孔的流量系数随着平均吹风比的增大而增大,随旋转数的提高而减小;受哥氏力作用的影响,相同工况下后缘面侧各气膜孔的流量系数明显高于前缘面侧对应气膜孔的值。 相似文献