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利用等离子体激励器作为改善气膜冷却效果的方法在近年来得到了初步研究,但现阶段改善程度依然有限.提出“月牙形凸台十等离子体激励器”新型气膜冷却结构,通过CFD计算方法分析常规圆形孑、带月牙形凸台和带等离子体气动激励等不同气膜冷却结构的流场特性、温度场特性和冷却效率.结果表明:在圆形孔气膜冷却结构中,流场中形成了肾形涡对,由于肾形涡对使得冷流抬离壁面以及卷吸热流的作用,壁面的冷却效果最差;冷流经过等离子体激励器或月牙形凸台后,流场产生了反肾形涡对,抑制了肾形涡对的结构尺寸和强度,与圆形孔气膜冷却结构相比,气膜冷却效果在展向和流向上得到较大改善;在“月牙形凸台十等离子体激励器”气膜冷却结构中,冷热流掺混后形成的反肾形涡对强度最大,并且显著提高了孔间区域的冷却效率,在各吹风比下气膜冷却效果最佳. 相似文献
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采用通快同轴送粉4002光纤激光器,在TC4表面熔覆制备了不同含量Y2O3的TC4+Ni45+Co-WC+Y2O3钛基复合耐磨涂层。采用XRD、SEM、EDS、EPMA测试研究了涂层微观组织,利用显微硬度计、摩擦磨损实验机和白光轮廓仪分析评价了涂层的显微硬度和摩擦学性能。结果表明,涂层生成相不随Y2O3含量变化而改变,主要包括Ti2Ni、TiC、TiB2以及α-Ti;未添加Y2O3涂层,生成相尺寸粗大,方向性明显;随着Y2O3的加入,涂层组织逐步细化,生成相方向性减弱;当Y2O3为3wt%时,涂层析出相以颗粒和短棒状相为主,合成了大量TiC-TiB2依附生长复合相,经二维点阵错配度计算,TiB2(0001)与TiC (111)错配度δ为0.912%,TiC与TiB2形成了共格界面,可有效增加涂层组织分布均匀性;Y2O3含量为0wt%、1wt%和3wt%时,涂层显微硬度逐渐减小,磨损体积先增大后减小,摩擦系数逐渐降低;在TiC-TiB2复合相的作用下,3wt% Y2O3涂层的耐磨、减摩性最优,涂层磨损机理为磨粒磨损。 相似文献
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Spalart-Allmaras(SA)湍流模型在Reynolds-Average Navier-Stokes(RANS)方程求解中得到了广泛的应用。针对叶轮机数值模拟,国内外学者提出了很多修正的SA模型,但它们之间的对比少有研究。为此,综述了原始的SA(SA-standard),SA-neg,SA-Helicity,SA-Ning及SA-R五种不同SA湍流模型。针对NASA Rotor 67和NASA Rotor 37,考察这五种湍流模型对数值计算稳定性的影响及对叶轮机内部流动细节捕捉的能力。研究表明:SA-standard和SA-neg湍流模型计算结果几乎相同;相比于SA-standard湍流模型,SA-Ning湍流模型计算的压比、效率和堵塞流量均较大;SA-R湍流模型模拟的激波/边界层干涉更严重,分离区域更大,计算的压比小,模型修正效果不理想;SA-Helicity湍流模型不仅能极大地提高计算的压比和流量范围,而且能提高计算的稳定性和失速工况下的计算准确性,但计算的堵塞流量和效率较小。 相似文献
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基于横向槽结构和等离子体气动激励的新型流场调节方法,采用RNG k-ε湍流模型,数值计算分析了常规圆形孔、带横向槽以及带等离子体气动激励等不同气膜冷却结构的流场特性、温度场特性和冷却效率,揭示了等离子体激励器复合横向槽新型气膜冷却结构的冷却机理及规律。结果表明:圆形孔气膜冷却结构,气膜孔出流与主流混合强烈,在流场中形成了肾形涡对,冷流被逐渐抬离壁面,热流被卷吸到冷流下方,壁面的冷却效果最差;冷流经过等离子体激励器的气动激励后,产生了反肾形涡对,使得肾形涡对的平均涡量减小了42.64%,同时诱导冷流贴壁流动;横向槽的存在使得气膜孔出流在展向分布更宽,更贴近壁面,肾形涡对的强度较弱;在横向槽和等离子体气动激励的共同作用下,反肾形涡对的强度最大,使冷流的展向分布区域更大并贴近壁面流动。与圆形孔气膜冷却结构相比,在吹风比M=1.0下,带等离子体激励器、带横向槽和"等离子体激励器+横向槽"等三种气膜冷却结构的全局平均气膜冷却效率分别提高了181.6%,73.5%和200.5%。 相似文献
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针对脉冲星导航要求X射线探测器具有高能量分辨率和高时间分辨率的需求,研究基于石墨烯电场效应来实现X射线探测的可行性。通过蒙特卡罗方法模拟不同能量X射线和不同厚度探测器基底的相互作用过程,得到不同厚度探测器对X射线的探测效率。利用有限元方法分析X射线在探测器内电离产生载流子的输运过程,验证了X射线入射对石墨烯电学特性的影响。理论分析计算探测器的时间分辨率和能量分辨率等指标参数,结果表明:基于石墨烯电场效应的X射线探测器具有较高的能量分辨率和时间分辨率,是一种潜力巨大的X射线探测方式,可满足未来脉冲星导航的工程应用。 相似文献
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针对高升阻比风力机翼型前缘曲率半径较大的问题,传统的翼型参数化方法前缘控制能力不足,且基于面元法XFOIL预测精度差的问题,利用增强类函数/形函数转换(CST)参数化方法控制翼型的形状变化、拉丁超立方实验设计、计算流体力学(CFD)流场计算模块、高斯过程回归模型和遗传算法,提出了基于高可信度Reynolds average Navier-Stocks(RANS)和高斯回归模型辅助遗传算法的翼型优化设计方法。结果表明:基于高斯回归模型的翼型优化方法,可以将优化所用CFD计算次数降低一阶,从而大幅度提升优化设计效率。由标准算例超临界翼型RAE2822的降阻设计表明,在百次量级的CFD次数阻力降低43.16%,激波被削弱且升力、力矩和面积严格满足约束。由风力机翼型NACA64618的最大化升阻比优化设计表明,所设计翼型不仅在设计攻角和副设计攻角处升阻比大大增加,在整个小攻角范围内其气动性能都得到了提升,且两个主设计点,无不良阻力的产生。 相似文献
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