进气角度对旋转盘冷却效果的影响

为了研究不同的预旋角度对高位进气转静系旋转盘冷却与换热特性的影响,分别在三种预旋进气角度(0°,15°,30°)下对转盘的冷却效果进行了试验。通过试验,得到了每种预旋角度下的温度分布、盘面局部努赛尔特数分布、盘面平均努赛尔特数、转盘无量纲总体平均温度和转盘无量纲径向平均温差等参数。试验结果显示:高位垂直进气的冷却效果最好,预旋15°次之,预旋30°最低。并且流量变化对转盘的冷却效果影响较大,而转盘旋转影响较小。     

富氧补燃循环发动机启动过程

启动过程是液体火箭发动机研制中的重点和难点,解决大推力补燃循环发动机启动问题的主要措施应为:通过控制预燃室的燃料流量以有效地将预燃室的组元比控制在合理的范围内,并可以控制发动机的启动速率;燃烧室点火时预燃室应有较高的压力,同时应通过推力室燃料路的节流来减小燃烧室压力的上升速率;对于自身启动发动机,较高的入口压力有利于发动机启动。这些措施解决了富氧补燃循环发动机的启动问题,可供同类发动机的研制借鉴。     

旋转系下的实时压力测量方法研究

航空发动机旋转盘表面的压力测量需要压力传感器与旋转盘一同旋转,因此压力传感器在感受测点压力的同时,其感压膜片还将受到旋转离心力的影响。为了能使压力传感器能反应真实被测点的压力值,在旋转设备上的压力传感器的实时标定技术成为解决这一问题的关键。本文利用空气柱在离心力场中的理论压差给出了旋转状态下的标准压力,进而对传感器进行了实时标定。      

带肋变截面回转通道内换热特性的实验研究

与等截面回转通道相比较,变截面通道更接近叶片内冷通道原型。本文采用实验的方法研究带90°直肋的变截面180°回转通道壁面的换热特性,以单个直肋为基本特征将通道分成若干单元,在满足通道面积连续的条件下,考察了各特征无因次几何参数和气流雷诺数对带肋面换热的影响。在实验验证的进口雷诺数的范围内,与Dittus-Boelter公式比较,实验模型带肋面的平均努赛尔特数Nu_av提高了74%～128%不等,并且在较小的Re_in时,Nu_av提高的幅度更大。      

旋转带肋U型通道内流动与换热的数值模拟

为了获得能够模拟高参数涡轮叶片内冷通道换热效果的模型，数值模拟了旋转状态下U型通道内的流场和温度场，比较了数值模拟与实验的结果。结果表明：所采用的计算程序和模型与实验结果吻合。旋转状态下，通道内各面换热的变化是和通道内流场的变化密切相关的；哥氏力在垂直于旋转半径截面上的不均匀分布引起流动较大变化，对通道内各面换热的影响比较大。哥氏力的作用较大幅度强化指向面换热，小幅强化两侧面换热，而弱化背向面换热。对于带肋通道，总体上阻力系数随着旋转速度的增加而升高。     

带直肋及气膜出流的回转通道内冷气流动特性

将航空发动机高压涡轮叶片内冷通道进行简化,以实验方法研究了带90°直肋及气膜出流的变截面回转通道内冷气的流动特性。根据肋和气膜孔的结构特点,将通道划分为若干个特征单元。结果表明:与无气膜出流时相比,通道出口段存在气膜出流时其有效压力分布发生了较大的变化,使得整个出口通道的有效压力下降,在气膜孔附近压力下降更为明显。在其他条件不变时,与单元内其他位置的气膜孔相比肋后气膜孔出流量较大。      

供应链管理信息集成框架

在分析传统的分布式计算技术的基础上,提出了基于Web服务的供应链信息集成框架,阐述了跨企业间信息访问的具体方法,说明了基于Web服务的技术优势,解决了供应链管理系统对异构系统的集成要求。     

带肋回转变截面通道内换热特性的实验研究

用实验方法研究了某航空发动机涡轮叶片内部带肋变截面180°回转通道壁面的换热特性,分析了上下面带60°平行斜肋和带60°交叉肋两种分布形式对换热的影响。实验结果表明:通道的努赛尔数随着雷诺数的增加而增大。在低雷诺数下两者的通道平均换热效果是相近的;在高雷诺数下交叉肋通道平均换热效果好于平行斜肋通道。变截面通道的壁面温度分布没有严格的以肋间距为周期的变化规律;交叉肋通道壁面温度沿流体流向的梯度要比平行肋通道的小。     

扰流柱排列形式对层板流阻的影响研究

对进气孔、扰流柱和出气孔个数之比为1∶4∶1和1∶6∶1的2种典型层板冷却结构的流体流阻特性进行了数值分析与试验研究。分析结果表明,在雷诺数相同的情况下,161型层板的流阻较141型层板的小;将计算结果与试验结果进行了比较,二者符合良好。     

高效数控加工技术

近年来,随着飞机性能的不断提升、飞机结构件日趋复杂化、大型化,对于相应的数控加工设备和技术提出了新的更高的要求。如何提高数控设备的效率、完善加工工艺已成为业界普遍关心的话题。本期