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691.
光滑通道内格栅湍流特性实验 总被引:1,自引:0,他引:1
为了更好地模拟实际涡轮叶片内冷通道的流动换热,采用格栅对光滑通道内湍流度进行控制。并通过实验的方法对不同格栅尺寸激发的湍流度进行测量。实验中,在边长为80mm×80mm的方形通道中,放置了3种不同尺寸的格栅,利用热线风速仪,得到了通道雷诺数为5000~30000范围内的格栅后下游湍流特性。研究发现:流体通过该格栅后,气流在流经格栅后较短距离内就获得了4.5%的湍流度,同时湍流度沿程呈现衰减趋势,雷诺数对湍流度的影响较小。湍流积分时间尺度与雷诺数呈负相关的关系。 相似文献
692.
并联TBCC可调进气道并联方案 总被引:1,自引:1,他引:0
对并联涡轮基组合循环(TBCC)可调进气道并联方案进行了归纳分析,提出了一种分类方法和两种并联方案。对4种典型并联方案在马赫数为2.5的模态转换工况进行了稳态仿真分析。结果表明:后开纯内并联方案在模态转换过程中总流量变化很小,其余3种的总流量系数随着涡轮通道的关闭都是逐渐减小的,涡轮通道流量系数逐渐降低,冲压通道升高。4种方案冲压通道流量系数在模态转换过程中均是逐渐升高的,后开纯内并联方案具有最低的冲压通道平均流量系数,变化幅度最大,其余3种方案变化幅度均较小。前开纯外并联和混合式内并联两种方案的涡轮通道出口总压恢复在模态转换过程中呈减小趋势,另外两种方案的总压恢复呈略微增大趋势,其中前开纯外并联平均总压恢复最低,而混合式内并联方案的平均总压恢复最高。 相似文献
693.
部件冷却对二元俯仰矢量排气系统红外特征抑制实验 总被引:3,自引:2,他引:1
实验测试了采用中心锥气膜冷却和喷管冲击-气膜冷却的二元俯仰(2D-CD)矢量排气系统,在几何偏转0,10,20°三种角度下,壁面温度和红外辐射特征分布,并与未冷却状态进行了对比分析。结果表明:前密后疏的气膜孔排布形式可有效减小热侧面高温区域大小。中心锥冷却时,密流比为0.8条件下壁面冷却效率达45%~63%,排气系统尾向±10°范围内红外辐射强度下降20%;但是由于冷气流注入,导致下游壁面(隔热屏、喷管)温度升高,在30°探测方向上红外辐射强度上升15%。喷管冷却时,收敛段(密流比为0.25)冷却效率达19%~33%,扩张段(密流比为0.65)冷却效率达75.5%~83.5%,侧壁段(密流比为0.65)冷却效率达78%~90%,导致在排气系统尾向15°~75°范围内,红外辐射强度下降30%以上,最大降幅达80%(几何偏转20°,宽边探测面30°探测方向)。 相似文献
694.
695.
肋的几何参数对网格式肋化通道的传热与总压损失特性的影响 总被引:3,自引:0,他引:3
通过10个实验模型研究了肋宽与肋间距之比t/p以及肋宽与肋高之比t/e对网格式肋化通道的换热与总压损失的影响。实验模型分为两组:第一组5个45/45模型是由两块肋向角分别为45°与-45°的肋化板形成的;第二组5个45/60模型是由肋向角分别为45°和-60°的两块肋化板形成的。模型的t/e分别为0.25,0.30,0.50,t/p分别为0.25,0.33,0.50。在雷诺数为0.5×105~1.5×105时,t/e=0.30与t/p=0.50的模型换热效果最好,但同时压损也最大。45/45模型与45/60模型的换热效果没有明显的区别,但后者的压损却是前者的近两倍。根据实验数据拟合得到了有关参数的准则关系式。 相似文献
696.
飞机操纵系统特性对机动载荷的影响 总被引:3,自引:0,他引:3
对于飞机操纵系统特性对操纵速率和操纵面运动的作用,给出了一些地面试验、飞行试验数据和计算结果。研究了军用飞机飞行载荷规范(GJB67.2-85)急剧俯仰机动要求的应用。论述了飞机操纵系统特性对机动载荷的重要影响。 相似文献
697.
战斗搜救行动对作战遇险飞行员来说十分重要,由于时效性要求较高,预先规划空中搜索救援空域可为战斗搜救行动提供参考,节约计划制定以及任务准备时间,提高搜救效率和成功率。通过分析空中搜索救援力量典型运用场景,提出将空中搜索救援空域分为三类空域,即为战斗机规划的跳伞区、为救援直升机规划的搜索救援等待区和搜索救援通道。分析三类空域规划的关键问题,将跳伞区和搜索救援等待区规划与选址问题关联研究,将搜索救援通道规划与直升机航路规划问题关联研究,结合选址理论和直升机航路规划研究现状,提出了空中搜索救援空域规划配置的建模思路。 相似文献
698.
钝体俯仰阻尼导数数值计算 总被引:5,自引:2,他引:5
分别采用:(1)Euler方程的谐振摄动法;(2)薄层近似的非定常N-S方程模拟有粘扰动流场两种方法计算了钝体外形的高超声速俯仰阻尼导数。通过计算表明:对于复杂外形,方法(1)适用于零攻角附近的流动计算,而方法(2)考虑了流场的粘性作用,能够应用于一般流态(3<M<20,0<a<20°)的计算。此外,本文发展了文献[6]的动导数转换公式,使之适用于二维转轴情况,并在方法(2)中通过引入“亚迭代”过程提高了非定常流场的计算精度。 相似文献
699.
700.
液体推进剂火箭发动机推力室再生冷却通道三维流动与传热数值计算 总被引:2,自引:3,他引:2
应用湍流模型对液体推进剂火箭发动机再生冷却推力室通道的流动与传热进行了三维数值模拟,冷却工质为氢气,其密度、导热系数、动力粘度随着温度和压力而变化,冷却剂比热容及金属固体物性随着温度而变化。计算采用标准k-ε双方程湍流模型及气-固耦合算法。结果表明:推力室燃气侧壁面的温度和热流密度的最高点均发生在喉部附近,喉部横截面固体区域最大温度梯度靠近燃气,喉部附近氢气在垂直主流方向的截面上产生了二次流。气固耦合面最大热流密度及最大对流换热系数同样位于推力室喉部附近。 相似文献