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公司外贸产品法国SNECMA涡轮盘试制过程中出现榫槽表面拉削波纹,通过工艺分析找出了产生波纹的原因,并有针对性地改进了工艺及夹具,消除了榫槽表面拉削波纹,使涡轮盘表面质量达到了技术要求。 相似文献
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为了分析缝槽平板振动气膜冷却传热规律,采用基于Reynolds Averaged Navier-Stokes(RANS)和Detached-Eddy Simulation(DES)的CFD动网格仿真分析方法,研究了不同振动频率、不同振幅、不同吹风比及剪切涡结构振动的绝热壁面有效温比。结果表明:(1)在低频(f=100Hz)下,振动有利于提高换热面绝热壁面有效温比;但在高频(f=10kHz)下,振动降低了换热面绝热壁面有效温比。(2)相比频率,振幅对绝热壁面有效温比影响更大;在中频(f=1kHz)下,振动绝热壁面有效温比小于稳态绝热壁面有效温比;不同吹风比(M=0.7,1.2,1.9)对绝热壁面有效温比影响趋势基本一致。(3)相比基于RANS的振动仿真方法,基于DES的振动仿真方法能更详细地模拟混合层剪切涡结构流场信息,能更好地反映剪切涡结构对壁面换热效果的影响。 相似文献
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为探究附面层抽吸对亚声速高负荷扇形扩压叶栅气动性能和流场结构的影响,利用数值方法对叶栅进行了下端壁流向槽附面层抽吸的研究。对比原型和各抽吸方案发现:下端壁附面层的抽吸可以有效抑制下角区低能流体的分离及回流,降低下角区总压损失并提升叶栅近端壁区域的扩压能力,但上角区分离会略有加剧。当抽吸质量流量为原型叶栅质量流量的0.50%时,抽吸槽起始于角区分离点下游附近的抽吸方案(EW2)效果最佳,叶栅整体总压损失降低27.65%,静压比提升8.69%。 相似文献
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采用激光多普勒测速技术对光滑和粗糙槽道湍流特性进行了实验研究。粗糙元为二维横向V型沟槽,沟槽深度为0.8mm,沟槽间距为6.4mm,对应的槽道半高度与沟槽深度比为12.5。基于中线时均速度和槽道半高度的流动雷诺数范围为2740~17400。实验测量了包括时均速度、湍流强度、雷诺切应力和速度脉动偏斜因子和平坦因子在内的湍流统计量,结果表明沟槽型粗糙度对湍流的影响不仅局限于边界层内区,而是延伸到整个边界层范围。粗糙壁面上的粗糙度函数随雷诺数的增大而增大,时均亏损速度也较光滑壁面高。沟槽抑制了内区的流向湍流强度,同时增大了外区的湍流强度。粗糙壁面上的雷诺切应力高于光滑壁面,且与湍流强度一样表现出对雷诺数的依赖性。尽管沟槽型粗糙度对流向平坦因子影响不大,但对流向偏斜因子有显著影响。 相似文献
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为实现空气/煤油燃气发生器的可靠点火和稳定燃烧,采用试验与数值仿真相结合的方法对V槽火焰稳定器应用于燃气发生器时阻塞比和安装位置的选取进行了研究。发现不同阻塞比的火焰稳定器安装于燃气发生器不同位置时局部油气比可以是富油或贫油,甚至出现火焰稳定器一侧为贫油,另一侧为富油的状态。从接近当量比侧向贫油侧的热量和质量传递可以使得贫油侧的火焰稳定性能提高。钝体稳定的空气/煤油部分预混火焰存在“熄火-再点火”过程,其熄火频率为30Hz,高于贫油预混火焰的10Hz。阻塞比约0.6的V槽火焰稳定性能较好,获得了空气/煤油燃气发生器采用钝体稳定火焰时稳定器安装的特征长度范围。 相似文献
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为了掌握折叠V形钝体这一新型火焰稳定器的稳燃机制,采用风洞实验与混合雷诺平均/大涡模拟结合的方法对常压条件下10组不同折叠角的折叠V形钝体火焰稳定器原型进行了冷态实验与热态数值模拟研究。其中冷态实验风速10~50m/s,热态数值模拟工况为进气温度700K、来流速度50~150m/s,当量比0.3~1。通过PIV实验测得了折叠V形钝体回流区冷态流动特征,并结合数值模拟方法研究并讨论了折叠V形钝体绕流尾迹区旋涡特征;通过数值模拟研究了燃烧条件下、折叠V形钝体下游槽向驻涡结构发展变化规律。研究初步探明折叠V形钝体总压恢复系数、阻力系数、抗吹熄能力与燃烧效率优于标准钝体的原因,并发现折叠角角度较小的折叠V形钝体,尾迹中心区域无典型回流区,但仍能通过槽向驻涡结构形成驻涡稳燃速度型,该速度型有利于冷态绕流流速的恢复与热态燃气的加速。 相似文献
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为了研究四喷管运载火箭起飞时火箭周围噪声环境问题,建立燃气/空气双组分的可压缩流动模型,采用2阶Roe格式、SAS(scale-adaptive simulation)湍流模型和声学类比积分法Ffowcs-Williams Hawkings(FW-H)求解三维Navier-Stokes方程。以单机火箭的噪声问题为对象开展数值模拟,并将噪声数值计算结果与试验数据对比,误差在3dB以内(相对误差小于1.6%),验证预测噪声方法的有效性,进而研究四喷管运载火箭起飞阶段采用不同导流槽构型对箭体舱段区域噪声环境的影响,结果表明:在相同噪声接收点处,单侧导流槽对应的总声压级比双侧导流槽大,两者的总声压级(OASPL)之差最大为10.7dB。另外,当采用单侧导流槽时,沿周向接收点的噪声总声压相对单侧导流槽中心截面呈对称分布,而且沿导流出口方向逐渐增大。所建立的噪声数值方法为大推力捆绑运载火箭舱段的噪声环境预测及其控制提供一定参考。 相似文献