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直径比对冲击气膜组合冷却流动与换热的影响 总被引:1,自引:0,他引:1
通过数值模拟,研究了涡轮叶片弦中区所采用的新型双层腔冷却结构的冷却特性,系统分析了冲击气膜组合冷却的流动与换热特性,讨论了冷气进口雷诺数Re、吹风比M以及气膜孔与冲击孔的直径比D/d对组合冷却效果的影响。计算参数范围是:冷气进口雷诺数Re=2 000~5 000,吹风比M=0.6~2.0。计算结果表明, 冷气进口Re,M以及D/d对双层腔结构冷却效果的影响非常明显,在计算范围内:(1)Re和M越高,冷却效果越好;(2)当冲击孔直径一定时,增加气膜孔的直径,冷却效果会随之增加;(3)当冲击孔直径一定时,增加气膜孔的直径,流阻系数会随之减小。 相似文献
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287.
肋角度和出流孔位置对流动特性的影响 总被引:1,自引:1,他引:1
针对带肋和双排出流孔通道,研究了肋角度和出流孔位置对流量系数分布和总压系数分布的影响.研究的肋角度为60°,90°和120°.出流孔分别位于相邻两肋之间距前肋1/4肋距、两肋中间、距后肋1/4肋距.研究表明:不同的肋角度和出流孔位置不改变流量系数和总压系数沿流向的分布规律;流量系数随肋角度增大而增大;60°和120°肋通道中总压系数绝对值接近且小于90°肋通道中的绝对值;两肋之间,出流孔位置靠近下游,将使流量系数增大,总压系数绝对值增大. 相似文献
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某高超飞行器流道冷流特征及气动力特性研究 总被引:5,自引:0,他引:5
对一种类似于X-43A的吸气式高超声速一体化构形全流道开展了风洞实验和数值模拟研究,分析了不同来流总压、飞行攻角以来流Ma数下全流道的流场结构和气动力特性.研究结果表明:(1)飞行攻角对全流道的流动结构和升力系数有着显著影响,但阻力系数的影响并不明显;(2) 研究范围内来流马赫数的变化对全流道的流动结构和全机气动力特性有着一定影响;(3) 前体横截面上存在显著的展向压强梯度,使得经过预压缩的气流偏离了进气道进口,但同时也减少了进入内通道的边界层气流,提高了进口流场的品质. 相似文献
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