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为了改善发动机整流支板凹腔防冰结构热气射流冲击换热效果,在常规圆形射流孔上采取了突片激励,通过三维内外流耦合数值模拟的方法研究了突片数量、突片穿透比(l/d)以及射流冲击间距(H/d)对楔形凹腔表面换热的影响。研究结果表明:突片能够提高射流核心区的速度和湍流动能,使得冲击换热效果增强;相对于圆形射流孔,4-tabs,6-tabs和8-tabs所对应的的楔形凹腔表面温度和Nu数分别提高了1.2K,2.3K,2.8K和17%,28%,33%;凹腔表面温度随着突片穿透比的增大而有所提高;射流冲击间距(H/d)对凹腔内部对流换热有很大的影响,无突片激励作用时,H/d=6的凹腔表面最高温度和Nu数比H/d=12提高了7.2K和67%;在突片激励作用下,H/d=6时的凹腔表面最高温度和Nu数分别比H/d=12时提高了8.5K和90%。突片数量和突片穿透比的增大都会引起次流总压损失的增加。 相似文献
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本文用一种高分辨率、无波动有限元法对三维空腔绕流进行了数值模拟。从计算结果中可以清晰地看到激波的移动,剪切层的波动,旋涡的变化和三维分离,其流场分辨率是令人满意的。 相似文献
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针对典型弹性空腔声振耦合高速风洞试验问题,基于风洞试验相似原理,以典型弹性空腔为实例,采用量纲分析法建立了完全几何相似模型固有频率和频率响应的相似关系;结合结构有限元理论,通过引入完全几何相似模型作为过渡模型,建立了厚度畸变缩比模型固有频率和频率响应的相似关系;开展了缩比弹性空腔模型的固有频率及动力学响应的数值仿真。根据缩比模型的计算结果,利用已建立的相似关系对全尺寸模型的动力学响应进行预测,结果表明:预测响应曲线与实际计算结果曲线基本重合,验证了提出的缩比空腔模型固有频率及频响相似关系的可行性,为基于动力学相似的缩比弹性空腔风洞试验模型设计和声振耦合试验提供理论指导,且该相似关系的分析方法可推广应用于复杂外形薄壁结构的动力学相似关系建立中。 相似文献
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为研究侧向冲击入流对于涡轮转子叶片内部冷却结构的影响,针对带侧向冲击入流的叶片尾缘简化的楔形通道开展实验研究。实验采用铜块加热法,在Re=5×10~3~1×10~4和Ro=0~0.54内实验研究了通道内展向及流向的换热特性。结果表明,静止下的侧向入流冲击导致通道中部和内侧区域换热显著强于外侧区域,而旋转导致展向换热差异增大。通道中段局部换热随旋转数增大呈现典型的先减弱后增大的趋势,且对应最低换热水平的临界旋转数随着径向沿程的增大而减小。相比静止通道,旋转通道内的平均换热水平最大下降15%左右(Ro≈0.15),最高相比强化20%左右(Ro≈0.55)。 相似文献
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88.
数值模拟有外挂物的空腔流动 总被引:3,自引:0,他引:3
数值模拟了有外挂物存在的开式空腔的超音速流动。数值计算采用全隐式无分裂方法,湍流模型采用修正的B-L代数模型。研究了有外挂物存在的空腔流动的剪切层自持性振荡,并与无外挂物存在时的现象进行类比。压强与时间的变化曲线、空腔底部流向的静压系数分布以及空腔后壁面法向的静压系数分布表明,空腔内的压力脉动与外挂物所处位置是有关的。对于Rossiter振荡模态,数值计算结果能够与实验结果相吻合。 相似文献
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90.
采用非定常雷诺平均Navier-Stokes(URANS)方法计算了18%双圆弧翼型的跨声速抖振特性,分析了翼面激波振荡及流场结构演化的特点,研究了在翼型表面开通气空腔抑制跨声速抖振的可行性,对空腔深度、开缝数目对激波振荡的抑制效果进行了对比分析。计算发现,18%双圆弧翼型的跨声速激波自激振荡只有向前的运动,没有向后的运动,开缝空腔能够抑制翼型跨声速抖振,但对抖振频率影响不大;空腔深度大,抑制效果好,但空腔深度变化对振荡频率影响不大;开2、3、4个槽缝抑制抖振的效果差别不大,开缝数量对抖振频率影响不大。 相似文献