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121.
122.
在风浪槽中进行水气动量交换实验,测量了不同风速和风区下的波浪及空气湍流流场。测量数据表明水面上风速分布符合对数律,水气界面附近在小范围的动量交换常通量层。阻力系数CD随风速增加线性增长,随波龄增加而减小。这一趋向与理论分析及外海帝测结果一致。对风浪发展过程中波浪和空气湍流谱结构的分析证明了水气运动的耦合关系。 相似文献
123.
为了探索航空发动机高压涡轮外环非定常气膜冷却性能的影响因素及其作用规律,对叶片高速旋转作用下某航空发动
机高压涡轮外环的非定常气膜冷却过程进行了3维数值模拟。应用滑移网格技术实现了涡轮叶片与涡轮外环壁面之间的相对运
动以及转子与静子之间干涉作用的模拟;分析了叶片的旋转作用、吹风比、气膜射流方向、气膜轴向射流角度等因素对高压涡轮外
环非定常气膜冷却性能的影响规律。结果表明:在高吹风比下应防止叶片前缘上游气膜孔冷却裕度不足现象的发生;逆向排布的
气膜孔更适合在高吹风比下使用;当气膜入射角由45°减小为30°时,外环面平均气膜冷却效率时均值增大18.54%,显著提高了涡
轮外环冷却的冷气利用效率。 相似文献
124.
涡轮叶片辐射热冲击疲劳试验应力温度场模拟仿真 总被引:1,自引:1,他引:1
针对传统热冲击试验中大梯度热环境模拟难以实现的问题,采用虚拟试验技术,对基于石英灯辐射加热方式实现叶片热冲击疲劳特性试验的热环境进行模拟。以航空发动机涡轮叶片目标温度场分布为基准,模拟单纯石英灯辐射加热以及石英灯辐射结合内膜气流冷却这2种热环境状态。模拟结果表明:在辐射加热的同时引入内膜气流冷却后,模拟温度场与目标温度场分布更为接近,能够准确模拟涡轮叶片结构上沿厚度和叶弦方向的温度梯度以及结构内的热应力,从而保证热冲击疲劳试验方法的有效性。 相似文献
125.
气膜孔内局部堵塞对气膜冷却特性的影响 总被引:2,自引:0,他引:2
在吹风比为0.3~1.5,堵塞比为0.1~0.5范围内,对平板上单排倾斜气膜孔内局部堵塞所引起的冷气射流流动和冷却特性变化进行了数值研究,分析了堵塞比、堵塞位置和吹风比对绝热气膜冷却效率的影响.在研究参数范围内的研究结果表明:气膜孔出口端前缘的局部堵塞有利于抑制肾形涡,对气膜孔下游的绝热气膜冷却效率有改善作用,并且随着堵塞比和吹风比的增加,对冷却效果的改善越为明显.而在气膜孔出口端尾缘或侧边的堵塞则在较大的堵塞比下削弱气膜冷却效果.相对于气膜孔出气端的局部堵塞,在气膜孔进气端和中部的堵塞对绝热气膜冷却效率的影响要微弱得多. 相似文献
126.
肋角度对气膜冷却特性的影响 总被引:1,自引:0,他引:1
在光滑二次流通道的基础上,分析对比了两种带肋通道(135°肋和45°肋)对气膜冷却特性的影响.采用瞬态液晶测试技术获得了气膜孔下游表面传热系数比与气膜冷却效率分布.使用Fluent软件RANS数值方法对相应结构进行了数值模拟,并使用了realizable k-ε湍流模型.光滑二次流通道模型中,气膜孔内流线呈螺旋状分布,导致较大的孔内速度分离与流动损失.冷气射流分成两部分,其中一股形成一对偏斜的对转涡.135°肋结构中,二次流通道上部分的旋转涡为顺时针方向,使得气流易于流入气膜孔,气膜孔内流线呈直线分布.45°肋结构中,二次流通道上部分旋转涡为逆时针方向,增强了气膜孔内旋转涡.45°肋结构中冷气流入气膜孔之后的流动结构与光滑二次流通道结构相似.135°肋结构气膜冷却效率最大而表面传热系数比最低. 相似文献
127.
128.
《燃气涡轮试验与研究》2013,(3):21-28
对冷气掺混数值模拟中的计算网格、湍流模型、射流边界条件等影响精度的若干问题进行分析。在吹风比0.5下,对不同网格分布、湍流模型、射流边界条件进行数值模拟,所得结果与Ajersch的实验结果进行对比。结果表明,出口下游的网格分布可适当稀疏以减少计算量;在所研究的几种湍流模型中,k-ε模型所得结果与实验结果吻合得最好;考虑射流通道内流动能提高精度,在射流出口给定流场分布也可保证计算结果的精度。 相似文献
129.
介绍了一种带管槽的静子叶片的强度,振动分析方法。该方法是通过改变单元的材料特性,用较简单的几何模型模拟较复杂的几何模型,来进行强度,振动分析,大大减沲前处理的时间,提高了工人效率。 相似文献
130.