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951.
用RSM模型对有、无冲击气膜出流冷气侧气膜孔局部换热特性进行了数值研究。取气膜孔前后3倍气膜孔径范围为研究对象。在无冲击射流时,通过改变来流雷诺数、气膜出流与横流密流比,对气膜孔的“溢流效应”进行了研究。研究发现,气膜孔局部的换热均随两者的增加而增强。将实验结果和计算结果进行了比较,趋势吻合。在有冲击射流时,着重研究了流动和几何参数对气膜孔局部换热特性的影响,分析了“冲击-气膜出流”局部换热特性规律。 相似文献
952.
一维、稳态、非热平衡发汗冷却的解析解研究 总被引:3,自引:1,他引:3
为了研究热平衡假设给求解发汗冷却问题带来的误差,同时避免非热平衡能量方程求解中边界条件提法上的争议,对一维、稳态、非热平衡发汗冷却数学模型进行了简化。通过忽略冷却介质流体在微孔流动中的热传导作用,得到了发汗冷却问题的解析解。利用解析解,讨论了热平衡与非热平衡的变化趋势以及影响热平衡的关键参数,并在此基础上,提出一个定量的热平衡假设使用准则。通过分析多孔材料骨架温度的变化趋势,研究了影响发汗冷却效率的因素。 相似文献
953.
954.
955.
956.
致密孔阵气膜冷却绝热温比和对流换热系数的数值研究 总被引:6,自引:2,他引:6
采用数值模拟方法研究了气膜孔叉排方式下孔间距和吹风比对致密孔阵气膜冷却绝热温比和对流换热系数的影响.结果表明:减小相邻孔间距与孔径比或增加吹风比,平均壁面温度就越低,且温度分布更为均匀,绝热温比提高,热侧壁面平均换热系数也随之增大;相对于增加气膜孔阵的密集程度而言,吹风比的增加所带来的绝热温比改善和对流换热系数增加幅度略有减弱.特别是当吹风比大于1以后,吹风比的影响程度比较微弱. 相似文献
957.
圆直管中离散孔超声速气膜冷却实验 总被引:1,自引:1,他引:1
以圆直管中的超声速高温燃气为主流,以常温氮气为气膜介质,用实验的方法研究了离散孔超声速气膜冷却规律,主流马赫数为2,射流马赫数分别为1,2,3.结果表明:射流流量是影响离散孔气膜冷却效果的最主要因素,提高吹风比或者增大孔径,都能显著提高气膜冷却效率;在实验工况下,冷却效率与吹风比和孔径的关系可以总结成实验关联式;射流喉部直径相同、流量相同情况下,射流马赫数对气膜冷却效果影响不大;在气膜孔附近,入射角为30°的射流比切向入射时的冷却效果差,在下流远离气膜孔位置,入射角为30°的射流冷却效果优于切向入射时. 相似文献
958.
采用有限体积流固耦合计算方法、非线性有限元热结构耦合分析方法和局部应变法研究大面积比铣槽喷管三维再生冷却槽道在循环工作条件下的热结构变形与低周疲劳寿命,并对比分析了冷却剂质量流量与入口温度对铣槽喷管疲劳使用寿命的影响.计算结果表明,铣槽喷管热结构响应呈现复杂的三维效应,应变较大位置主要分布在与肋连接的内衬区域,喷管中部的残余应变量最大;冷却槽道低周疲劳寿命分布和热结构响应基本一致,最小寿命位于喷管中部与肋相连的内衬区域燃气侧;随冷却剂质量流量增加,铣槽喷管低周疲劳寿命不断提高;随冷却剂入口温度增加喷管尾部低周疲劳寿命值不断降低,而喷管中前部的低周疲劳寿命值却不断提高,当冷却剂入口温度为280K左右时,本文的铣槽喷管总体使用寿命达到最大. 相似文献
959.
管壳式燃滑油散热器换热特性直接影响航空发动机滑油系统的散热冷却能力,对滑油系统的热平衡建立至关重要。为了更准确地进行滑油系统热分析计算,优化滑油系统设计,必须掌握更为精确的燃滑油散热器换热特性的计算方法。在对散热器壳程的复杂流动进行分析的基础上,分别采用Kern法、Bell-Delaware法和分段模拟法计算换热特性,并通过试验结果验证计算准确度,经对比表明,将壳程换热按流动特性进行分段模拟计算的方法具有更高的准确度,满足滑油系统设计需要。 相似文献
960.
对液体火箭发动机燃烧室液膜-再生复合冷却进行了数值计算,针对液膜-燃气流场区多组分、轴对称Navier-Stokes(N-S)方程和再生冷却区单组分N-S方程进行求解,并使用k-ε方程求解湍流流动.对文献中的某液氧/煤油火箭发动机燃烧室进行了数值模拟,该模型的计算结果能够与文献中的计算结果较好地吻合.计算结果表明:①液膜-再生复合冷却能有效地减少壁面热流密度和降低壁面温度,且其形成的冷气边区覆盖了整个燃烧室及喷管壁面;②再生冷却液入口质量流量越大,复合冷却作用越明显,壁面温度越低;③随再生冷却液质量流量的不同其温升在450~600K之间,且质量流量越大,再生冷却液的温升越小.④壁面煤油的质量分数不断下降,在喷管出口壁面处达到最低值,但含有煤油的区域不断变大. 相似文献