空间薄膜阵面结构褶皱分析

薄膜褶皱是空间薄膜阵面形面误差主要因素,其制约阵面技术性能参数。首先,基于ABAQUS软件,建立薄膜褶皱数值仿真过程和方法;对正方形薄膜阵面进行了褶皱数值模拟分析,包括分析模型和参数分析,考虑了预应力值、膜边形式（膜边、索边、卡框边）、粘结缝及粘结缝模拟方法、剪应力值对阵面褶皱的影响,取得了阵面褶皱参数特征和规律。论文方法和结论对薄膜阵面结构设计研发具有参考价值。
     

排气液化循环发动机推力室性能计算研究

用双流管方法分析了液膜对排气液化循环发动机推力室性能的影响。推导了发动机壁面的修正方法,给出了主燃烧区参数、边区流管参数与壁面修正、中心流管性能与双流管性能的计算模型。研究结果表明:液膜冷却会导致少量的性能损失;与常规一维流动不同,双流管的壁面修正不可忽略。     

降雨条件下翼型的气动特性

采用计算流体力学方法对降雨条件下翼型的气动特性进行了研究.通过求解定常可压的Navier-Stokes方程来计算流场,采用拉格朗日法对流场中的雨滴轨迹进行了模拟跟踪,得到了翼型表面的雨滴收集率;建立了水膜层数学模型,并假定水膜层沿着翼型表面的法向方向增长,预测了降雨引起的翼型外形的变化,并得到了水膜层表面的粗糙度高度;采用k-ωSST(shear-stress transport)两方程湍流模型结合增强的壁面函数,研究了降雨对翼型气动特性的影响.结果表明,在低迎角范围内,降雨对翼型的升力系数和阻力系数影响很小;当达到失速迎角后,降雨会引起上翼面边界层气流的提前分离,造成翼型气动性能的严重损失.      

环形级间驻涡燃烧室壁温分布试验

通过对环形驻涡燃烧室进行壁温分布试验研究,可以考察燃烧室的冷却和进气结构是否存在问题,为后续的燃烧室强度计算提供依据.试验结果表明,各工况条件下燃烧室的壁温均未超过材料的上限值,燃烧室可以长期正常工作;燃烧室的最高壁温出现在凹腔前壁面下部或凹腔上壁面中部;燃烧室壁温受主流气量、凹腔进气量、供油量的影响较大,受蒸发管蒸发用气温度的影响较小.      

旋转对带斜肋和双排孔通道孔流量系数影响

为了获得工作叶片内部通道布置斜肋情况下的气膜孔流量系数,利用商业软件对带60°肋和双排气膜孔出流的旋转矩形通道内的流场进行了数值模拟.通道入口雷诺为数60 000,罗斯贝数为0,0.11,0.22,气膜孔总出流比0.22.通道静止时,计算结果与实验数据符合较好,左侧孔和右侧孔的流量系数差别不大.通道顺时针旋转时,两个孔的平均流量系数增加90%左右,左侧孔流量系数是右侧孔流量系数的4～5倍.通道逆时针旋转时,两个孔的平均流量系数减小10%左右,左侧孔和右侧孔流量系数基本相同.      

Numerical simulation on a film-cooled rotating model with 30° injection holes

The flow and heat transfer characteristics were numerically investigated on a film cooling model under different rotating operating conditions.The computational model was originated from the mid-span section of a typical turbine rotor with two rows of 14 staggered injection holes angled 30° both on the suction surface and pressure surface,and the flow through the coolant plenum and all the hole-pipes were resolved as a part of the computational domain by specifying the coolant mass flux in the plenum.The computations primarily focus on under-standing the rotational effect on film cooling performance in mechanism research approach.In the present study,the Reynolds number(Re) based on mainstream velocity and injection hole diameter varied from 1835.5 to 5507.4,and the averaged blowing ratio(M) ranges of 0.5 to 1.5.Results show that the coolant will move on to the high-radius locations near the suction and pressure surfaces due to the strong centrifugal effect,which leads to the decrease in adiabatic effectiveness accordingly.The discharge coefficients(Cd),on the pressure surface,are much higher than that on the suction surface under a given operating condition.In addition,the critical values of angular speed which represent the equilibrium of centrifugal force and Coriolis force near the pressure surface are also presented.      

新型孔结构对气膜冷却效率的影响

通过对不同孔间距模型的气膜冷却现象的流动和换热进行数值计算,得到了不同吹风比下,展向和流向间距对冷却效率的影响规律。研究结果表明,在主流雷诺数为4797,吹风比在0.2~2.0 条件下,(1)展向方向上,存在最佳布局;(2)流向方向上,辅助孔在主孔下游较好;(3)流向方向上,辅助孔在主孔下游的模型受吹风比影响小;并且流向距离的改变,对涡量的量级不发生改变,对涡量的大小和方向影响较大。     

气膜孔结构对涡轮导叶端壁冷却效率的影响研究

对涡轮叶栅端壁上游4种气膜冷却结构模型进行了数值模拟,得出在不同吹风比情况下涡轮叶栅端壁的流动与换热特性。结果表明,无槽气膜孔冷气射流在孔下游与主流相互作用形成1对转动方向相反的耦合涡,主流被卷入耦合涡并冲击到了端壁,使得孔间壁温接近主流温度,气膜冷却效率很低;带槽气膜孔抑制了耦合涡的形成,冷却了孔间端壁,气膜冷却效率较高,而且,随着槽深度的增加,冷气的展向(Y向)宽度逐渐增加,扩大了冷气覆盖区域,提高了端壁气膜冷却效率。     

涡轮叶片尾缘冷却特性数值研究

为了研究不同叶片尾缘结构对气膜冷却效果的影响规律,设计了三种尾缘结构,采用数值模拟的方法分别对其冷却效果进行了研究。研究结果表明:(1)三种尾缘结构的冷却效率沿壁面的分布有很大差异,针对模型Ⅰ,在小吹风比时,冷却效率沿尾缘壁面逐渐减小;而在大吹风比时,冷却效率呈现逐渐升高的趋势;(2)模型Ⅱ和模型Ⅲ的冷却效率沿壁面均呈现逐渐降低的趋势,但二者降低的规律又不相同;(3)在相同壁面位置,模型Ⅲ的冷却效率最高,模型Ⅰ的冷却效率最低,因此可以认为,模型Ⅲ所示的尾缘结构更有利于叶片尾缘的冷却。     

涡轮叶片上收缩-扩张形孔排的全表面气膜冷却特性

为了摸清新型收缩-扩张形孔在涡轮叶片上的气膜冷却特性,采用一种可进行全表面测量的稳态液晶测量技术测量了收缩-扩张形孔排在涡轮叶片模型上的气膜冷却效率分布。研究了基于叶片弦长的主流雷诺数和二次流-主流流量比对冷却效率的影响,并与叶片上圆柱形孔排的气膜冷却效率分布进行了对比。结果表明:受叶栅通道涡作用,两种孔排的射流轨迹在吸力面呈聚敛状;在压力面则呈发散状;但通道涡对收缩-扩张形孔排射流的影响较弱。收缩-扩张形孔排在吸力面和压力面上的气膜覆盖范围和冷却效率都远大于圆柱形孔排,而且收缩-扩张形孔排的冷却效率随流量比的增大而增大;在压力面上,叶片型面结构使得收缩-扩张形孔排以及圆柱形孔排的气膜覆盖效果好于吸力面。在本文的实验雷诺数范围内,主流雷诺数对收缩-扩张形孔排的冷却效率分布特征以及冷却效率数值大小的影响都很小。