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511.
叶片前缘有气膜孔的冲击冷却研究 总被引:3,自引:1,他引:3
为了确定涡轮叶片前缘阵列射流冲击到穿孔靶面的传热特性,本文采用六个放大比例的模型,进行了一系列的实验研究。在广泛的实际有兴趣的参数组合范围内,分别对各种模型,获得了压力损失和N_u数与射流雷诺数的关系式。这些组合参数包括:射流雷诺数,叶片前缘曲率半径与孔径的比,射孔间距与孔径的比以及射流冲击间隙与孔径的比。并利用实验数据,分析了各项几何参数的影响。 相似文献
512.
513.
514.
采用压敏漆(PSP)测量技术研究了尾迹对涡轮动叶气膜冷却效率的影响,测试叶片带有11排圆柱形气膜孔。获得了不同质量流量比和尾迹斯特劳哈尔数(Sr=0,0.12,0.36)条件下全表面气膜冷却效率分布的试验数据,结果表明:随着尾迹Sr数的增加,叶片前缘区域径向平均气膜冷却效率最大降低幅度达36.5%,吸力面径向平均气膜冷却效率最大降低幅度达53.5%,压力面径向平均气膜冷却效率最大降低幅度达24.2%;尾迹对前缘和吸力面气膜冷却效率的影响大于压力面;随着质量流量比增加,尾迹的影响减小;在进行涡轮动叶表面气膜冷却结构设计时,不考虑尾迹效应会增加设计风险。 相似文献
515.
火焰筒多斜孔冷却方式壁温梯度和冷却效率试验 总被引:4,自引:0,他引:4
针对高温升燃烧室以延长其火焰筒使用寿命为目的,实验研究了多斜孔冷却方式孔排列方式、壁厚与孔径比h/d以及无量纲参数PS/d2对主燃烧室采用多斜孔冷却方式的火焰筒壁温梯度和冷却效率的影响.实验中冷却气为常温常压,主流速度ug≈20 m/s,多斜孔内气流与主流速度比约为0.66,主流与冷却气温度比约为1.2.实验结果表明:长菱形多斜孔实验板比正菱形实验板壁温梯度小、冷却效率高;减小h/d或者增大PS/d2都可以降低壁温梯度,但同时冷却效率也会降低. 相似文献
516.
517.
双扇形孔气膜冷却效率的研究 总被引:1,自引:0,他引:1
对平板表面的双扇形孔排气膜冷却特性进行了研究,包括孔节距、动量比和主流湍流度对气膜冷却效率的影响.气膜孔的直径为d,气膜孔与主流方向的夹角为45°.孔节距有2d,3d和4d,动量比有1,2和4,主流湍流度有0.4%和8%.结果表明,气膜冷却效率随孔节距增大而降低;孔节距为2d时,动量比增大会引起气膜冷却效率显著增加;孔节距为4d时,气膜冷却效率受动量比的影响相对较小;在孔节距及动量比均较大时,主流湍流度的增大会导致气膜冷却效率较为明显的下降. 相似文献
518.
冲击粗糙壁面复合冷却实验研究 总被引:3,自引:3,他引:0
对有初始横流的冲击粗糙壁面复合冷却技术进行了实验研究。由以往研究可知,影响换热效果的因素很多,主要可分为流动参数和几何参数。本文主要通过实验以了解各种流动参数、几何参数对换热特性的影响规律,并对其结构设计提出有价值的参考意见。 相似文献
519.
520.
凭借其独特的优势,蒸发循环制冷系统在民用航空器上的应用越来越广泛.但该系统容易出现泄漏,在可靠性方面存在不足,维护也较为复杂.本文在对该系统各部件特点深入了解的基础上,对各个工作环节提出有针对性的维护建议,可以切实提高系统的维护质量,增加其运行可靠性. 相似文献