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41.
为了评估民机低速带动力试验时进排气效应的影响,选取大涵道比发动机涡轮动力模拟器(TPS)短舱和真实发动机短舱作为研究对象,采用数值模拟方法对其起飞、进近状态的低速气动特性进行对比分析。结果表明:由于TPS流量低于真实发动机需求,其唇口、外罩流场特征和真实发动机短舱有所不同,阻力特性也有差别;在进气道处于亚临界状态时,TPS短舱阻力系数比真实短舱大了约1.7个阻力单位,又由于唇口当地气流攻角更大,使得TPS短舱失速攻角相对降低了约1.0°;当进气道工作于超临界状态时,TPS短舱虽然也可以反映真实短舱的流动特性,但由于捕获流管收缩情况和气流驻点随攻角的变化,使得在0°~20°攻角时TPS短舱的阻力系数高于真实短舱,而在20°~30°攻角时其阻力系数略低,差量最大约为1.8个阻力单位。对于研究的大涵道比发动机,未经唇口及外罩修正的TPS短舱其低速气动特性基本可以反映真实进排气效应的影响,但在气动特性分析中可以考虑进一步修正进气效应的影响。 相似文献
42.
43.
为了研究当量比、值班燃料量和压力对燃气轮机燃烧室预混喷嘴排放指标的影响,在环境压力下按照等速模化原理进行了燃烧室预混喷嘴的燃烧试验,基于化学反应网络法构建了污染物预测模型,开展了试验和数值对比研究。结果表明:在带值班燃料的情况下该预混喷嘴当量比φ在0.35~0.5时可满足国标排放要求,但是值班燃料量增大会使NO_x排放升高;在φ0.4时,压力对纯预混燃烧NO_x生成无影响,φ0.4时,NO_x会随压力升高而增多;带有值班燃料的预混燃烧时,NO_x对压力变化敏感,压力升高导致NO_x增多;该预混喷嘴混合性能对空气流速不敏感、燃料兼容性强,排放达标当量比范围宽,经进一步设计开发后有潜力应用于燃气轮机低排放燃烧室中。该化学反应器网络模型依赖经验较少,当值班燃料比例≤0.17时,对污染物预测与试验数据符合较好。 相似文献
44.
为探究吸力面凹坑和凸起结构对涡轮叶片尾缘气膜冷却特性的影响,在吹风比M=1.1时(雷诺数Re=2.5×10~5),采用数值模拟方法,通过在叶片尾缘吸力面上加入凹坑或凸起,对涡轮叶片尾缘的冷却性能和流动机理进行了详细分析。结果表明:与原始结构相比,叶片尾缘凹坑和凸起结构提高了劈缝出口下游远距离端X/H6 (H为劈缝宽度,为4.8mm)区域气膜冷却效率,对下游的X/H6区域气膜冷却效率影响较小;三种叶片尾缘结构,沿着流向方向会产生由二维展向涡到发卡涡,再到流向涡的变化过程,凹坑和凸起结构通过抑制流体的扰动,改变流体流动情况,提高了劈缝出口下游远距离端气膜冷却效率。 相似文献
45.
为了研究流动参数对涡轮导向叶片综合冷却效率的影响,采用红外热像仪对叶片表面的温度分布进行了测量,得到了叶片的综合冷却效率随流量比、温比、主流进口雷诺数和湍流度的变化规律。实验过程中,次流与主流的流量比分别为0.15,0.18,0.20,0.22和0.24;主次流温比分别为1.4,1.7,1.93和2.2;主流进口雷诺数分别为1.0×10~5,1.1×10~5,1.2×10~5,1.3×10~5和1.4×10~5;主流进口湍流度分别为0.506%,8.156%,14.92%。结果表明,综合冷却效率在前缘处最低,沿流向逐渐升高;增大流量比会显著提高叶片的综合冷却效率,在温比为1.93时,流量比由0.15增大至0.24,综合冷却效率平均增加29.3%;温比和主流进口湍流度的增大均不利于综合冷却效率的提升,流量比为0.20时,温比由1.4增大至2.2,综合冷却效率平均下降46.5%,湍流度由0.506%增大至14.92%,综合冷却效率平均降低15.5%;主流进口雷诺数对叶片综合冷却效率的影响很小。 相似文献
46.
先进铝化物涂层制备技术进展 总被引:1,自引:0,他引:1
铝化物涂层是现役发动机热端部件高温氧化防护的主要手段。未来,高性能铝化物涂层仍是发展先进发动机所必需的技术。传统基于化学气相的制备方法不仅污染环境,腐蚀设备,效率低下,更重要的是难以有效制备高性能铝化物涂层。高效"绿色"化将是先进铝化物涂层制备技术的发展趋势。近年通过利用机械能辅助的策略获得了高效制备铝化物涂层的方法。另外,利用真空物理气相沉积加高温扩散的策略,"绿色"制备高性能铝化物涂层的研究也进展显著。结合上述两种策略,利用真空等离子辐照形成的离子撞击能,可高效、"绿色"地制备铝化物涂层,为高性能铝化物涂层的制备提供了一种新的有效途径。 相似文献
47.
48.
49.
带有微尘的空气进入航空发动机,极易在涡轮叶片内冷通道发生沉积。为探究微尘沉积形貌对涡轮叶片内冷通道换热特性的影响,选取冲击气膜冷却结构,基于微尘沉积实验结果,构造微尘沉积形貌,由锥状突起和环状突起组成,通过数值模拟获得不同射流雷诺数下冲击靶面努塞尔数Nu。研究结果表明,冲击靶面微尘沉积层的出现,将大幅降低浸润面积平均努塞尔数Nuwetted,而对映射面积平均努塞尔数Nuavg影响较小;冲击驻点周围的高换热区范围减少;相邻冲击孔中点附近的高换热区努塞尔数Nu增大;此外,射流雷诺数的增大整体上提高了冲击靶面的换热强度。由于锥状突起和环状突起的扰动作用, 壁面附近回流涡增多, 使得冲击靶面大部分区域温度边界层厚度增加,因此换热性能降低。 相似文献
50.
高速飞行器用射流预冷却涡轮基发动机性能模拟 总被引:2,自引:0,他引:2
根据预冷却涡轮基发动机的工作机理,建立了考虑变比热的计算预冷却涡轮基发动机性能的数学模型,编制了相应的计算软件;并以某小型涡喷发动机为例,沿飞行轨迹计算分析了射流预冷却对发动机性能的影响。从计算结果可以看出,采用喷流预冷却方式,可以大大扩展常规涡轮喷气发动机的工作范围,能够满足高速飞行器或两级入轨飞行器第一级动力装置的要求。 相似文献