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831.
一种涡轮排气蜗壳的优化设计 总被引:1,自引:0,他引:1
为了改善涡轮排气蜗壳的排气效果,选取一种箱式蜗壳为原始计算模型,通过数值模拟研究了该排气蜗壳的气动性能,揭示了蜗壳内部流动损失的主要来源,在不改变其几何尺寸的前提下,提出了一种蜗壳的分流层改型设计,并与两种一般改型方式的效果作比较.数值计算结果表明:在设计工况下,分流层改型设计可使排气蜗壳的总压损失系数最多降低32.12%,静叶恢复系数最多提高48.73%,其效果好于扩压结构弧线改型,但弱于蜗壳壁面轮廓型线改型,在此基础上揭示了分流层设计改善蜗壳气动性能的机理. 相似文献
832.
连续均匀热气流中液核/袋状破碎特性实验 总被引:1,自引:1,他引:0
为了获得热气流中单液滴液核/袋状破碎特性,采用高速摄像机对液滴变形、破碎过程进行了捕获.实验设计工况下所得结果表明:①液核/袋状破碎过程是液滴中液体流动与外界气动力共同作用下发生的,可以分为伞形破碎与勺形破碎;②液滴初始直径减小、气流温度增加,都可以降低液滴发生液核/袋状破碎所需最小气动力;③液滴破碎特征时间,随气动力增加呈负增长变化趋势,其值与变化梯度都随液滴初始直径增加而增大;④子液滴质量分数随气动力增加而增加,且随液滴初始直径增加而减小;⑤子液滴群质量分数的空间离散度都随气动力增加而增加. 相似文献
833.
针对光线通过复杂流场时产生的光传输效应问题,提出了基于背景纹影技术的复杂折射率场测量方法,给出了根据粒子图像偏移量求解折射率场分布的计算方法和推导过程,并对该方法的分辨率与灵敏度进行了理论分析。在此基础上,对火焰上方折射率场的分布进行了实验测量,利用粒子图像测量(PIV)技术对实验图像进行处理。结果表明:实验测量得到的空气折射率最大值为100029,最小值为100009,测量有效值小于00001。表明该方法具有较高的测量精度,能够有效实现复杂折射率场的实时精确测量。 相似文献
834.
835.
836.
姜新颖李建中陈国智申晓华 《南京航空航天大学学报》2017,49(3):352-360
为了研究高温升直流燃烧室燃烧特性,建立了带三级涡流器的高温升直流燃烧室物理模型,采用稳态雷诺平均N-S方程的化学反应流数值模拟的方法,开展Ⅱ、Ⅲ级径向涡流器旋向、主燃孔和掺混孔特征参数对高温升直流燃烧室的流场及燃烧特性的影响研究。涡流器能够实现火焰筒头部回流区的产生,同时实现主油路燃油的气动雾化和掺混。主燃孔的射流影响回流区的结构,同时主燃孔射流部分进入主燃区,能够保证主燃区的油气比。掺混孔的射流轨迹影响掺混区的流场和出口温度分布。10种方案燃烧室的温升和总压损失系数均达到设计要求,Mode-1-tx、Mode-3、Mode-3-tx、Mode-4-tx四种方案燃烧室周向温度分布系数(Overall temperature distribution factor,OTDF)达标,而径向温度分布系数(Radial temperature distribution factor,RTDF)略高于设计指标,Mode-5-tx方案燃烧室出口温度系数OTDF=0.178和RTDF=0.061均达标,燃烧室出口温度分布品质较好。 相似文献
837.
扇翼气动特性试验研究 总被引:1,自引:0,他引:1
杜思亮唐荣培唐正飞 《南京航空航天大学学报》2017,49(3):403-410
通过对扇翼飞行器采用风洞试验的方法,研究横流风扇在不同风扇转速、来流速度、迎角、前缘开口角和叶片安装角下的升力、阻力和需用功率,得到相关的试验数据,并进行了处理分析。结果表明:风扇转速是影响扇翼升推力的主要因素,不同迎角和来流速度下扇翼的气动特性也不相同,前缘开口角和叶片安装角对扇翼的气动特性影响也比较大。本试验进一步验证了扇翼的工作原理以及获得控制扇翼飞行器升推力的方法,为大尺寸扇翼无人机的设计制作提供技术支撑。 相似文献
838.
839.
考虑可压缩与热传导的壁面函数边界条件及其应用 总被引:4,自引:0,他引:4
考虑到可压缩和热传导效应的壁面函数边界条件,被耦合到了采用k-ω两方程湍流模型、用有限体积法求解N-S方程的程序中。壁面函数基于耦合的速度和温度型,并且在边界层内的粘性子区和对数区内一致有效。引入壁面函数边界条件后,通过算例验证在y <100的范围内,得到的物面压力、摩阻、热流与实验结果比较,结果可靠。而无壁面函数边界条件时,要得到相同精度的结果,要求y ≈1。壁面函数的引入,为工程上准确预测飞行器在湍流流动中表面受力与气动热提供了保障。 相似文献
840.