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62.
航空发动机矢量喷管的冷却结构设计是研究矢量推进技术应用的关键问题之一。针对某偏转20°轴对称矢量喷管隔热屏采用的十种气膜冷却结构,建立基于壁面传热的热平衡方程,采用牛顿-拉斐尔森迭代法得出十种冷却结构下壁面及隔热屏的温度。其中气膜冷却采用有效温比经验公式计算,燃气辐射采用封闭腔净辐射分析法计算,并把本文计算的壁温与文献结果进行对比分析。结果表明:隔热屏对喷管收敛段有很好的冷却作用,采用气膜冷却可显著降低其温度;相对于受隔热屏保护的收敛段而言,喷管扩张段的受热形势较为严峻,温度更高,其冷却有待加强。 相似文献
63.
64.
依据稀颗粒群假定下的双流体简化模型,采用NND和Mac Cormack方法,本文对底部排气弹底减阻性能进行了研究。分析了非平衡气-粒两相流中颗粒相浓度变化对底排弹减阻性能的影响。和实验比较,稀颗粒群条件下的数值研究更接近实际结果。 相似文献
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溢流槽对二元高超声速进气道性能的影响 总被引:4,自引:3,他引:1
首先对澳大利亚HyShot计划进气道模型进行了数值模拟,得到了设计状态及非设计状态下的流场特征,以及进气道性能随来流马赫数的变化规律.根据分析,提出了在二元高超声速进气道内压段开设溢流槽的设计思路,设计了工作马赫数范围为4.0~6.0的二元高超声速进气道,并给出了通过抬高或降低原设计槽口高度得到的两种新的开槽方案进气道的物理模型.通过数值模拟,结果表明:溢流槽有效改善了进气道的性能,拓宽了进气道的工作范围,槽口高度的不同对进气道性能有相当大的影响. 相似文献
68.
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。 相似文献
69.
涡轮叶片吸力面上收敛缝形孔气膜冷却效率的数值研究 总被引:7,自引:0,他引:7
运用RNG湍流模型对叶片吸力面开设收敛缝形孔的冷却特性进行了数值模拟,分析在叶栅通道主流入口雷诺数Re=4×105~6×105和二次流吹风比M=0.5~3.0范围内,沿吸力面3个典型弦向位置处(分别对应叶栅通道喉部上游、喉部和喉部下游)开设收敛缝形孔对气膜冷却效果的影响。计算结果表明:各位置处收敛缝形孔吸力面的冷却效率随着吹风比和主流入口雷诺数的增大而逐渐升高;与圆形孔相比,各位置处收敛缝形孔沿流向的冷却效率均得到有效改善,且在展向上的分布较均匀;在相同的主流入口雷诺数和二次流吹风比下,位于喉部上游位置的收敛缝形孔冷却效率大都高于其他位置。 相似文献
70.
吕善伟 《北京航空航天大学学报》1998,24(2):133-136
把常用的矩形波导一个宽面改成圆弧形构成的波导称为圆突矩形波导.这种波导与扇面波导相比:电性能相当;波导管结构更加简单,容易加工,便于安装.文中给出圆突矩形波导中主模场,圆曲面上纵向槽归一化谐振电导近似公式.设计了C和X波段波导曲面纵向谐振缝隙线阵,缝隙电压相位为同相分布,输入端匹配.实际测量了天线输入端电压驻波比和H面方向图,理论与实验相吻合. 相似文献