Effects of temperature distribution and level on heat transfer on a rotating free disk

In gas turbine engines, with the existence of the intense forced convection and significant buoyancy effects, temperature distribution and level on turbine or compressor disks affect the heat transfer characteristics strongly. In this paper, numerical simulations were performed to analyze these influences for a free disk, with the laminar and turbulent flow respectively. The influences of temperature distribution on the heat transfer were observed by using incompressible cooling air, and temperature profiles of nth order monomial and polynomial were assumed on the disk. The analysis revealed that the heat transfer for two flow states on the free disk is determined by the exponent n of the monomial profile when specifying the rotating Reynolds number; for an arbitrary polynomial profile, the local Nusselt number can be deduced from results of monomial profiles. To study the effects of temperature level on heat transfer singly, monomial profiles were used and the local Nusselt number of compressible and incompressible cooling air were compared.And both for two flow states, the following conclusions could be drawn: the relative difference of local Nusselt number is mainly controlled by nondimensional local temperature difference, and almost independent of the monomial's coefficient C, exponent n and the rotating Reynolds number. Subsequently, a correction method for heat transfer of the free disk is presented and verified computationally, with which the local Nusselt number, obtained with a uniform and low temperature profile, can be revised by arbitrary distribution and high temperature magnitude.      

后掠翼可压缩三维边界层稳定性计算

采用可压缩线化稳定性理论对后掠机翼的层流边界层稳定性进行了计算研究。对三维边界层中三维扰动波的可压缩稳定性方程组特征问题采用相关两步格式求解。与常用的初值法相比,具有不需预估特征值和快速收敛的特点。为得到渐近边界条件的准确表达式,导出了外边界上方程的解析解,这对精确的特征值计算和分析至关重要。为避免出现伪不稳定模态,选择了合适的稳定性方程组形式。最后,通过层流控制机翼和自然层流机翼的算例,研究了后掠翼上典型Tollmien-Schlichting(T-S)型扰动和横流(C-F)扰动稳定性问题,其结果与已有计算结果符合甚好。     

300M钢在门坎值附近疲劳裂纹扩展行为的研究

在实验室空气环境中研究了300M钢等温和油淬状态,五种载荷比下裂纹扩展速率为10~(-7)～10(-3)mm/Cycle的疲劳裂纹扩展行为。着重分析了载荷比和显微结构对门坎值附近裂纹扩展行为的影响。基于在门坎值附近断口表面上所观察到的氧化喾物和沿晶断裂机制,用裂纹闭合和环境效应合理地解释了300M钢在门坎值附近的裂纹扩展特性。     

平片型控制器湍流减阻的数值模拟

本文用数值方法求解了平片型控制器湍流减阻问题。出发方程和湍流模型分别采用部分拋物化的N-S方程和J-K模型。计算从控制器的上游开始,给出了单片装置及并排双片装置等两种典型的减阻结果,并和实验值进行了对比。     

试论资产评估

在改革开放过程中,经济生活中出现了许多新变化,尤其是产权转让过程中的资产评估是一个迫切需要解决的理论问题与实际问题。本文着重讨论资产评估的五个问题:资产评估的性质与内涵、资产评估的理论基础、资产评估的标准、资产评估的方法以及资产评估机构的设置。     

自由流单位Re数对边界层转捩的影响

利用激波管实验原理和实验技术,在截面为94 ×94mm~2的激波管实验段中,测量了自由流单位Re数单一变化时壁面边界层转捩Re数的变化规律。为此研制了一种可直接显示边界层从层流向湍流过渡全过程的热电模拟网络。根据大量测量结果,并以自由流单位Re数为自变量,整理出预测平板边界层转捩Re数的经验公式。     

跨声速翼型上激波／边界层干扰的自适应控制计算

在激波区使用自适应壁对跨声速翼型上的激波/边界层干扰进行控制,可改变机翼的气动性能。这种被动控制可通过在翼型的激波区开一凹腔,其上覆盖一弹性橡胶膜柔壁来实现。本文给出用N-S方程数值模拟这一自适应控制翼型的跨声速粘性绕流,提出了一个适用于本特殊情况(物面边界局部地区在求解过程中有变化)的处理办法。并探讨了自适应柔壁对当代跨声速翼型绕流的影响。     

二元进气道非均匀超音来流试验研究

介绍一种二元进气道模型在非均匀超音来流中的初步研究结果。试验在DLR小型超音风洞上进行。为造成非均匀来流条件,试验中将部分或全部试验段顶壁附面层引入进气道模型。结果表明,进气斜板产生的头激波与来流附面层相互作用的性状在不同的附面层隔道下变化极大。随隔道高度增加,激波附面层相互作用距离L起初亦增加,当全部附面层被排移后,L大幅度下降。与均匀来流试验结果相比较,当来流顶壁附面层全部被进气道吞入时,该进气道总压恢复σ及质量流率m分别降低18％及15％(M_∞=2.19),同时出口面总压畸变大幅度增加。文章分析了原因及对进气道性能影响的强度。     

二维可压湍流边界层改进的积分方法

采用含高阶项的边界层动量积分方程,同时对常规边界层卷吸方程及延迟方程进行相应的高阶影响修正,得到改进的边界层积分方程组。应用此方程组对多种高亚音速及跨音速翼型边界层流动作了计算,并与一阶Ｇｒｅｅｎ方法计算结果及实验结果作了比较。结果表明,在边界层积分方程中保留法向压力梯度项及雷诺法向应力项,明显改进了翼面边界层接近分离区域处参数的计算精度。     

用声激发扰动控制边界层转捩

本文对声激发控制边界层转捩问题在低湍流度风洞中作了进一步实验研究，实验成功地证实边界层的人工转捩位置可以用声激发振动控制，通过比较声激发装置的传递函数，声压和固定转捩位置所需的最小输入功率优了性能较佳的声激发装置，用大功率扬声器驱动产的声扰经模型内管道及模型表面上展向一排小孔传入边界层是一种有效可行的人工转捩控制方法，测量结果表明，强迫边界层转捩所需的声扰动强度对湍流边界层的速度型及壁面剪应力影响