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601.
采用试验研究的方法,探讨了不同结构参数出口侧向扩张孔的流量系数在不同工况下的变化规律。通过试验研究发现:出口侧向扩张孔圆柱段孔径为0.6 mm时的流量系数比孔径为0.8 mm时大3%;当孔倾角由30°减小至25°时,流量系数随之增大,当倾角继续减小至20°时,流量系数不变;当扩张角由20°增大至40°时,流量系数先增大后减小,且在扩张角为25°时最大;流量系数与次流通道雷诺数成正比,雷诺数越大,流量系数达到极限值所需的压降系数越小,且当压降系数大于0.9后,不同次流雷诺数下的流量系数差别在2%左右。 相似文献
602.
This paper presents a novel optimization technique for an efficient multi-fidelity model building approach to reduce computational costs for handling aerodynamic shape optimization based on high-fidelity simulation models. The wing aerodynamic shape optimization problem is solved by dividing optimization into three steps—modeling 3D(high-fidelity) and 2D(lowfidelity) models, building global meta-models from prominent instead of all variables, and determining robust optimizing shape associated with tuning local meta-models. The adaptive robust design optimization aims to modify the shape optimization process. The sufficient infilling strategy—known as adaptive uniform infilling strategy—determines search space dimensions based on the last optimization results or initial point. Following this, 3D model simulations are used to tune local meta-models. Finally, the global optimization gradient-based method—Adaptive Filter Sequential Quadratic Programing(AFSQP) is utilized to search the neighborhood for a probable optimum point. The effectiveness of the proposed method is investigated by applying it, along with conventional optimization approach-based meta-models, to a Blended Wing Body(BWB) Unmanned Aerial Vehicle(UAV). The drag coefficient is defined as the objective function, which is subjected to minimum lift coefficient bounds and stability constraints. The simulation results indicate improvement in meta-model accuracy and reduction in computational time of the method introduced in this paper. 相似文献
603.
针对一种带有气膜冷却结构的涡轮一级导向叶片进行气-固-热耦合数值模拟,通过比较考虑/不考虑热辐射的温比和综合冷却效率,分析了多种辐射因素对叶片表面温度和冷却性能的影响。结果表明:入口黑体辐射温度在1200~1900K之间,叶片表面发射率在0.3~0.7之间时,考虑热辐射作用均会使叶片表面温度明显上升。入口黑体辐射温度1600K,叶片表面发射率为0.5时,叶片压力面温度整体上升约100K,叶片表面最高温度点(1350K)温度上升约50K;气体辐射对叶片吸力面和尾缘区域造成5%左右的温升;考虑辐射作用使得叶片综合冷却效率下降,叶片前缘和压力面尽管布置密集的气膜孔仍然难以满足冷却需求,综合冷却效率下降至0.3以下。 相似文献
604.
605.
以拉伸应变能寿命预测模型为理论基础,提出了低循环疲劳模拟试验件(简称模拟件)设计的基本准则。针对某涡扇发动机高压涡轮盘螺栓孔部位进行了模拟件优化设计,设计时综合考虑了试验器能力、螺纹连接强度和所需毛坯盘数量等限制因素。优化目标为模拟件与螺栓孔虚拟裂纹0.8mm内第一主应力和第一主应变分布一致,以及最大应力点第二主应力与第一主应力比值一致。对设计结果进行了弹塑性校核。采用该模拟件构型进行了试验研究,由模拟件试验数据得到的安全寿命和轮盘试验给出的安全寿命的差距为4.48%。 相似文献
606.
为了研究液滴冲击移动液膜问题,建立了三维不可压缩层流计算模型,基于耦合的水平集-流体体积法对两相界面进行追踪,探讨了液膜速度和厚度、液滴直径和速度对冲击移动液膜过程的影响。研究表明:液膜静止时,冲击结果是对称的,而液膜移动时,冲击结果变为非对称;液膜速度对冠上游生长具有增强效应,而对冠下游具有抑制作用,增加液膜速度冠的上游高度增加、下游高度减小,内径增加;液膜厚度增加,液膜与壁面的粘性损失减小,吸收冲击动能的能力增强,当无量纲液膜厚度小于1时,冠的上、下游高度均随着液膜厚度的增加而增加,否则相反;当无量纲液膜厚度小于0.5时,冠内径随着液膜厚度的增加而增加,否则反之;随液滴直径和速度的增大,冠的高度和内径均增加。 相似文献
607.
608.
609.
610.
为了提高涡轮叶片对流冷却模型预测精度,提出了一种在叶片固壁内同时考虑叶片径向和垂直于壁面方向(法向)导热的二维对流冷却模型。该模型在弦长方向划分多个元素,忽略元素内弦长方向叶片温度变化,在元素内的径向和法向建立二维导热方程作为叶片固壁温度场的控制方程,其边界条件包括叶表燃气绝热温度、燃气侧对流换热系数和叶片叶根、叶顶热流密度等。给出了该模型二维导热方程和边界条件的差分求解方法。以E~3涡轮高压导叶为例,将模型与CFD计算的叶片外壁面温度分布进行了对比。结果表明,该模型在给定冷气量下预测的叶片温度分布变化趋势与CFD相近,最大温度误差不超过6.5%,计算时间与CFD相比缩短了95%,能够快速、准确预测涡轮对流冷却叶片的冷气需求量。 相似文献