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991.
992.
叶间相位角对叶片颤振的影响 总被引:2,自引:7,他引:2
发展了一种基于能量法并计及叶间相位角(IBPA)影响的数值计算方法.建立了全环振荡叶栅模型,将每一个扇区分为叶片表面附近的可动域及其外围的固定域,采用有限元形函数将计算结构动力学(CSD)网格点位移的传递到计算流体动力学(CFD)的耦合面网格点上,求解了全环振荡叶栅由k-ε湍流模型封闭的Reynolds平均Navier-Stokes(RANS)方程.以NASA 67转子叶片为例,在设计转速下,基于能量法分析了叶间相位角对叶片颤振的影响.计算结果表明:叶间相位角对叶片颤振有显著影响. 相似文献
993.
在叶轮机设计的流线曲率法反问题中,统一了基于圆柱坐标系下流面角γ,λ的和流线准法线上流面角的两种叶片力分解方法,得到了适合于轴流、斜流和离心压气机的动量主控方程.提出一种双涵道叶轮机的一体化通流反问题方法,采用分流机匣变位或者涵道比变化这两种自动调整措施.将流线曲率法应用于双涵道叶轮机加以组合压气机的一体化通流设计.设计了某双涵道、双转子、轴流离心组合的压缩系统,用计算流体动力学(CFD)方法检验了可行性和适应性.讨论了轴向速度比的物理意义及在通道自动调整的轴流级通流设计中的应用,给出相应设计算例. 相似文献
994.
旋转状态涡轮叶片吸力面单孔气膜冷却实验 总被引:2,自引:2,他引:2
采用稳态液晶测温方法,系统研究了1.5级涡轮叶片吸力面在旋转状态下的气膜冷却特性.实验中,主流经加热压缩后冲击涡轮转动,基于动叶弦长的涡轮进口主流雷诺数为8×104.射流分别采用空气和二氧化碳,其对应射流-主流密度比分别为1.03和1.57.实验转速为630,700 r/min和737 r/min,对应旋转数分别为2.092,2.324和2.448.吹风比从0.3到3.0变化.结果表明,吸力面上,气膜冷却效率随吹风比的增大先上升后下降,存在一个最佳吹风比,使冷却效果最好;增大密度比有利于增加气膜覆盖面积;旋转降低了气膜冷却效率;气膜向低半径方向偏转,但并不十分明显. 相似文献
995.
结合单孔吸气感应的边界层三维流场的特点,使用Fluent求解器,数值模拟了单排孔吸气感应的三维层流边界层流场,研究了孔间距及吸气参数对流场结构的影响。结果表明:在孔间距为2倍孔径的条件下,纵向涡会相互作用形成一个周期性脱落的"马蹄涡";在孔间距不小于5倍孔径的条件下,孔尾部都会形成类似"牛角"形的反向旋转纵向涡对;在孔间距为10倍孔径的条件下,吸气速度的增加以及位移边界层厚度的减小都会使得纵向涡的涡量峰值增大、涡核的间距增加以及涡核中心的距壁高度增大。该研究结果可为吸气层流流动控制的工程应用提供计算参考。 相似文献
996.
997.
次孔方位角对单入口-双出口孔射流气膜冷却效率影响 总被引:2,自引:1,他引:2
为了探讨次孔方位角对单入口-双出口孔射流气膜冷却效率的影响,利用商业软件提供的有限体积法求解Navier-Stokes方程,对次孔方位角分别为30°,45°,60°和90°的单入口-双出口孔射流冷却效率进行数值模拟.吹风比变化范围为0.5~2.0.研究了流场、气膜冷却效率和径向平均气膜冷却效率的变化规律.结果表明,相对于圆柱孔,单入口-双出口孔射流气膜冷却效率明显改进.基于气膜冷却效率的最佳次孔方位角度为45°,高于圆柱孔射流气膜冷却效率300%.吹风比越大,次孔方位角对气膜冷却效率的影响越明显. 相似文献
998.
999.
采用金相显微镜、推力分析仪等测试手段研究了石英安瓿内壁镀碳工艺对所镀碳膜的表面形貌、碳膜和石英安瓿结合力的影响。获得了一个较佳的镀碳工艺,即在气体流量为600 ml/min,镀碳温度在1060℃~1100℃之间,镀碳时间为30 min,冷却时间为11 h的条件下可获得均匀、致密而且与石英安瓿内壁结合牢固的碳膜层。采用该工艺镀膜的石英安瓿生长的AgGaS2晶体完整,表面光洁透明,位错密度低,约为6×104cm-2。 相似文献
1000.
对于当前航空航天飞行器中广泛存在的金属复杂曲面构件的高性能发展需求,提出研发针对叶片类零件、大口径薄壁弯管以及复杂钣金构件的楔横轧短流程制坯、颗粒填料辅助推弯成形以及高能率冲击液压成形等精密成形技术,分别从工艺原理、设备、模具及典型零部件应用等方面对上述技术的研究进展进行阐述和介绍。 相似文献