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962.
963.
在雷诺数为25000、旋转数为0.24、密度比为0.07~0.22的范围内,以数值计算的方法模拟了旋转方通道内三维流场及换热分布,与公开文献中的换热实验结果进行的对比表明,低雷诺数k-ω模型的计算结果与实验值吻合得相对较好;重点研究了旋转状态下冷气密度比对通道内流场和换热的影响,分析了哥氏力和浮升力在通道中的交互作用机理,结果表明,哥氏力引发的截面二次流是造成旋转通道前后缘换热差异的主要因素,浮升力加剧了通道内主流型的偏移,同时,其在前缘表面诱发的流体分离改变了局部湍流强度和换热分布。 相似文献
964.
出流比对扰流柱通道弦向出流量影响实验 总被引:1,自引:0,他引:1
为了深入了解涡轮叶片尾缘扰流柱区域的流动情况,对叶片内流通道工程计算程序进行验证,针对不同的弦向出流比(弦向出流量与总流量之比),通过实验测量了梯形通道短扰流柱排的端壁静压分布,以及各段弦向出流量沿叶片径向的分布。实验结果表明:(1)当弦向出流比较大时(c≥0.5 ),沿径向静压变化小,扰流柱区域的流动基本为弦向流动。当出流比较小时(c<0.5)时,沿径向静压变化明显,压力先下降而后回升。扰流柱区域的流动既有弦向流动,同时又有径向流动。(2)大出流比时(c≥0.5 )各段出流量变化幅度相对较小,而小出流比时(c<0.5)各段出流量变化幅度较大。(3)总压损失系数随着出流比、雷诺数的增加而减小。实验结果对涡轮叶片内部冷却计算具有重要的参考价值。 相似文献
965.
966.
航空发动机高速球轴承动态特性分析 总被引:4,自引:0,他引:4
高速滚动轴承的动态特性对航空发动机转子系统的性能有重要的影响,为尽可能真实模拟轴承实际运转情况,建立轴承零件相互作用模型得到各零件之间力和力矩,使用较精确的弹流模型计算拖动力,采用拟动力学法建立任意受载的球轴承动力学分析模型,提出了工程中非线性方程组的高效解法。编制调试了计算程序READ ( Rolling Element bearing Advanced Dynamics tool),以276927NK1W1(H)航空轴承为算例分析了工况参数和结构参数对滚动轴承动态特性的影响规律,最后通过Gupta的动力学程序算例验证了程序的准确性。轴承动态特性的研究为研究航空发动机转子轴承集成系统动态性能分析奠定了基础。 相似文献
967.
Saqlain Akhtar He Lin-shu 《中国航空学报》2007,20(1):40-46
Flight vehicle conceptual design appears to be a promising area for application of the Genetic Algorithm (GA) as an approach to help to automate part of the design process. This computational research effort strives to develop a propulsion system design strategy for liquid rocket to optimize take-off mass, satisfying the mission range under the constraint of axial overload. The method by which this process is accomplished by using GA as optimizer is outlined in this paper. Convergence of GA is improved by introducing initial population based on Design of Experiments Technique. 相似文献
968.
涡轮叶栅叶尖间隙流实验研究(英文) 总被引:4,自引:1,他引:3
Li Wei Qiao Weiyang Sun Dawei College of Propulsion Energy Northwestern Polytechnical University Xi’an China 《中国航空学报》2008,21(3):193-199
This article describes the effects of some factors on the tip clearance flow in axial linear turbine cascades. The measurements of the total pressure loss coefficient are made at the cascade outlets by using a five-hole probe at exit Mach numbers of 0.10, 0.14 and 0.19. At each exit Mach number, experiments are performed at the tip clearance heights of 1.0%, 1.5%, 2.0%, 2.5% and 3.0% of the blade height. The effects of the non-uniform tip clearance height of each blade in the pitchwise direction are also studied. The results show that at a given tip clearance height, generally, total pressure loss rises with exit Mach numbers proportionally. At a fixed exit Mach number, the total pressure loss augments nearly proportionally as the tip clearance height increases. The increased tip clearance heights in the tip regions of two adjacent blades are to be blame for the larger clearance loss of the center blade. Compared to the effects of the tip clearance height, the effects of the exit Mach number and the pitchwise variation of the tip clearance height on the cascade total pressure loss are so less significant to be omitted. 相似文献
969.
970.
高压级涡轮非轴对称端壁造型数值研究 总被引:1,自引:0,他引:1
非轴对称端壁造型在叶轮机械的设计中得到了越来越多的重视.本文以某高压涡轮为研究对象,通过对端壁面上凸、端壁面下凹和轴对称端壁流场的数值模拟,分析了非轴对称端壁造型对涡轮性能的影响,探讨了非轴对称端壁造型降低流场二次流流动损失的机理.结果表明:采用非轴对称上凸端壁可提高涡轮气动效率0.57%,而采用非轴对称下凹端壁则导致效率下降0.56%,合理使用非轴对称端壁造型技术可有效降低二次流流动损失并提高涡轮气动性能. 相似文献