变几何低压涡轮气动性能研究

为了探索变几何涡轮气动设计方案,导向器与动叶均采用厚前缘与后加载型叶片设计以及动叶进口负攻角设计。为了提高涡轮输出功,低压涡轮采用了大流道扩张角设计。应用数值方法对此设计涡轮进行了不同导向器开度以及有无导向器端壁径向间隙的涡轮气动性能与流场结构特性研究,并对大流道扩张角的导向器端壁径向间隙变化进行了理论分析。结果表明在设计点工况下,基本涡轮效率为0.903,相对折合流量为1.006,满足设计需求;大流道扩张角下,导向器端壁径向间隙对涡轮性能影响很大;在设计工况下,随着导向器开度的逐渐关小,涡轮主要气动参数反力度降低,通流流量下降,而效率变化相对较小,有利于调节发动机工作状态。在非设计工况下,涡轮效率随膨胀比变化亦相对较小。可见此设计变几何涡轮给发动机带来较大收益。     

结构形式对双层微通道热沉传热性能的影响

设计一种双层微通道热沉,即热沉上下层通道结构相异B（上层为矩形微通道,下层为复杂结构微通道）,旨在降低压降的同时保持良好的换热性能,并与上下层通道均为复杂结构微通道的热沉A作对比。用数值方法研究了顺流和逆流时、不同通道结构（PA、PB、CA、CB）对其传热性能的影响,并用场协同原理分析流场与温度场的协同关系对传热的影响。结果表明:当0相似文献   

宽高比及表面粗糙度对矩形微尺度通道流动特性的影响

实验研究了不同宽高比矩形金属微尺度通道的流动特性,并与硅通道对比来探究表面粗糙度的影响。金属微尺度通道宽为0.4mm,通道宽高比分别为0.50、0.67、和1.00,相对表面粗糙度范围为0.1609%~0.2145%。硅通道宽度及高度都为0.4mm,相对表面粗糙度为0.00325%。实验工质为空气,实验的雷诺数范围是250~3000。实验结果表明:在粗糙微尺度通道会发生转捩提前,并且转捩雷诺数随着宽高比增大而减小。在层流区,微尺度矩形通道摩擦因数随着雷诺数增大而减小,在转捩区出现明显增大后再减小。表面粗糙度很小时,未发现转捩提前现象。      

微涡喷发动机离心甩油盘环形折流燃烧室的设计与实验研究

微涡喷发动机是低成本的结构简单的燃气涡轮动力装置,特别适合于推动巡航导弹、(雷达)假目标、轻型直升机、无人侦察机和航空靶机。离心甩油盘环形折流燃烧室由于具有燃油雾化质量好,轴向长度短,高空性能好等优点,很适合作为微涡喷发动机动力装置的燃烧室。本文主要研究了离心甩油盘环形折流燃烧室的气动热力学参数和几何参数的设计,并通过实验研究验证参数设计的合理性。      

固体推进剂二维绝热微尺度燃烧模型的数值研究

为实现固体微推力器工作过程的一体化模拟,基于Fluent计算软件的二次开发功能(UDF)和简化化学动力学模型,实现了固体推进剂的二维气-凝相绝热微尺度燃烧模型的建立,该模型针对固体微推力器所用双基推进剂,包含两步凝相反应和五步气相反应,燃速、推进剂表面温度和组分质量分数基于燃面物理特性计算得到,并考虑了粘性作用对气相和凝相反应的影响。针对0.5MPa,1.0MPa,2.0MPa和5.1MPa四种工况进行了计算,结果表明,高压工作环境下出现发光火焰区,且随表面压力增大而逐渐靠近壁面,凝相反应区厚度和嘶嘶区、暗区主要反应物在燃面的质量分数随推进剂表面压力增大而减小。对称面处推进剂燃速,推进剂表面温度和气相火焰结构与实验结果基本一致。由于壁面附近较高的粘性作用,气相火焰在壁面位置更加靠近推进剂燃面,并导致壁面位置推进剂燃速高于对称面位置。该模型实现了二维环境下考虑分步凝相反应的推进剂绝热燃烧模型的一体化计算,较好地拓展了原模型的应用范围。     

正庚烷液滴在微细直管中的燃烧特性实验

为了解微细直管对液滴形成和燃烧稳定性的影响,采用正庚烷作为燃料在内径为4mm的石英直管中的进行了实验研究.其结果显示:首先在不加热时,容易形成液滴,正庚烷体积流量小于40μL/min 时,火焰稳定性受液滴滴落的影响较大,液滴的蒸发主要受到空气体积流量影响下的火焰位置的影响;大于40μL/min时,液膜形成,火焰受液滴滴落影响不大.其次,管壁加热温度为180℃时,正庚烷体积流量低于60μL/min时难以形成液滴,大于60μL/min时液滴滴落后不形成液膜,液滴的蒸发受空气流速的影响较大,在液滴滴落以及空气流速的影响下,微燃烧器温度的变化对燃料的蒸发产生更大的影响,富燃较贫燃更易形成连续的火焰.空气流速大小对管壁温度影响明显,空气流速越小,管壁温度越高,液滴蒸发速率越大.      

非定常风洞壁压特性研究

在低速风洞中用2组后掠角分别为70°和65°的三角翼模型进行过失速非定常运动,测量风洞洞壁上非定常壁压。研究风洞非定常壁压的延迟与频率特性。讨论了模型尺寸、缩减频率、前缘后掠角等对风洞非定常壁压的影响。     

FL—2风洞半模型试验技术研究

本文介绍沈阳空气动力研究所新建ＦＬ－２风洞半模型试验设备及利用Ｂ７３７－３００大展弦比全机半模型，采用“机身垫块＋立尾反射板”法，进行纵向测力试验，并与国内同类风洞同一机型半模型和全模型试验数据比较结果。