涡轮叶片表面气膜冷却的传热实验研究

对压力面和吸力面各有双排气膜孔冷却的涡轮导向叶片表面进行了详细的传热实验研究,在不同吹风比下获得了当地气膜冷却效率和换热系数,结合流场测量结果分析了叶片表面冷却和换热规律。结果表明不同孔排位置叶片表面气膜冷却效率和换热规律有很大不同,孔排位置一定时,冷却效果主要由吹风比决定。结果还表明尽管冷气喷射使型面换热系数随吹风比的增大而显著增大,气膜冷却还是能有效的降低型面的热负荷,其中以中吹风比喷射时冷却效果最为显著。     

确定低雷诺数翼型转捩分离泡位置的实验研究

在翼型模型的表面粘贴表面热膜,由其给出脉动电压的均方根值和波形图,可测出层流边界层分离点和湍流边界层再附点,转捩分离泡的位置也就确定了。     

铸造凝固冷速对原位自生（TiW）C／Fe复合材料组织的影响

研究了不同的铸造凝固冷速对原位自生10vol%(TiW)C/Fe复合材料显微组织的影响。结果表明,在原位合成的10vol%(TiW)C/Fe复合材料中,(TiW)C相是唯一的第二相,均匀、弥散分布于基体中,其形态基本上呈块状,条状较少。在块状(TiW)C相中,Ti和W元素的分布是不均匀的,芯部富Ti,边缘富W。当冷速较快时,形成的第二相颗粒趋于等轴状,条状共晶组织消失,有利于基体耐磨性的提高;当冷速较慢时,第二相颗粒数量多,尺寸小,且随冷速的降低在该复合材料中形成了大量的共晶组织。适当提高冷却速度,有利于获得较理想的复合材料显微组织。     

高压涡轮复合倾斜导叶冷却设计

本文介绍了一种复台倾斜导叶的玲却结掏形式：叶背区采用冲击冷却形式．前绿和叶盆区采用气膜覆盖冷却技术，尾缘区采用带冲击的扰流柱强化冷却技术；利用热分析软件包对复合倾斜导叶进行了设计计算．井利用冷效试验对复合倾斜导叶的冷却效果进行了验证。结果表明，本文介绍的复台倾斜导叶的冷却结构设计是台理的。     

承载紧固孔边应力强度因子

 <正> 1.孔边穿透裂纹应力强度因子 采用宽度修正系数FB(c/W),可得紧固件孔边裂纹的SIF式中f_1(α/R)、钉载作用时的FB(c/W)以及未开裂应力σ_Y(X)。对双向载荷下的宽度修正系数,采用文献的数据最小二乘拟合,得     

凝固速率对定向凝固合金DZ22显微组织的影响

 γ＋γ′共晶为群块状或块状，分布于晶界和枝晶间；ＭＣ型碳化物呈小块状，也分布于晶界和枝晶间。     

壁面冷却的三股混合气流的数值计算

对双层壁扩压器与波瓣喷管组合的三股气流的引射混合进行了流场温度场的数值计算。计算域划分为各子域 ,通过求解拉普拉斯方程 ,分别生成三维贴体曲线坐标网格 ,边界网格加密且波瓣处正交 ,各子域组合成整个网格。为避免因波瓣造成的网格强烈的非正交而引起解的发散 ,本文采用了同位网格 SIMPLEC计算方法和Chen-Kim修正的 k-ε湍流模型。固体区域采用大粘性解决流固耦合 ,还结合了线性欠松弛和拟瞬态欠松弛。结果证明 :双层壁间有外界冷气流被引射进入 ,形成壁面的冷却气流 ,相对单层壁扩压器 ,双层壁扩压器的壁面温度明显降低。对于小扩压角 ( 0～ 5°) ,随着扩压角的增大 ,壁面平均温度降低 ;但当扩压角较大时 ( 5～ 1 0°) ,壁面平均温度则增加     

硅基ZnO薄膜组织形貌的研究

本文采用自行设计PECVD的设备生长ZnO薄膜,以在等离子体作用下的CO2/H2作为氧源,Zn(C2H5)2为锌源,N2为载气,在Si(111)衬底上生长ZnO薄膜,衬底温度分别为400℃、450℃。使用原子力显微镜和带能谱的环境扫描电镜分析这两个ZnO薄膜样品的表面和断面组织形貌。实验结果表明,衬底温度直接影响薄膜的结晶质量。在衬底温度为450℃时生长薄膜样品,晶粒之间存在有规律的聚集,主要按六方环结构排布,比在衬底温度为400℃生长的薄膜的晶粒之间的聚集更有规律,这与XRD测试结果相吻合;薄膜的断面组织形貌图也进一步证实了在衬底温度为450℃时生长的ZnO薄膜,C轴高度择优取向。从薄膜的断面组织形貌图还可以看到,薄膜与单晶硅衬底之间界面几乎是一条直线,样品经过高温退火处理,薄膜未出现裂纹或卷起,说明薄膜与单晶硅之间存在一定的化学键合。     

冲击射流流动换热超大涡模拟研究

为了准确预测发动机热端部件中广泛采用的冲击射流冷却复杂的流动和换热特性,发展了基于BSL k-ω模型的超大涡模拟(VLES)高精度模拟方法,并对高雷诺数Re=4×104,两种不同射流距离2和6的单孔冲击射流及三孔冲击射流这一经典的流动传热问题进行三维非稳态高精度数值计算。同时,将分离涡方法 (DDES)和k-ωSST,RNG,Transition SST三种RANS方法的数值模拟和开发的超大涡模拟(VLES)方法进行对比。研究表明,VLES方法均能够准确捕捉冲击射流流场的复杂非稳态流动及传热特征,包括自由射流区、壁面射流区小尺度涡系和大尺度湍流结构的演化和破碎,同时冲击壁面的换热系数计算结果与实验值吻合较好。DDES方法未能准确捕捉流场复杂的小尺度湍流结构,壁面换热计算结果与实验值差异较大。RANS方法计算的换热结果与实验数据差异最大,基本未能预测到壁面换热特性。在相同的计算网格和计算方法下,VLES方法计算结果优于DDES方法,DDES方法一般好于RANS方法。这表明新开发的VLES方法能够准确地计算冲击射流相关的流动及换热问题。     

基于热管技术的飞机电作动机构散热特性

针对飞机电作动机构在工作过程中发热严重的情况,开展了相关散热技术研究。利用试验数据拟合出电作动机构产热量的经验关系式,提出基于热管-燃油系统的飞机电作动机构冷却方法,建立描述电作动机构散热系统流动与传热过程的数值模型,并验证了其可靠性。通过数值模拟研究不同因素对散热系统散热性能的影响规律,结果表明:数值模拟与试验误差在14.6%以内;与自然对流散热相比,热管-燃油散热方式可使电作动器温升降低12.61%,对于驱动器,风扇冷却效果优于热管-燃油散热方式;当热管等效导热系数达到7 000 W/(m·K),电作动机构已达到较好的散热状态,继续增大热管等效导热系数对提高散热系统散热性能效果不明显。研究可为电作动机构高效散热系统的设计提供参考。