搜索结果: 31-45 共查到“前缘”相关记录90条 . 查询时间(0.07 秒)
探索了基于水滴型带状前缘的涡轮端区损失控制方法,研究了水滴型带状前缘对于涡轮二次流损失的控制机理.以典型的高负荷低压涡轮叶片T106叶栅为对象,对比分析了不同的端区叶片带状前缘造型设计参数对涡轮端区损失的控制效果.结果表明:带状前缘的向前延伸长度、吸力面延伸位置和压力面延伸位置对于带状前缘的总压损失系数有较大影响,最佳设计方案可以使T106叶栅总压损失系数减小约5.1%.水滴型带状前缘与余弦带状前...
基于相似理论，对简化的层板冷却涡轮叶片前缘放大模型内部的流动与传热特性进行实验研究，对比了无绕流柱和带菱形扰流柱两种实验模型的流动阻力系数、靶面温度和表面传热系数的分布.实验中采用红外热像技术测量换热面的温度，采用ANSYS软件计算换热面的局部热流密度.结果表明：两种模型的流动阻力随进气雷诺数逐渐增大，带菱形扰流柱模型的流动阻力总体上较大；靶面局部表面传热系数的分布特征基本相同，带菱形扰流柱模型的...
通过改变前缘几何形状来分析其在设计攻角、非设计攻角下前缘附近的流动机理.研究结果表明：在宽工况范围内椭圆型前缘表现出了较优越的性能，不但在设计攻角下能很好抑制吸力峰的强度以避免前缘分离泡的产生，而且在较宽的攻角范围内都能保证前缘附近边界层状态基本不变.当正攻角很大时，不同前缘形状前缘附近都会出现分离泡，且会诱导边界层发生转捩，但椭圆型前缘边界层开始发生转捩的攻角会向大攻角方向移动.在20°攻角下，...
为了准确预测超声叶栅前缘处的脱体激波，以Moeckel法为基础，通过分析和公式推导，构造叶栅前缘处的脱体激波模型.首先对Moeckel法进行改进，提高均匀来流条件下的对称脱体激波逼近精度；然后再将Moeckel法推广到均匀来流条件下的非对称脱体激波逼近；最后结合超声叶栅流动特征，给出叶栅前缘处的脱体激波模型.将所得模型用于3个超声叶栅，预测叶栅前缘处的脱体激波形状和位置，并将预测结果与CFD软件求...
中等后掠角三角翼前缘双涡结构的形成机理数值研究
双涡结构 三角翼 旋涡流场
2013/9/2
采用数值计算的方法，对前缘后掠角为50°的三角翼布局在不同迎角下的绕流结构及其演化进行了研究。在不同迎角下，计算的压力分布与实验结果吻合较好。对数值计算的流场结构分析发现：对于中等后掠角三角翼，在一定的雷诺数和迎角下，在机翼翼面上会出现前缘双涡结构。其形成取决于三角翼前缘附近三维分离产生的自由剪切层强度和涡轴方向的速度分量之间的大小关系。一般而言，当涡轴的速度大到足以将剪切层涡量带走时，在机翼前缘...
高超进气道外压缩面前缘半径对进气道的性能有重要影响，本文采用试验和数值模拟技术研究了高超进气道外压缩面前缘半径对激波角和总压恢复系数的影响。进气道模型为三级压缩，外压缩面长度约 0.6m，前缘半径分别约为 0mm、0.5mm、1mm、1.5mm和 3mm。试验风洞为 0.6m激波风洞，马赫数为 5.98，来流总温 670K，总压 6.56MPa。采用高速阴影摄像获得了试验过程中的阴影照片序列，清晰...
前缘后掠式栅格翼升阻特性研究
栅格翼 前缘后掠 后掠角 气流壅塞
2013/9/2
栅格翼阻力大的缺点一直是需要解决的问题，前期研究显示，栅格翼翼面后掠能有效减小超声速阶段的波阻。本文采用数值计算的方法，对栅格翼前缘不同后掠方式、后掠角度及前缘后掠贴体型栅格翼进行了分析研究，数值结果显示栅格翼前缘后掠能有效减小波阻，其中栅格格间交接点为尖点的后掠方式减阻效果更好；栅格翼前缘后掠角度对其升力特性的影响较大，主要体现于对栅格内部气流壅塞现象的改善方面；和背风面为平面的栅格翼相比较，前...
高超声速进气道前缘钝化波系配置及流动特性研究
高超声速进气道 前缘钝化 波系配置 流动特性
2013/11/16
本文利用CFD模拟与特征线法相结合的方法，发展了一种进气道前缘钝化后激波位置及流场参数的快速计算方法，并用于进气道前体设计。利用该方法设计了一种两级锥前缘钝化轴对称进气道。以该进气道为基准，利用二维轴对称粘性CFD模拟，变化前缘钝化半径；开展前缘钝化对轴对称进气道性能参数及起动特性等流动特性影响研究。给出前缘钝化半径对于进气道流动特性影响的评估。
高超声速进气道前缘钝化波系配置及流动特性研究
高超声速进气道 特征线法 前缘钝化 流动特性
2013/3/15
本文利用CFD模拟与特征线法相结合的方法，发展了一种进气道前缘钝化后激波位置及流场参数的快速计算方法，并用于进气道前体设计。利用该方法设计了一种两级锥前缘钝化轴对称进气道。以该进气道为基准，利用二维轴对称粘性CFD模拟，变化前缘钝化半径；开展前缘钝化对轴对称进气道性能参数及起动特性等流动特性影响研究。给出前缘钝化半径对于进气道流动特性影响的评估。
针对某三维扭转冷却涡轮导叶在前缘开设3排冷却孔,冷却孔流向夹角均为90°,径向射流角分别为30°,60°和90°,分别采用点源项与真实孔射流两种方法对前缘冷却孔气动性能和冷却特性进行了对比研究,分析了点源项与真实孔冷气掺混机制以及不同径向射流角对叶栅通道流场和冷却特性的影响.结果表明:真实冷却孔射流对前缘附近约10%轴向弦长范围内的流动影响较大,冷却效果涵盖了整个导叶;点源项方法所得压力与非冷却涡...
翼伞弧面下反角、翼型和前缘切口对翼伞气动性能的影响
前缘切口 气动性能 数值模拟 广义升力线理论
2012/9/7
为了研究翼伞弧面下反角、翼型和前缘切口对翼伞气动性能的影响,对带气室的、展弦比为3的不同特征几何参数翼伞模型的流场进行了三维、定常数值模拟。运用有限体积法对三维坐标系下不可压雷诺时均Navier-Stokes (RANS)方程进行了直接求解,采用剪切应力输运(SST)k-ω两方程湍流模型对湍流进行模拟。数值模拟得出的原始翼伞的气动性能参数与试验数据在总趋势上符合很好,不同几何参数翼伞模型计算结果表...
以最大升阻比为优化目标,在锥型流场中优化设计出乘波布局,并考虑高超声速飞行器的防热需求,对乘波布局进行钝化设计,利用数值模拟和风洞实验两种手段,研究钝化前缘乘波布局的气动特性.结果表明:在一定钝化半径内,随着钝化半径的增加,乘波构型的升力特性变化仅为2%,但阻力特性增加近3倍,升阻比降低了将近50%.尽管如此,为了钝化乘波布局,仍维持了较高的升阻比,升阻比为3左右.同时,以二维顶压式进气道为基础,...
采用Bezier曲线控制涡轮叶片前缘形状由圆弧形改为非圆弧形,用数值计算方法研究涡轮叶片前缘形状对其气动性能影响.首先以基元叶型为研究基础,数值模拟分析、比较不同基元叶型前缘形状在不同攻角下对涡轮叶栅性能影响.对于正常运行的攻角范围(-15°~+10°),由于非圆弧形前缘表面曲率半径增大较缓,减小了前缘表面流动的法向压力梯度,抑制过度膨胀,减小由摩擦力引起的能量耗散,损失减小,且非圆弧形曲率半径越...
根据典型涡轮导向叶片型面和边界条件,对简化的层板冷却叶片前缘的流动和传热特性进行数值研究.考察了两种冲击孔与气膜孔和扰流柱的孔阵排布方式、两种冲击孔轴线与靶面的夹角设置方式对叶片前缘换热的影响,计算中采用re-normalization group(RNG)k-ε湍流模型.结果表明:在气膜孔、扰流柱排布一定的条件下,不同冲击孔的模型的冷却流量相差不到1%.冲击孔数目越多和孔径越小的模型的靶面表面传...