搜索结果: 1-8 共查到“航空、航天科学技术 叶片前缘”相关记录8条 . 查询时间(0.159 秒)
针对某型涡轮叶片放大模型的前缘冷却结构气膜冷却效果开展了细致的实验研究,利用红外热像仪测量了叶片表面的温度场分布,分析了前缘的气膜孔倾角、吹风比、主流雷诺数等参数对绝热冷却效率和压力损失的影响.实验中前缘的3排气膜孔倾角变化范围是35°~90°,主流雷诺数变化范围是76112~142624,吹风比变化范围是0.44~2.64.结果表明:气膜孔倾角越小,前缘驻点附近的气膜覆盖效果越好;气膜孔倾角为4...
针对某型涡轮叶片放大模型的前缘冷却结构气膜冷却效果开展了细致的实验研究,利用红外热像仪测量了叶片表面的温度场分布,分析了前缘的气膜孔倾角、吹风比、主流雷诺数等参数对绝热冷却效率和压力损失的影响.实验中前缘的3排气膜孔倾角变化范围是35°~90°,主流雷诺数变化范围是76112~142624,吹风比变化范围是0.44~2.64.结果表明:气膜孔倾角越小,前缘驻点附近的气膜覆盖效果越好;气膜孔倾角为4...
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...
旋转状态下叶片前缘复合换热实验
冲击 气膜 换热 瞬态实验
2011/12/30
通过液晶示温瞬态实验方法,对旋转状态下涡轮叶片前缘带气膜出流的冲击冷却结构的换热特性进行了研究,获得了哥氏力、离心力对复合换热效果的影响.实验参数:射流进口雷诺数Re=4 000,旋转数Ro=0~0.139.实验结果表明:随着旋转数的升高,实验模型的整体换热效果逐渐减弱,在旋转数为0.139时,与静止状态相比冲击面平均努塞尔数Nu下降了33%,压力面和吸力面分别下降了20.5%和7.5%;哥氏力的...
叶片前缘曲率半径检查仪
叶片 曲率半径检查仪 航空发动机
2008/11/20
该检查仪是测量航空发动机叶片前缘曲率半径的专用仪器。它的光学系统采用了光切原理，并自行研制了一套数据采集和数据处理系统，采用CCD器件进行反射光的信号采集，然后将信号传入计算机进行数据处理，具体过程为：高分辨力CCD摄像头→图像数据采集卡→计算机→图像处理→输出结果。该检查仪的放大倍数：物镜放大7倍，电子放大37.5倍，测量范围达到了R0.1～0.8mm，仪器精度可达0.003mm。
为研究涡轮叶片复合冷却传热特性，建立了涡轮叶片复合冷却实验测试平台，对叶片前缘区域进行了射流冲击+气膜冷却实验测试，详细研究了冷气吹风比M、前缘位置、主流雷诺数Re以及温度比Tg/Tc对冷却效率的影响规律。实验结果表明，冷却效率随吹风比的增大而增大，随Tg/Tc的增大而减小。本文实验条件下, 最佳吹风比约为1.0；越靠近前缘驻点，冷却效率越大；主流雷诺数对冷却效率的影响不大，但总体上仍表现出雷...