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1989年  第4卷  第2期

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研究论文
管内流体振荡强化换热的机理探讨
曹玉璋, 赵令德, 朱谷君
1989, 4(2): 105-109,193.
摘要:
解析解、数值计算以及实验研究均得到一个一致的结论:管内流体的振荡可以大大地强化其轴向传热。本文说明,这种强化换热的根本原因是由于流体的振荡引起了导热面积和温度梯度骤增的结果。
边界元法在非稳态导热问题中的应用
丁静
1989, 4(2): 110-114,193.
摘要:
本文用边界元法分析与计算了航空发动机涡轮工作叶片温度场的瞬态分布。
单管和蒸发管燃烧室排气污染性能模拟
李慧英, 刘陵, 唐明, 王宏基
1989, 4(2): 115-120,193-194.
摘要:
为了更深入地探讨单管燃烧室和蒸发型双腔燃烧室的排气污染性能,作者在实验研究的基础上,进一步对二者进行了理论分析和模拟。以通用反应器分析和模拟程序GRASP为基础,针对具体燃烧室,考虑雾化、蒸发、混合、气流的分股和回流流动以及化学反应热力学诸方面,对原程序做了相应的改进和增补,以用来模拟实际燃烧过程(甚至局部存在富油)的11种排气成分和出口温度。计算和实验结果相一致。
燃料化学性质对燃烧室排气冒烟的影响
金如山, A.H.Lefebvre
1989, 4(2): 121-126,194.
摘要:
燃气轮机燃烧室烟粒生成所涉及的各种反应机理非常复杂,至今尚未搞清楚。但导致烟粒生成的条件.至少从工程观点.已经相当清楚。现已明白,排烟是由主燃区富油、缺氧区中生成很细的烟粒引起.如用压力雾化喷嘴,主要烟粒生成区处于燃烧室中心燃油喷雾锥内。这里燃烧产物迥流和雾锥相遇.温度较高,有油蒸汽,但缺氧、故生成大量烟粒,主燃区生成的烟粒子大部分在下游高温区域内氧化消耗掉。
雾化槽液膜厚度试验研究
刘志刚, 王家骅
1989, 4(2): 127-129,198.
摘要:
雾化槽所特有的液膜翻越现象,使液膜在运动中其面积不断扩大,厚度不断减小,在失稳雾化时,产生良好的雾化效果(工作过程见图1)。因此,了解液膜的分布,测量液膜的厚度和波动,对掌握雾化槽的雾化机理,确定液膜变化与雾化质量的关系,具有重要的意义。但由于液膜翻越造成测试上的困难,以往的研究工作均未对雾化槽的液膜厚度进行测量。本文利用电阻导纳法,测量了雾化槽的液膜厚度和波动频率。
掺混压力损失的实验分析
莫礼孝
1989, 4(2): 130-132,199.
摘要:
试验装置和基本关系式 试验装置的进排气系统均由三根并列管道组成。第Ⅰ、Ⅲ管道作为外流,第Ⅱ管道作为主流,在试验段前6m处装加温器,加温后的气体温度最高可达600℃。试验件为三股通道的矩形件,其尺寸为800×256×240mm,主流通道高为140mm,外流通道高为50mm。试验孔板将主流通道与外流通道隔开。外流通道中气流经小孔射入主流,与主流掺混,引起主流掺混压力损失(图1)。
双旋流燃烧室冷态流场试验研究
张青藩, 曾庆平, 邵益民, 章晓梅
1989, 4(2): 133-134,199.
摘要:
文献[1]和[2]提出的同轴双旋流方案,从燃烧室前端供入燃烧与掺混空气,形成“中心回流区”和“环状回流区”,在两股反向气流交界处,紊流度高,扩散燃烧快,对缩短火焰筒和均匀出口温度场有利。掺混空气量随加温比提高而减少,表明未来高性能燃烧室的头部供气比例较高,因此深入研究这类燃烧室的流动规律,对发展高性能发动机有重要意义。本文重点研究内外旋流角的大小和方向对流场的影响,寻求内外旋流角的较佳配合。
旋流燃烧效率的试验研究
黄先键, 谈浩元, 崔玮
1989, 4(2): 135-136,199.
摘要:
设备及试件 本文采用两种不同结构的旋流加力室模型,其燃烧机理不同。模型Ⅰ(图1a)利用强旋流产生中心回流区来稳定火焰,组织燃烧;模型Ⅱ(图1b)根据离心力效应组织燃烧,值班稳定器产生稳定的外环火焰,热气流与中心旋转气流之间存在密度差,在离心力作用下火焰向中心传播,旋转的混气由中心向外运动,两者在相对运动中点燃新鲜混气。这种由相对运动产生的火焰传播速度是常规紊流火焰速度的4~5倍。试验在常
用热线风速仪研究轴流压气机的非定常流场及端壁附面层
林其勋, 郭捷, 李亚平, 肖宁芳
1989, 4(2): 141-144,195.
摘要:
根据轴流压气机特点和热线风速仪特性,对测试技术作了一些新尝试。本文总结这些方法,并提供若干典型结果。大量试验表明这些方法有效。
单斜热丝测量叶轮机内三维流动
李雨春, 蒋浩康
1989, 4(2): 145-149,195.
摘要:
本文改进了单斜热丝测量三维流动的计算处理方法,其特点是精度高、气流角度测量范围宽。测量中,置斜热丝于三个以上角度位置,借助高速数据采集系统和锁相采样平均技术,进行采样处理,再用本文发展的程序,计算三维速度平均量。用这种方法,成功地测出了轴流压气机转子出口周期性三维流场。对校准风洞流场的测量核实表明,速度测量误差不超过1%,角度测量误差不超过1°。
双斜丝测量三维平均紊流流场方法的改进
陈芳, 蒋浩康
1989, 4(2): 150-154,195-196.
摘要:
本文提出一种改进的双斜丝测量三维平均、紊流流场方法。该方法的特点是根据热丝的方向特性确定方向系数k和h,无需在每一测点处先测出气流偏角,然后在偏角方位上进行测量,对流向直角区的三维平均、紊流流场测量结果表明,该方法简便而有效。
无喷管固体火箭发动机侵蚀燃烧初步实验研究
张超才, 孙绪全, 吕振忠
1989, 4(2): 158-160,200.
摘要:
实验装置与方法 实验发动机采用分段式,段与段之间用法蓝盘连接(见图1)。用四个压力传感器测量各截面和头部的压力时间曲线。装药形状为内孔管状并带有后扩张锥。中止燃烧机构采用向发动机喷水的方法,在需要中止燃烧时,由微机控制时间,接通点火电源,点燃喷水装置的药包,燃气压力使活塞将水推入燃烧室,当水进入装药通道时,装药燃烧立即停止。 装药尺寸测量,采用测量显微镜.装药初始尺寸见表1。
轴向密流比对叶栅性能的影响
刘前智, 严汝群
1989, 4(2): 161-164,196.
摘要:
轴向密流比对叶栅性能有较大的影响,本文对该问题进行理论及实验研究,导出了叶栅主要性能参数与轴向密流比的关联方程,通过压气机叶栅吹风实验,得到了不同轴向密流比条件下的叶栅性能。理论计算与实验结果吻合的程度令人满意,表明文中所得出的理论关联式可以有效地估算轴向密流比对叶栅流动的影响,具有一定的实用价值。
计算沿转子叶高损失分布的半经验模型法
范世兴, 陈矛章
1989, 4(2): 165-168,196.
摘要:
本文对现有的几种计算转子损失的半经验模型进行了系统的对比验算,发现这些损失模型在准确性和适用范围方面均不能满足工程计算的要求。通过对这些模型进行加权平均,并采用了减振凸台损失模型,得到一种新的模型,该模型在除叶尖和叶根外的大部分叶高上,能够比较准确地估算沿转子叶高的损失分布。本文还成功地将此模型用于流线曲率法,得到一种能满意地预测轴流压气机转子损失和流场的计算方法。
双圆弧单排叶栅和串列叶栅流动性能的试验研究
庄表南, 郭秉衡
1989, 4(2): 169-172,197.
摘要:
本文对按照“单个的和串列的叶轮机械平面双圆弧叶型坐标的计算机程序”设计出的单排叶栅和串列叶栅,在Ma1=0.3;Re=2×105下,进行了吹风试验获得叶栅的正常特性线;即气流转角△β和叶型损失系数随气流攻角i的变化关系。从而可以清楚地看出在设计压气机叶型叶栅时采用串列叶栅具有转角大损失小的优点。
带挤压油膜阻尼器的柔性转子非线性响应的Duffing特性分析
孟光, 薜中擎
1989, 4(2): 173-178,197.
摘要:
本文导出柔性转子—同心型挤压油膜阻尼器系统稳态响应的骨架曲线及振幅界限曲线。分析系统幅频曲线、骨架曲线及振幅界限曲线之间的关系及其对双稳态响应的影响,说明附加分枝解产生的可能性,证叫对简单Jeffcott转子,系统的频响曲线总是具有硬特性,油膜力的引入并不改变原系统的临界点。且双稳态在转速比Ω<1及Ω>1的区间内都可能发生。
用能量法计算涡轮盘偏心孔边局部应力
吕文林, 魏邦旭
1989, 4(2): 179-182,198.
摘要:
为在弹塑性状态下计算孔边局部应力,本文基于能量法则,推导出计算孔边局部应力的方法。本文的方法简单实用,准确度较修正诺伯法计算结果要高,文中附有涡轮盘偏心孔的计算实例,并对计算结果进行了分析。
航空发动机高速滚子轴承的试验研究
冯仰园, 邵嘉兴, 战明学
1989, 4(2): 183-184,200.
摘要:
1.探索性试验 为适应我国航空工业发展,就要提高发动机主轴的旋转速度,而主轴滚子轴承成为发展的障碍,因此提出了研究DN(D为轴承内径mm,N为转速rpm)值为2.5×104的滚子轴承课题。先选用某型发动机涡轮前滚子轴承E1032932NQ进行探索性试验。 首先将DN值提高到2.2×106,分解检查,基本完好,无明显异样。然后提高到2.5×106,按大纲试验后分解检查,在滚子端面有明显磨痕。这是滚子不稳定性引起偏扭磨损所致。
无喷管火箭发动机非定常跨音流场计算
裴鸣, 李宜敏, 夏祥兴
1989, 4(2): 185-188,198.
摘要:
本文对点火过程进行一定处理,用MacCormark显示预校两步差分格式计算无喷管火箭发动机从点火起整个工作过程的一维非定常跨音速流场。计算并对比了圆柱内孔装药及片形装药两种情况,计算结果规律性好,与现有实验数据符合较好。