边界元法在气冷涡轮叶栅气热耦合计算中的应用

将边界元计算方法应用到三维N-S方程求解程序中,流体部分采用有限差分法求解N-S方程,边界元法求解固体区域热传导方程。开发气热耦合计算程序对NASA-MarkII高压气冷涡轮叶栅热环境进行气热耦合分析。利用边界元法特有的优势(降维、解析与离散相结合的特点),避免了固体区域的网格生成和内部节点求解工作,提高了计算精度。结果表明,耦合计算程序能够高效、准确求解多场的气热耦合问题,计算结果与实验结果吻合的较好,二者平均误差为3%。     

国外生产陶粒的几种新工艺

陶粒的现有生产工艺,可制得粒径10～40毫米的高质量陶粒。而用回转窑很难制造小于5毫米的陶砂及5～10毫米的细陶粒。因此,国外对细陶粒,特别是陶粒的生产工艺进行了一系列的研究。近年来,国外已研制成功用沸腾炉、喷射炉、振动法与压差炉等新方法来生产陶粒与陶砂。现将一些国家用上述方法生产陶粒的生产过程简介如下:     

基于IMS的云视讯平台方案应用研究

随着多媒体技术以及视频会议技术的不断发展,基于H.323协议的传统视频系统越来越不能满足业务发展的需要,为满足政企客户视频会议业务需求,云视讯已成为通信运营商的重要建设内容。通过分析云视讯平台需求及特点,并结合国内通信运营商现网IMS网络对云视讯平台方案应用进行了研究,将视频会议系统与通信运营商的IMS网络有效融合,为用户提供全方位的云视讯平台建设方案,提升融合通信解决能力。     

大子午扩张涡轮导向器栅内流动控制研究

大子午扩张跨音涡轮具有外端壁栅道前附面层偏厚和内端壁栅道内激波附面层干扰分离严重的特点,从而导致导向器栅道内流动损失偏高。采用全三维黏性N-S方程对优化设计获得的先进导向器叶型和原型进行了级环境的数值仿真,并对比分析了通过多截面S1型线联合设计改善栅道内全三维流动的控制机理。结果表明:采用根部缩放型线和中上部收缩型线能够改善大子午扩张跨音涡轮导向器栅道内流动,此种S1流面设计能减薄外壁侧来流附面层,并减弱甚至消除根部出口激波附面层干扰以及分离的径向掺混。     

高压级涡轮的气动优化设计改型

蒸汽轮机高压级涡轮多为低展弦比直叶型设计,此类涡轮的二次流损失占整个流动损失的比重较大,现在的设计技术能够较好地设计出优秀的S1面叶型,但较难把握全三维的二次流损失。文中通过对单级某高压级涡轮导叶的优化设计改型,得到了较好的控制二次流损失的全三维直叶型。结果表明:最优全三维直叶型不是最优S1面叶型,二次流损失在流动中比重较大,设计中不容忽视;采用优化设计的方法,能够非常有效地提供最优直叶型,缩短设计周期。     

PCC业务管控策略应用探析

移动互联网的到来乃至物联网的快速发展,正在极大的改变用户行为习惯。同时各种新型终端和应用的大量涌现,对网络流量造成巨大的压力,而现网PCC管控策略的应用效果并不理想。介绍业务管控策略配置原理和部分PCC策略场景的业务流程,分析对现有网络设备的要求,并给出PCC的部署建议。     

大子午扩张涡轮的前掠宽弦叶型数值研究

在涡扇发动机的设计中,高低压涡轮过渡段处多采用较大子午扩张的结构,此结构给低压涡轮设计带来了难度.对采用前掠宽弦重新设计的低压涡轮进行了3D数值模拟,并研究了此种叶型在低压涡轮特殊结构下对气动性能的影响.结果表明:针对大子午扩张结构的低压涡轮,采用此设计能够非常有效地控制前部流动,也能降低后部流道内损失.     

大子午扩张涡轮的S1优化设计初步研究

大子午扩张涡轮具有外壁侧易分离的特点,通过对优化根部、中部和顶部S1型线所得改型和原型共4个方案的数值模拟与对比分析,研究了大子午扩张涡轮的S1型线优化设计特点。结果表明:此类涡轮流动控制的重点在顶部栅前来流条件和出口根部附面层分离径向迁移,采用根部优化能够很好地控制两个因素,采用中部优化只能从顶部来流条件进行控制,顶部优化效果不明显。     

Numerical investigation on bowed blades of large meridional expansion Turbine

To improve the performance of the Turbofan engine,several measures should be considered during design process.Such measures,relating to aerodynamic characteristic design,include the maximum enthalpy per stage,the shortest axial length,the minimum blade rows and the highest efficient in design and off design condition.To satisfy theses design characters,the meridian geometry of the engine will be excurvature at a high degree transition part between HP and LP turbines.The study is to investigate the effect of blade bowing on flow loss at blade tip and root of the type of turbine.Such turbine,tending towards separation,with severe secondary flow at the tip and strong radial flow at exit,was simulated by the 3D N-S solver Numerca,and there were several different stacking line bowing schemes in all.The results show that tip negative bowing and root positive bowing is able to weaken radial flow,consequently reduce the flow loss at the tip and root.     

换热系数准则式在燃气涡轮耦合计算中的应用

为节省涡轮叶栅气热耦合数值模拟时间及提高计算结果准确度,将应用较为广泛的迪图斯-贝尔特和格尼林斯基管内对流换热系数准则式应用于NASA-MarkⅡ高压燃气气冷涡轮叶栅气热耦合换热计算中,换热系数准则式引入温度差和入口效应等考虑涡轮内冷腔几何及工况的修正因子.采用商用软件CFX11.0的不同湍流模型进行数值模拟计算,计算...