Informacja

Drogi użytkowniku, aplikacja do prawidłowego działania wymaga obsługi JavaScript. Proszę włącz obsługę JavaScript w Twojej przeglądarce.

Wyszukujesz frazę "Du, X." wg kryterium: Autor


Wyświetlanie 1-4 z 4
Tytuł:
A numerical approach to predict the rotating stall in the vaneless diffuser of a centrifugal compressor using the eigenvalue method
Autorzy:
Hu, C.
Liu, P.
Zhu, X.
Chen, H.
Du, Z.
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/281006.pdf
Data publikacji:
2017
Wydawca:
Polskie Towarzystwo Mechaniki Teoretycznej i Stosowanej
Tematy:
instability
vaneless diffuser
eigenvalue problem
spectral method
Opis:
A two-dimensional incompressible flow model is presented to study the occurrence of rotating stall in vaneless diffusers of centrifugal compressors. The diffuser considered has two parallel walls, and the undisturbed flow is assumed to be circumferentially uniform, isentropic, and to have no axial velocity. The linearized 2D Euler equations for an incompressible flow in a fixed frame of the coordinate system are considered. After discretization by a spectral collocation method based on Chebyshev-Gauss-Lobatto points, the generalized eigenvalue problem is solved through the QZ algorithm. The compressor stability is judged by the imaginary part of the eigenvalue obtained. Based on the 2D stability analysis, the influence of inflow angle, radius ratio and wave number are studied. The results from the present stability analysis are compared with some experimental measurement and Shen’s model. It is showed that diffuser instability increases rapidly and the stall rotational speed decreases quickly with an increase in the diffuser radius ratio. The largest critical inflow angle can be obtained when the wave number is around 3 ∼ 5 for the radius ratio between 1.5 to 2.2. It is also verified that the stability model proposed in this paper agrees well with experimental data and has the capability to predict the onset of rotating stall, especially for wide diffusers.
Źródło:
Journal of Theoretical and Applied Mechanics; 2017, 55, 2; 635-647
1429-2955
Pojawia się w:
Journal of Theoretical and Applied Mechanics
Dostawca treści:
Biblioteka Nauki
Artykuł
Tytuł:
Numerical investigation of compressor rotor blade clocking effects on aerodynamic loading of the stator vane
Analiza numeryczna wpływu wzajemnego ustawienia łopat sprężarki na obciążenie aerodynamiczne kierownicy
Autorzy:
Yan, P. G.
Qiang, X. Q.
Du, Z. H.
Han, W. J.
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/280439.pdf
Data publikacji:
2012
Wydawca:
Polskie Towarzystwo Mechaniki Teoretycznej i Stosowanej
Tematy:
compressor
unsteady low
clocking effect
flow exciting force
Opis:
The unsteady flow fields of a three-stage axial compressor are simulated. The 3D N-S equations are solved by using the frequency domain transformed method based on the harmonic function. The main efforts are focused on the effects of the second stage rotor blade clocking configuration on aerodynamic loading of the stator vanes. The unsteady aerodynamic loadings of each blade row are analyzed in time and frequency domains. The results point out that the aerodynamic loading of the middle stage stator vane is significantly affected as the rotor blades changing with different clocking configuration. At CLK0 configuration, the middle stage stator vane is affected by the aerodynamic force whose direction is sometimes reverse with the regular force. At CLK2 configuration, the aerodynamic force of the stator vane is always positive and the fluctuation amplitude is smaller than those of other configurations. Meanwhile, the response of stator vane S2 to one blade passing frequency (BPF) is minimum comparing to others.
Praca zawiera wyniki symulacji numerycznej nieustalonego pola przepływu w trójstopniowej sprężarce osiowej. Trójwymiarowe równania Naviera-Stokesa rozwiązano metodą transformacji w dziedzinie częstości opartej na funkcji harmonicznej. Główny wysiłek włożono w badania wpływu konfiguracji łopat kierownicy i wirnika drugiego stopnia sprężarki na obciążenie aerodynamiczne kierownicy. Obciążenie to o charakterze nieustalonym przeanalizowano dla każdego rzędu łopatek w dziedzinie czasu i częstości. Wyniki wykazały, że obciążenie aerodynamiczne kierownicy środkowego stopnia sprężarki znacząco zależy od wzajemnego ustawienia łopat wirnika i kierownicy. Dla konfiguracji oznaczonej CLK0 kierownica podlega obciążeniu siłą, której zwrot bywa przeciwny do kierunku typowego w przypadkach regularnych. Natomiast konfiguracją CLK2 generuje zawsze dodatnią wartość siły aerodynamicznej, której fluktuacje amplitudy są jednocześnie mniejsze niż w innych konfiguracjach. Ponadto stwierdzono, że wrażliwość aerodynamiczna łopaty kierownicy S2 na częstotliwość łopatkową (BPF) jest minimalna w stosunku do innych konfiguracji.
Źródło:
Journal of Theoretical and Applied Mechanics; 2012, 50, 2; 423-440
1429-2955
Pojawia się w:
Journal of Theoretical and Applied Mechanics
Dostawca treści:
Biblioteka Nauki
Artykuł
Tytuł:
The off-design performance prediction of axial compressor based on a 2D approach
Autorzy:
Zhu, X. C.
Hu, J. F.
Ou-Yang, H.
Tian, J.
Qiang, X. Q.
Du, Z. H.
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/281612.pdf
Data publikacji:
2013
Wydawca:
Polskie Towarzystwo Mechaniki Teoretycznej i Stosowanej
Tematy:
two-dimensional
compressor
streamline curvature
deviation
loss model
Opis:
The two-dimensional compressor flow simulation approach has always been a very valuable tool in compressor preliminary design studies, as well as performance predictions. In this context, a general development of the streamline curvature (SLC) method is elucidated firstly. Then a numerical method based on SLC is developed to simulate the internal flow of the compressor according to the development analysis and conclusion. Two certain transonic axial compressors are calculated by this 2D method. The speed lines and span-wise aerodynamic parameters are compared with the experiment data in order to demonstrate the method presented in this paper.
Źródło:
Journal of Theoretical and Applied Mechanics; 2013, 51, 3; 523-531
1429-2955
Pojawia się w:
Journal of Theoretical and Applied Mechanics
Dostawca treści:
Biblioteka Nauki
Artykuł
Tytuł:
The unsteadiness of tip clearance flow and its effect to stability of transonic axial compressor
Nieustaloność przepływu w szczelinie wierzchołkowej i jej wpływ na stabilność pracy przydźwiękowej sprężarki osiowej
Autorzy:
Hu, J. F.
Zhu, X. C.
Ou-Yang, H.
Tian, J.
Wu, Y. D.
Qiang, X. Q.
Zhao, G.
Du, Z. H.
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/281445.pdf
Data publikacji:
2013
Wydawca:
Polskie Towarzystwo Mechaniki Teoretycznej i Stosowanej
Tematy:
tip leakage flow
compressor
stability
Opis:
The steady and unsteady RANS simulations of a transonic compressor rotor (NASA rotor 37) are performed to investigate the tip clearance flow characteristic and correlations between tip leakage flow and compressor stability. For steady simulations, the results are compared with the aerodynamic probe and laser anemometer data. The speed lines and span-wise aerodynamic parameters agree well with the experimental data. On the other hand, the tip clearance flow of unsteady simulations are analysed clearly at a near stall condition. The results show that there is a mass flow rate boundary. The tip clearance flow oscillates substantially with a frequency about 50% BPF when the mass is less than that, which is caused by tip clearance flow, shock, and the interaction between them and the oncoming flow. The interface between the oncoming flow and clearance flow shifts forward, and the tip clearance flow may spill over into the adjacent blade passage as the mass flow decreases, which may results in the spike stall inception.
W pracy przedstawiono symulacje stanu ustalonego i nieustalonego przydźwiękowej sprężarki osiowej (turbina NASA 37) z zastosowaniem metody Reynoldsa uśredniania równań Naviera-Stokesa (RANS) w celu zbadania charakterystyki przepływu w szczelinie wierzchołkowej oraz określenia zależności pomiędzy stratami związanymi z upływem w tej szczelinie a stabilnością pracy sprężarki. Wyniki symulacji stanu ustalonego porównano z danymi doświadczalnymi uzyskanymi za pomocą sondy aerodynamicznej i laserowego wiatromierza. Wyznaczone wzdłuż rozpiętości sprężarki linie prędkości przepływu i jego parametry aerodynamiczne okazały się zgodne z danymi doświadczalnymi. W przypadku symulacji stanu nieustalonego, analizę przepływu w szczelinie wierzchołkowej przeprowadzono dla warunków bliskich oderwania, tj. utraty wydajności sprężarki, wyznaczając graniczny wydatek przepływu dla takiej sytuacji. Poniżej tej granicznej wartości, zmiany przepływu w szczelinie oscylują z częstotliwością sięgającą 50% częstotliwości przejścia łopatek (tzw. BPF), co jest konsekwencją interakcji wywołanej zderzeniem przepływu z falą napływową w szczelinie wierzchołkowej. Powierzchnia tej interakcji przesuwa się do przodu, a sam przepływ może rozpaść się na fragmenty znajdujące ujście w kanałach przyległych łopatek. Zjawisko to zachodzi przy malejącym wydatku, a to z kolei może indukować oderwanie przepływu skokowymi zmianami mocy współpracującego silnika.
Źródło:
Journal of Theoretical and Applied Mechanics; 2013, 51, 2; 431-438
1429-2955
Pojawia się w:
Journal of Theoretical and Applied Mechanics
Dostawca treści:
Biblioteka Nauki
Artykuł
    Wyświetlanie 1-4 z 4

    Ta witryna wykorzystuje pliki cookies do przechowywania informacji na Twoim komputerze. Pliki cookies stosujemy w celu świadczenia usług na najwyższym poziomie, w tym w sposób dostosowany do indywidualnych potrzeb. Korzystanie z witryny bez zmiany ustawień dotyczących cookies oznacza, że będą one zamieszczane w Twoim komputerze. W każdym momencie możesz dokonać zmiany ustawień dotyczących cookies