CN115577652A - 一种涡轮机匣气壳式冷却结构及其设计方法 - Google Patents

一种涡轮机匣气壳式冷却结构及其设计方法 Download PDF

Info

Publication number
CN115577652A
CN115577652A CN202211275139.8A CN202211275139A CN115577652A CN 115577652 A CN115577652 A CN 115577652A CN 202211275139 A CN202211275139 A CN 202211275139A CN 115577652 A CN115577652 A CN 115577652A
Authority
CN
China
Prior art keywords
cooling structure
gas
turbine casing
casing
air
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Pending
Application number
CN202211275139.8A
Other languages
English (en)
Inventor
潘光艳
李毅
夏梦
张�林
陈皓
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
AECC Shenyang Engine Research Institute
Original Assignee
AECC Shenyang Engine Research Institute
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by AECC Shenyang Engine Research Institute filed Critical AECC Shenyang Engine Research Institute
Priority to CN202211275139.8A priority Critical patent/CN115577652A/zh
Publication of CN115577652A publication Critical patent/CN115577652A/zh
Pending legal-status Critical Current

Links

Images

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
    • G06F30/20—Design optimisation, verification or simulation
    • G06F30/28—Design optimisation, verification or simulation using fluid dynamics, e.g. using Navier-Stokes equations or computational fluid dynamics [CFD]
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
    • G06F30/10—Geometric CAD
    • G06F30/17—Mechanical parametric or variational design
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F2111/00—Details relating to CAD techniques
    • G06F2111/04—Constraint-based CAD
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F2113/00—Details relating to the application field
    • G06F2113/08—Fluids
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F2119/00—Details relating to the type or aim of the analysis or the optimisation
    • G06F2119/08—Thermal analysis or thermal optimisation
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F2119/00—Details relating to the type or aim of the analysis or the optimisation
    • G06F2119/14—Force analysis or force optimisation, e.g. static or dynamic forces

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Theoretical Computer Science (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Geometry (AREA)
  • Evolutionary Computation (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mathematical Analysis (AREA)
  • Mathematical Optimization (AREA)
  • Pure & Applied Mathematics (AREA)
  • Computer Hardware Design (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Mathematical Physics (AREA)
  • Computing Systems (AREA)
  • Algebra (AREA)
  • Computational Mathematics (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

本申请提供了一种涡轮机匣气壳式冷却结构设计方法，包括：步骤一、确定涡轮机匣气壳式冷却结构的设计约束和设计目标；步骤二、根据气壳式冷却结构与涡轮机匣、转子组成的传热模型建立热平衡方程，评估气壳式冷却结构对涡轮机匣冷却所需带走的热量；步骤三、根据设计目标、冷却所需带走的热量和设计约束得到气壳式冷却结构的关键参数，所述关键参数包括气壳高度和引气量；步骤四、评估关键参数下的发动机性能损失；步骤五、以满足涡轮机匣气壳式冷却结构的流量需求为目标，以涡气壳式冷却结构的引气和排气的气动参数为边界，在满足流阻损失的前提下进行引气流路设计获得气壳式冷却结构的引气流路；步骤六、评估所述引气流路是否能够实现。

Description

一种涡轮机匣气壳式冷却结构及其设计方法
技术领域
本申请属于涡轮机匣结构设计技术领域，特别涉及一种涡轮机匣气壳式冷却结构及其设计方法。
背景技术
航空发动机涡轮机匣组件是发动机的重要组成部分，主要用于支撑发动机涡轮及阻隔高温燃气和低温轴承，涡轮机匣的位置和功能决定了机匣具有温度高、结构复杂的特点，所以涡轮机匣通常需要冷却结构。
在涡轮机匣表面引一股冷气进行对涡轮机匣进行冷却是一种常见的涡轮外部冷却方式。对于该涡轮机匣气壳冷却结构的设计过程如下：给定设计工况，基于经验初步假定冷却气温度、压力等参数，通过数值仿真或者试验验证等手段得到此状态下涡轮机匣的温度分布，对冷却气相关参数进行迭代修正，从而完成方案设计。然而这种设计方法对于设计人员的经验要求较高，若初期假设参数不合理，则需要进行多轮迭代试验或者计算，且在参数变化较大时，甚至需要重新设计，存在大量反复的工作，设计效率较低。
发明内容
本申请的目的是提供了一种涡轮机匣气壳式冷却结构及其设计方法，以解决或减轻背景技术中的至少一个问题。
一方面，本申请提供一种涡轮机匣气壳式冷却结构设计方法，所述方法包括：
步骤一、确定涡轮机匣气壳式冷却结构的设计约束和设计目标；
步骤二、根据涡轮机匣气壳式冷却结构与涡轮机匣、转子组成的传热模型建立热平衡方程，评估气壳式冷却结构对涡轮机匣冷却所需带走的热量；
步骤三、对涡轮机匣气壳式冷却结构进行传热设计，根据设计目标、冷却所需带走的热量和涡轮机匣结构设计约束得到涡轮机匣气壳式冷却结构的关键参数，所述关键参数包括气壳高度和引气量；
步骤四、评估关键参数下的发动机性能损失，若满足求则进行下一步，若不满足则返回步骤一；
步骤五、以满足涡轮机匣气壳式冷却结构的流量需求为目标，以涡轮机匣气壳式冷却结构的引气和排气的气动参数为边界，在满足流阻损失的前提下进行引气流路设计获得涡轮机匣气壳式冷却结构的引气流路；
步骤六、评估所述引气流路是否能够实现，如果存在管路布置实现困难，则返回步骤一重新进行设计，直至满足要求。
进一步的，根据涡轮机匣主体结构确定气壳冷却结构的基本型面，从而确定涡轮机匣气壳式冷却结构的设计约束，其中，所述涡轮机匣气壳式冷却结构的环形半径大于涡轮机匣的外半径，所述涡轮机匣气壳式冷却结构沿发动机轴线的长度取决于机匣冷却降温需求位置。
进一步的，步骤一中，根据机匣材料长期需用温度限制、发动机强度寿命对温度的需求、发动机变形对温度的需求、发动机外壁温限制确定设计目标。
进一步的，步骤一中，所述涡轮机匣气壳式冷却结构自压气机叶尖处进行引气，引气位置的压气机叶尖压力高于气壳式冷却结构的排气压力，引气位置的压气机叶尖温度低于涡轮机匣表面平均温度。
进一步的，步骤二中，所述热平衡方程为：
Figure BDA0003896174540000021
式中，Qlq为冷却设计的气流需带走热量，Qhjdl为发动机环境弱对流带走热量，Qjxfs为机匣对气壳的辐射热量，Qzzfs来自主通道转子对机匣的辐射热量，Qjzdr为安装在机匣上的发动机静子叶片对机匣导热，Qzldl主流对机匣的强对流热量，Qhjfs为机匣对外界无限大空间的辐射热量。
进一步的，步骤五中，首先建立引气流量的流体网格，通过所述流体网格模拟所述引气流路的气流流动特性。
进一步的，步骤五中，所述流体网格包括：
表征压气机叶尖引气位置的第一腔；
表征气壳式冷却结构排气边界的第二腔；以及
表征冷气流通中截流较小、几何结构较大位置的至少两个第三腔。
进一步的，当所述涡轮机匣外表面具有凹槽时，所述涡轮机匣气壳式冷却结构的气壳层不深入凹槽内
进一步的，通过在所述气壳层上设置伸入所述凹槽的肋板，以改善气流流动路线。
另一方面，本申请提供了一种涡轮机匣气壳式冷却结构，该涡轮机匣气壳式冷却结构采用如上中任一所述的涡轮机匣气壳式冷却结构设计方法得到。
本申请提供的涡轮机匣气壳式冷却结构及其设计方法是一种系统性的设计方法，通过采用广泛通用的对流和辐射传热模型，使得该方法的使用更具有可操作性，在设计过程中提出了若干关键参数，可作为调整设计和设计效果评价的数据基础。该方法可以极大程度的提高设计效率，缩短设计周期，降低人力、物力成本。
附图说明
为了更清楚地说明本申请提供的技术方案，下面将对附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述的附图仅仅是本申请的一些实施例。
图1为本申请的涡轮机匣气壳式冷却结构设计方法流程图。
图2为本申请中典型的发动机结构示意图。
图3为本申请中气壳参数示意图。
图4为本申请中气壳、涡轮机匣和主通道转子热平衡示意图。
图5为本申请中阐述原理的对流换热模型示意图。
图6为本申请一实施例中的流体网络示意图。
图7为本申请一实施例中的引气流路示意图。
图8为本申请一实施例中的肋板位置示意图。
具体实施方式
为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行更加详细的描述。
如图1所示，本申请提供的涡轮机匣气壳式冷却结构设计方法主要包括传热设计和流动设计两大部分，具体步骤包括：
步骤一：明确涡轮机匣气壳式冷却结构的设计目标和设计约束。
设计约束：根据涡轮机匣主体结构——如环形腔内半径、沿发动机轴向长度等——确定气壳冷却结构(或称气壳)的基本型面。
以图2中所示的典型发动机结构为例，位置1为压气机位置，其构成冷气的引气气源，位置2为高压涡轮位置，气壳式冷却结构位于此处。以位置2处的涡轮机匣面为基础，使气壳的环形半径大于涡轮机匣的外半径，且大于薄壳工艺加工安装的最小尺寸，如图3左图所示。气壳沿发动机轴线长度L取决于机匣冷却降温需求位置，如图3右图所示。
设计目标：确定进行冷却设计的发动机状态及性能参数；根据机匣材料长期需用温度限制、强度寿命对温度的需求、变形对温度的需求、发动机外壁温限制(如箱装体对发动机表面温度限制等环境需求)等因素，确定冷却设计目标。
选择冷却气源：在本申请中，一般选择高压压气机叶尖作为引气位置，根据引气位置确定可供使用的气源压力、温度范围。例如，在本申请该实施例中，引气位置为压气机二级叶尖，根据压气机二级叶尖位置确定气源的压力、温度范围等参数。其中，需要说明的是，冷却引气位置的压力需高于气壳式冷却结构的排气压力，温度低于涡轮机匣表面的平均温度。
步骤二：建立气壳的传热模型，评估所需热量。
如图4所示建立的气壳3、涡轮机匣4和主通道转子5组成的热平衡系统，建立热平衡方程：
Figure BDA0003896174540000051
式中，Qlq为冷却设计的气流需带走热量，Qhjdl为发动机环境弱对流带走热量，Qjxfs为机匣对气壳的辐射热量，Qzzfs来自主通道转子对机匣的辐射热量，Qjzdr为安装在机匣上的发动机静子叶片对机匣导热，Qzldl主流对机匣的强对流热量，Qhjfs为机匣对外界无限大空间的辐射热量。
通过热平衡方程求解得到冷却所需带走热量Qlq。
例如图5所示为阐述原理的对流换热模型，机匣4与冷却气体q的对流换热模型满足牛顿冷却公式：Φ3,q＝αA3(T3-Tq)；
式中，Φ3,q为机匣4与冷却气q之间的对流换热热量；α为换热系数；A3为机匣4的表面积；T3、Tq分别为机匣4、冷却气q的温度。
冷却辐射模型可以模化成两表面辐射传热模型：
Figure BDA0003896174540000052
式中，Eb3、Ebq分别为机匣4、冷却气q本身的能量；ε3、εq分别为机匣4、冷却气q的发射率。
进而得到冷却气冷却能力需求Qlq。
步骤三：对气壳进行传热设计，得到气壳式冷却结构的关键参数，即气壳高度h和引气量M。
结合冷却设计目标、冷却所需热量Qlq和涡轮机匣结构设计约束，
对于气壳3内气流和涡轮机匣4表面的对流换热模型，其对流换热可以通过以下几个典型经验公式求解：
Figure BDA0003896174540000061
对整个机匣壁面做积分求平均得到平均努谢尔数Nu，进而得到平均换热系数α：
Figure BDA0003896174540000062
式中，Re、Pr为无量纲参数，
Figure BDA0003896174540000063
ρ为密度，u为速度，d为气壳特征长度，μ为动力粘性系数，cp为定压比热，λ为热导率，A为机匣壁面面积，R为机匣外表面半径，L为气壳长度。
求解可得到冷气的引气量M和气壳高度h。
步骤四：性能评估。
从压气机引高压冷气会带来发动机总体性能的损失，该步骤中评估步骤三的引气气量对应的发动机性能损失。如果性能损失在允许裕度之外，则返回步骤一。
本申请实施例中的气壳腔排气压力较低，不需要冷却气源过高的压力，步骤一中得到的引气位置在压气机二级叶尖，发动机做无效功较少，且性能损失在裕度范围内，可以满足要求。
步骤五：流动设计，包括组织引气流路和气壳内详细流动设计。
组织引气流路：以满足流量需求为目标，引气和排气的气动参数为边界，同时以最大程度满足降低流阻损失为原则，进行引气流路设计。
建立如图6所示的流体网络和图7所示的引气流路6示意图。流体网络中，1腔为压气机二级叶尖位置，4腔为气壳排气边界腔，其余腔为冷气流通中截流较小，几何结构较大的位置。节流单元YQG为4根带两个90°弯的长管。节流单元BODY模拟的是气壳层内空间较窄、流阻相对较大的位置。流阻单元PQG模拟气壳排气位置。
气壳内流动详细设计：根据气壳内的结构特点，对于易于产生流动分离的几何结构位置进行肋板设计。通过肋板导流，增加涡轮机匣的换热面积，提高涡轮机匣表面冷气流量。同时由肋板导致的湍流提高了冷气对流换热能力，最终实现高效的冷却。
在如图7所示的引气流路示意图中，涡轮机匣4有凹槽41。由于尺寸较小、工艺限制，不能在凹槽41贴壁面建立气壳层，初步设计的气壳层放大，使其不深入凹槽41内。如图8所示，该结构下，气流沿着流线L1流动，不能对凹槽41的底部机匣进行有效换热，本申请中在该位置增加改善流动的肋板31，气流如流线L2流动。增加的肋板31，提高了冷气对流换热能力，实现了高效冷却。
步骤六：评估步骤五的管路流动可实现性，结构上能实现从压气机机匣开孔引气，并通过管路将气流引到位置2表面位置。如果存在管路布置实现困难，返回步骤一，重新选择气源位置，进行再设计。
最后，通过上述设计方法可得到用于涡轮机匣冷却的气壳式冷却结构。
相对于传统的机匣冷却设计方法，本申请提供的涡轮机匣气壳式冷却结构及其设计方法是一种系统性的设计方法，该设计方法采用广泛通用的对流和辐射传热模型，使得该方法的使用更具有可操作性，在设计过程中提出了若干关键参数，可作为调整设计和设计效果评价的数据基础。该方法可以极大程度的提高设计效率，缩短设计周期，降低人力、物力成本。
以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (10)

1.一种涡轮机匣气壳式冷却结构设计方法，其特征在于，所述方法包括：
步骤一、确定涡轮机匣气壳式冷却结构的设计约束和设计目标；
步骤二、根据涡轮机匣气壳式冷却结构与涡轮机匣、转子组成的传热模型建立热平衡方程，评估气壳式冷却结构对涡轮机匣冷却所需带走的热量；
步骤三、对涡轮机匣气壳式冷却结构进行传热设计，根据设计目标、冷却所需带走的热量和涡轮机匣结构设计约束得到涡轮机匣气壳式冷却结构的关键参数，所述关键参数包括气壳高度和引气量；
步骤四、评估关键参数下的发动机性能损失，若满足求则进行下一步，若不满足则返回步骤一；
步骤五、以满足涡轮机匣气壳式冷却结构的流量需求为目标，以涡轮机匣气壳式冷却结构的引气和排气的气动参数为边界，在满足流阻损失的前提下进行引气流路设计获得涡轮机匣气壳式冷却结构的引气流路；
步骤六、评估所述引气流路是否能够实现，如果存在管路布置实现困难，则返回步骤一重新进行设计，直至满足要求。
2.如权利要求1所述的涡轮机匣气壳式冷却结构设计方法，其特征在于，步骤一中，根据涡轮机匣主体结构确定气壳冷却结构的基本型面，从而确定涡轮机匣气壳式冷却结构的设计约束，其中，所述涡轮机匣气壳式冷却结构的环形半径大于涡轮机匣的外半径，所述涡轮机匣气壳式冷却结构沿发动机轴线的长度取决于机匣冷却降温需求位置。
3.如权利要求1所述的涡轮机匣气壳式冷却结构设计方法，其特征在于，步骤一中，根据机匣材料长期需用温度限制、发动机强度寿命对温度的需求、发动机变形对温度的需求、发动机外壁温限制确定设计目标。
4.如权利要求2或3所述的涡轮机匣气壳式冷却结构设计方法，其特征在于，步骤一中，所述涡轮机匣气壳式冷却结构自压气机叶尖处进行引气，引气位置的压气机叶尖压力高于气壳式冷却结构的排气压力，引气位置的压气机叶尖温度低于涡轮机匣表面平均温度。
5.如权利要求1所述的涡轮机匣气壳式冷却结构设计方法，其特征在于，步骤二中，所述热平衡方程为：
Figure FDA0003896174530000021
式中，Qlq为冷却设计的气流需带走热量，Qhjdl为发动机环境弱对流带走热量，Qjxfs为机匣对气壳的辐射热量，Qzzfs来自主通道转子对机匣的辐射热量，Qjzdr为安装在机匣上的发动机静子叶片对机匣导热，Qzldl主流对机匣的强对流热量，Qhjfs为机匣对外界无限大空间的辐射热量。
6.如权利要求1所述的涡轮机匣气壳式冷却结构设计方法，其特征在于，步骤五中，首先建立引气流量的流体网格，通过所述流体网格模拟所述引气流路的气流流动特性。
7.如权利要求6所述的涡轮机匣气壳式冷却结构设计方法，其特征在于，步骤五中，所述流体网格包括：
表征压气机叶尖引气位置的第一腔；
表征气壳式冷却结构排气边界的第二腔；以及
表征冷气流通中截流较小、几何结构较大位置的至少两个第三腔。
8.如权利要求1所述的涡轮机匣气壳式冷却结构设计方法，其特征在于，当所述涡轮机匣外表面具有凹槽时，所述涡轮机匣气壳式冷却结构的气壳层不深入凹槽内。
9.如权利要求8所述的涡轮机匣气壳式冷却结构设计方法，其特征在于，通过在所述气壳层上设置伸入所述凹槽的肋板，以改善气流流动路线。
10.一种涡轮机匣气壳式冷却结构，其特征在于，采用如权利要求1至9中任一所述的涡轮机匣气壳式冷却结构设计方法得到。
CN202211275139.8A 2022-10-18 2022-10-18 一种涡轮机匣气壳式冷却结构及其设计方法 Pending CN115577652A (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202211275139.8A CN115577652A (zh) 2022-10-18 2022-10-18 一种涡轮机匣气壳式冷却结构及其设计方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202211275139.8A CN115577652A (zh) 2022-10-18 2022-10-18 一种涡轮机匣气壳式冷却结构及其设计方法

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN115577652A true CN115577652A (zh) 2023-01-06

Family

ID=84584678

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202211275139.8A Pending CN115577652A (zh) 2022-10-18 2022-10-18 一种涡轮机匣气壳式冷却结构及其设计方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN115577652A (zh)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN117634098A (zh) * 2024-01-25 2024-03-01 中国航发四川燃气涡轮研究院 燃烧室矩形试验件机匣水冷结构设计方法

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN117634098A (zh) * 2024-01-25 2024-03-01 中国航发四川燃气涡轮研究院 燃烧室矩形试验件机匣水冷结构设计方法
CN117634098B (zh) * 2024-01-25 2024-04-16 中国航发四川燃气涡轮研究院 燃烧室矩形试验件机匣水冷结构设计方法

Similar Documents

Publication Publication Date Title
Azad et al. Heat transfer and flow on the squealer tip of a gas turbine blade
Chi et al. Coupled aerothermodynamics optimization for the cooling system of a turbine vane
CN115577652A (zh) 一种涡轮机匣气壳式冷却结构及其设计方法
Wilkinson et al. Performance testing of an axial flow fan designed for air-cooled heat exchanger applications
Lynch et al. Heat transfer and film cooling on a contoured blade endwall with platform gap leakage
Van Rooij et al. Improving aerodynamic matching of axial compressor blading using a three-dimensional multistage inverse design method
Nazmi Ilikan et al. Influence of the Sweep Stacking on the Performance of an Axial Fan
Mehryan et al. Comprehensive study of the impacts of surrounding structures on the aero-dynamic performance and flow characteristics of an outdoor unit of split-type air conditioner
Wilkinson The Design of an axial flow fan for air-cooled heat exchanger applications.
Xie et al. Conjugated analysis of heat transfer enhancement of an internal blade tip-wall with pin-fin arrays
Wu et al. Optimization design of axial fan blade
Xie et al. Enhanced internal heat transfer on the tip-wall in a rectangular two-pass channel (AR= 1: 2) by pin-fin arrays
CN111985026B (zh) 基于热分层高度的建筑高效自然通风设计方法
Wei et al. Effects of inclined volute tongue structure on the internal complex flow and aerodynamic performance of the multi-blade centrifugal fan
Wang et al. A high temperature turbine blade heat transfer multilevel design platform
Volponi et al. CFD simulation results for the MinWaterCSP cooling fan
Lee et al. Heat-transfer characteristics of a non-rotating two-pass rectangular duct with various guide vanes in the tip turn region
Amano et al. Study of flow through a stationary ribbed channel for blade cooling
Liu et al. Thermal Analysis of Turbine Blades with Thermal Barrier Coatings Using Virtual Wall Thickness Method
Bekker et al. Influence of pressure recovery on the performance of an induced draught air-cooled condenser under windless and windy conditions
Wu et al. Design and experiment on aircraft electromechanical actuator fan at different altitudes and rotational speeds
Bekken et al. Performance enhancement of an induced draught axial flow fan through pressure recovery
Gao et al. Air-conditioning system with underfloor air distribution integrated solar chimney in data center
Albanesi et al. A simulation-based optimization approach for poultry axial exhaust fans to fulfill aerodynamic and mechanical service constraints
CN112035957A (zh) 一种空空中冷器性能预测方法

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination