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扇形涡轮过渡段流动特性及改型特征: 1; 作者牛夕莹王磊 +3 位作者陆华伟李越王敏锋张鹏《哈尔滨工程大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第8期1534-1542,共9页; 为了探讨某扇形涡轮过渡段的气动性能,本文进行了互补互证的数值与试验研究,分析扇形过渡段内损失的区域以及原因。通过采用试验和数值模拟方法,结合经验公式对过渡段型线进行改型设计并进行周期性数值模拟,对原型扇形涡轮过渡段进行了... 展开更多; 关键词涡轮过渡段出口损失型线改型流动特性数值模拟等压梯度曲线模型端壁损失马赫数; 在线阅读下载PDF 职称材料

某型涡轮过渡段机匣子午型线数值研究被引量：1: 2; 作者黄涛周治华 +1 位作者陈绍文王松涛《节能技术》 CAS 2017年第4期291-295,308,共6页; 为了研究某型涡轮过渡段气动性能,采用数值模拟方法研究了子午型线对某带支板的涡轮过渡段气动性能和流场特性的影响,探讨了四种机匣型线时过渡段及上游高压涡轮的气动参数分布及流动情况,并给出了不同方案时总损失对比分析。结果表明,... 展开更多; 关键词紧凑式涡轮过渡段子午型线气动性能流动特性数值研究; 在线阅读下载PDF 职称材料

大扩张角涡轮过渡段性能试验和数值研究被引量：3: 3; 作者施鎏鎏罗华玲 +1 位作者张颜刘火星《航空发动机》 2016年第1期75-78,共4页; 为研究某型大扩张角涡轮过渡段气动性能,对过渡段内部流场进行了详细的试验测量,同时采用CFD数值模拟对过渡段内部流场进行仿真,并与试验结果进行对比分析。结果表明:过渡段机匣表面流动受强逆压梯度影响,容易发生流动分离;轮毂表面流... 展开更多; 关键词大扩张角涡轮过渡段气动性能流动分离气流角试验大涵道比发动机; 在线阅读下载PDF 职称材料

大涵道比发动机涡轮过渡段气动改型设计被引量：3: 4; 作者郭泽润蒋首民 +1 位作者孔庆国周琨《航空发动机》 2015年第4期18-23,共6页; 大涵道比发动机的发展对涡轮过渡段设计提出了更高的要求。依据涡轮过渡段设计流程的5个步骤对某大涵道比发动机过渡段进行气动设计,并且对原型进行3维校核分析。总结过渡段内流动的特点,在原型的基础上进行改型设计。结果表明:通过控... 展开更多; 关键词涡轮过渡段气动设计流动分离二次流大涵道比发动机; 在线阅读下载PDF 职称材料

大扩张角涡轮过渡段非定常流动数值仿真被引量：1: 5; 作者蒋首民张海华 +2 位作者王雷陈云马广健《航空发动机》北大核心 2019年第5期36-41,共6页; 为进一步减小涡轮过渡段流动损失,深入了解涡轮过渡段中的非定常损失机理,开展了大扩张角过渡段研究。在过渡段的非定常流动机理研究中,过渡段进口流场的最显著特点是:转子泄漏涡、通道涡和尾迹。采用数值方法对大扩张角涡轮过渡段进行... 展开更多; 关键词非定常流动大扩张角涡轮过渡段涡系结构航空发动机; 在线阅读下载PDF 职称材料

涡轴发动机涡轮过渡段环形叶栅试验验证被引量：1: 6; 作者吴小芳周颖刘长青《航空科学技术》 2021年第2期38-43,共6页; 本文以涡轴发动机涡轮过渡段(ITD)为研究对象,进行了环形叶栅试验,获取了过渡段在-15°~15°迎角下过渡段的损失特性。试验结果表明,总压损失随着马赫数的增加而增加,且呈二次曲线关系。在进口迎角为-5°~0°时,涡轮过... 展开更多; 关键词涡轮过渡段环形叶栅试验变迎角马赫数; 在线阅读下载PDF 职称材料

题名扇形涡轮过渡段流动特性及改型特征: 1; 作者牛夕莹王磊陆华伟李越王敏锋张鹏; 机构中国船舶集团有限公司第七〇三研究所江苏核电有限公司大连海事大学船舶与海洋工程学院空军装备部驻株洲地区军事代表室; 出处《哈尔滨工程大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第8期1534-1542,共9页; 基金国家自然科学基金项目(52176026).; 文摘为了探讨某扇形涡轮过渡段的气动性能,本文进行了互补互证的数值与试验研究,分析扇形过渡段内损失的区域以及原因。通过采用试验和数值模拟方法,结合经验公式对过渡段型线进行改型设计并进行周期性数值模拟,对原型扇形涡轮过渡段进行了研究,分析了扇形过渡段中损失的主要来源。结果表明:0.07Ma、0.14Ma时扇形涡轮过渡段损失主要在机匣两侧,其余马赫数时在端壁摩擦和流动逆向压差共同作用下使损失区域向支板与左右端壁的中心靠近,周期性模拟时出口面损失区域位于支板后中心区域。本文发现不同型线模型拥有不同的流动过程,等压梯度型线先快速扩压后缓慢扩压的扩压流动方式能有效降低过渡段损失,损失相较于原型减小。; 关键词涡轮过渡段出口损失型线改型流动特性数值模拟等压梯度曲线模型端壁损失马赫数; Keywords intermediate turbine duct export loss profile modification flow characteristics numerical simulation isobaric gradient curve model end wall loss Mach number; 分类号 V231.3 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]; 在线阅读下载PDF 职称材料

题名某型涡轮过渡段机匣子午型线数值研究被引量：1: 2; 作者黄涛周治华陈绍文王松涛; 机构哈尔滨工业大学能源科学与工程学院; 出处《节能技术》 CAS 2017年第4期291-295,308,共6页; 文摘为了研究某型涡轮过渡段气动性能,采用数值模拟方法研究了子午型线对某带支板的涡轮过渡段气动性能和流场特性的影响,探讨了四种机匣型线时过渡段及上游高压涡轮的气动参数分布及流动情况,并给出了不同方案时总损失对比分析。结果表明,过渡段机匣子午型线对上游高压涡轮的影响不大,仅方案Case_1的气流角发生了明显变化。由于不同的过渡段子午型线使得流道中的静压分布发生变化,气流逆压梯度的变化引起机匣附近的流动分离改变,进而使得过渡段出口的损失变化,极大地影响过渡段的整体气动性能。; 关键词紧凑式涡轮过渡段子午型线气动性能流动特性数值研究; Keywords aggressive inter - turbine duct meridional passage contour aerodynamic performance flowcharacter numerical study; 分类号 TK124 [动力工程及工程热物理—工程热物理]; 在线阅读下载PDF 职称材料

题名大扩张角涡轮过渡段性能试验和数值研究被引量：3: 3; 作者施鎏鎏罗华玲张颜刘火星; 机构中航商用航空发动机有限责任公司北京航空航天大学航空发动机气动热力国家科技重点实验室; 出处《航空发动机》 2016年第1期75-78,共4页; 文摘为研究某型大扩张角涡轮过渡段气动性能,对过渡段内部流场进行了详细的试验测量,同时采用CFD数值模拟对过渡段内部流场进行仿真,并与试验结果进行对比分析。结果表明:过渡段机匣表面流动受强逆压梯度影响,容易发生流动分离;轮毂表面流场受支板前缘冲击绕流的影响,呈现周向不均匀性。来流气流角使得过渡段内部流场向支板一侧偏斜,随着气流角的增大,过渡段总压损失增大。CFD模拟结果与试验测量结果吻合较好,均能很好地捕捉流场的细节特征;过渡段进、出口总压恢复系数随着来流气流角的增大而减小,CFD模拟和试验测量值的偏差约为0.2%。; 关键词大扩张角涡轮过渡段气动性能流动分离气流角试验大涵道比发动机; Keywords aggressive intermediate turbine duct aerodynamic performance flow separation flow angle experiment high bypass ratio engine; 分类号 V235.1 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]; 在线阅读下载PDF 职称材料

题名大涵道比发动机涡轮过渡段气动改型设计被引量：3: 4; 作者郭泽润蒋首民孔庆国周琨; 机构中国航天科工集团北京航空航天大学能源与动力工程学院; 出处《航空发动机》 2015年第4期18-23,共6页; 基金高超声速冲压发动机技术重点实验室开放基金(20120101014)资助; 文摘大涵道比发动机的发展对涡轮过渡段设计提出了更高的要求。依据涡轮过渡段设计流程的5个步骤对某大涵道比发动机过渡段进行气动设计,并且对原型进行3维校核分析。总结过渡段内流动的特点,在原型的基础上进行改型设计。结果表明:通过控制流向面积分布规律能够确定过渡段沿流向的压力分布,选择合理的流向面积分布规律形式、改变过渡段流道型线的曲率能够改善当地的局部流动,获得更好的设计。改型设计消除了原型设计中存在的流动分离,并且减小了二次流损失,增大了过渡段的总压恢复系数。; 关键词涡轮过渡段气动设计流动分离二次流大涵道比发动机; Keywords intermediate turbine duct aerodynamic design flow separation secondary flow high bypass ratio engine; 分类号 V231.3 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]; 在线阅读下载PDF 职称材料

题名大扩张角涡轮过渡段非定常流动数值仿真被引量：1: 5; 作者蒋首民张海华王雷陈云马广健; 机构中国航发沈阳发动机研究所海装沈阳局; 出处《航空发动机》北大核心 2019年第5期36-41,共6页; 基金国防工程重点研究项目资助; 文摘为进一步减小涡轮过渡段流动损失,深入了解涡轮过渡段中的非定常损失机理,开展了大扩张角过渡段研究。在过渡段的非定常流动机理研究中,过渡段进口流场的最显著特点是:转子泄漏涡、通道涡和尾迹。采用数值方法对大扩张角涡轮过渡段进行3维非定常数值仿真。结果表明:支板尾缘部分的静压波动小于支板前缘部分的;高压涡轮静子尾迹被转子切割后进入转子通道中向下游传播并在过渡段内形成尾迹通道,尾迹在过渡段内的时空演化是过渡段内损失的主要来源;过渡段支板表面负荷分布发生明显的周期性变化,支板表面承受较强的非定常力,在过渡段设计中必须考虑。; 关键词非定常流动大扩张角涡轮过渡段涡系结构航空发动机; Keywords unsteady flow aggressive intermediate turbine duct vortex structures loss aeroengine; 分类号 V231.3 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]; 在线阅读下载PDF 职称材料

题名涡轴发动机涡轮过渡段环形叶栅试验验证被引量：1: 6; 作者吴小芳周颖刘长青; 机构中国航发湖南动力机械研究所中小型航空发动机叶轮机械湖南省重点实验室; 出处《航空科学技术》 2021年第2期38-43,共6页; 文摘本文以涡轴发动机涡轮过渡段(ITD)为研究对象,进行了环形叶栅试验,获取了过渡段在-15°~15°迎角下过渡段的损失特性。试验结果表明,总压损失随着马赫数的增加而增加,且呈二次曲线关系。在进口迎角为-5°~0°时,涡轮过渡段总压损失最低,在正迎角时,涡轮过渡段总压损失较大,且偏离支板倾斜方向越大,损失越大。试验同时获得了设计状态过渡段内部气动参数分布,可为该涡轮过渡段支板叶型的优化设计提供一定的试验依据。; 关键词涡轮过渡段环形叶栅试验变迎角马赫数; Keywords inter-turbine duct annular cascade test inflow angle Mach number; 分类号 V231.3 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]; 在线阅读下载PDF 职称材料

	题名	作者	出处	发文年	被引量	操作
1	扇形涡轮过渡段流动特性及改型特征	牛夕莹王磊陆华伟李越王敏锋张鹏	《哈尔滨工程大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心	2024	0	在线阅读下载PDF 职称材料
2	某型涡轮过渡段机匣子午型线数值研究	黄涛周治华陈绍文王松涛	《节能技术》 CAS	2017	1	在线阅读下载PDF 职称材料
3	大扩张角涡轮过渡段性能试验和数值研究	施鎏鎏罗华玲张颜刘火星	《航空发动机》	2016	3	在线阅读下载PDF 职称材料
4	大涵道比发动机涡轮过渡段气动改型设计	郭泽润蒋首民孔庆国周琨	《航空发动机》	2015	3	在线阅读下载PDF 职称材料
5	大扩张角涡轮过渡段非定常流动数值仿真	蒋首民张海华王雷陈云马广健	《航空发动机》北大核心	2019	1	在线阅读下载PDF 职称材料
6	涡轴发动机涡轮过渡段环形叶栅试验验证	吴小芳周颖刘长青	《航空科学技术》	2021	1	在线阅读下载PDF 职称材料