检索结果-维普期刊中文期刊服务平台

基于二维优化方法的涡轮过渡流道设计被引量：10: 1; 作者杨金广吴虎 +1 位作者杨鹏毛凯《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2013年第2期161-167,共7页; 为优化涡轮过渡流道的气动性能,以期提高发动机的整体经济性能,采用二维通流法与单纯性优化算法相结合的方法,对某型发动机涡轮过渡流道进行了二维优化。优化后过渡流道出口的总压损失系数降低了8.4%,流道扩压能力增加了40.4%,同时过渡... 展开更多; 关键词涡轮过渡流道二维优化数值模拟总压损失系数压力系数; 在线阅读下载PDF 职称材料

基于一维模型的涡轮过渡流道优化设计被引量：4: 2; 作者杨金广吴虎 +2 位作者杜志能王雷陈云《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第2期179-184,共6页; 降低涡轮过渡流道的损失,缩短其长度,增大其径向偏移,是提高高涵道比涡扇发动机经济性和环境友好性的重要手段之一。目前研究基于所发展的一维涡轮过渡流道性能预测方法,提出了涡轮过渡流道设计的优化问题,融合单纯性优化方法,建立了一... 展开更多; 关键词高涵道比涡扇发动机涡轮过渡流道优化设计; 在线阅读下载PDF 职称材料

大涵道比涡扇发动机涡轮过渡流道一体化设计研究被引量：3: 3; 作者侯朝山吴虎 +1 位作者唐晓毅刘昭威《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2015年第11期1656-1661,共6页; 为了提高大涵道比涡扇发动机气动性能,降低其燃油消耗与污染物排放,同时考虑成本与重量因素,针对其高、低压涡轮之间的过渡流道,提出了一体化概念,即新设计的支板代替原型整流支板与低压涡轮第一级导叶,使其也能够为下游转子提供合适的... 展开更多; 关键词大涵道比涡扇发动机涡轮过渡流道一体化概念支板低压涡轮导叶; 在线阅读下载PDF 职称材料

某型涡轮过渡流道稳定工作范围优化设计被引量：4: 4; 作者侯朝山吴虎《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2013年第9期1197-1203,共7页; 为保证高、低压涡轮间流场参数匹配,要求在高压涡轮出口旋流角增大时,涡轮过渡流道仍处于近最佳工作状态。利用全三维数值模拟方法对涡扇发动机涡轮过渡流道进行了初次优化设计。优化后的过渡流道压力系数提高了20.6%,总压损失系数降低... 展开更多; 关键词涡轮过渡流道优化设计模拟性能; 在线阅读下载PDF 职称材料

基于反问题的涡轮过渡流道支板设计方法被引量：1: 5; 作者侯朝山吴虎刘昭威《西北工业大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2017年第2期246-251,共6页; 涡轮过渡流道支板通常采用直叶型设计以保证其足够的强度,当流道进口旋流角度沿径向分布变化较大时,过渡流道内部容易发生气流分离,为此提出了基于三维黏性反问题设计方法的涡轮过渡流道低负荷整流支板设计。对某型涡扇发动机涡轮过渡... 展开更多; 关键词涡轮过渡流道整流支板反问题设计气流分离马赫数; 在线阅读下载PDF 职称材料

涡轮过渡流道性能分析的一维模型及其参数化研究: 6; 作者唐晓毅吴虎杨金广《科学技术与工程》北大核心 2013年第15期4463-4469,4474,共8页; 基于Aungier的环形扩压器性能分析模型,发展了大涵道比高低压涡轮间过渡流道的一维性能分析方法,并与等角直壁环形扩压器的试验数据进行了比较和验证。在此基础上,应用所发展方法以某涡轮过渡流道为算例,对模型进行了参数化研究,分别分... 展开更多; 关键词高涵道比发动机涡轮过渡流道一维模型压力恢复系数总压恢复系数; 在线阅读下载PDF 职称材料

基于反问题的涡轮过渡流道一体化支板设计方法被引量：2: 7; 作者杨晨吴虎 +1 位作者张烔侯朝山《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第8期1727-1733,共7页; 为进一步改善大涵道比涡扇发动机气动性能及燃油经济性,降低其污染物排放,控制其重量与成本,提出了一种高效的高、低压涡轮过渡流道整流支板一体化设计理念,即对原型支板与第一级低压涡轮导叶进行初步正问题一体化设计,并基于气流角全... 展开更多; 关键词大涵道比涡扇发动机涡轮过渡流道支板一体化设计反问题; 在线阅读下载PDF 职称材料

大涵道比涡扇发动机涡轮过渡段的数值研究被引量：4: 8; 作者毛凯吴虎徐倩楠《科学技术与工程》北大核心 2012年第6期1308-1313,共6页; 采用CFD数值模拟方法对大涵道比涡扇发动机高压涡轮与低压涡轮之间的过渡流道进行了气动性能计算。通过与实验数据的对比,验证了CFD计算模型预测涡轮过渡段气动性能的可靠性以及计算精度。分析了径向偏移较大的涡轮过渡段流动特点和损... 展开更多; 关键词大涵道比涡扇发动机涡轮过渡流道数值模拟损失; 在线阅读下载PDF 职称材料

题名基于二维优化方法的涡轮过渡流道设计被引量：10: 1; 作者杨金广吴虎杨鹏毛凯; 机构西北工业大学动力与能源学院; 出处《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2013年第2期161-167,共7页; 文摘为优化涡轮过渡流道的气动性能,以期提高发动机的整体经济性能,采用二维通流法与单纯性优化算法相结合的方法,对某型发动机涡轮过渡流道进行了二维优化。优化后过渡流道出口的总压损失系数降低了8.4%,流道扩压能力增加了40.4%,同时过渡流道出口气流均匀性也得到很大幅度的改善。使用CFD技术对初始流道和优化后流道性能进行了三维数值模拟,并分析比较了过渡流道与整流支板的三维流场分布,从而验证了二维计算与优化算法的可行性。; 关键词涡轮过渡流道二维优化数值模拟总压损失系数压力系数; Keywords Intermediate turbine duct Two dimensional optimization Numerical simulation Total pressure loss coefficient Pressure coefficient; 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

题名基于一维模型的涡轮过渡流道优化设计被引量：4: 2; 作者杨金广吴虎杜志能王雷陈云; 机构西北工业大学动力与能源学院沈阳发动机设计研究所; 出处《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第2期179-184,共6页; 文摘降低涡轮过渡流道的损失,缩短其长度,增大其径向偏移,是提高高涵道比涡扇发动机经济性和环境友好性的重要手段之一。目前研究基于所发展的一维涡轮过渡流道性能预测方法,提出了涡轮过渡流道设计的优化问题,融合单纯性优化方法,建立了一套有自主知识产权的涡轮过渡流道初步优化设计体系,用于涡轮过渡流道的快速设计。文中简要讨论了涡轮过渡流道的一维性能预测方法,给出了一维优化过程中所涉及诸多因素的确定,如几何的参数化、目标函数的确定,优化方法的选取、初步设计的建立以及优化的流程等。最后,以某实际涡轮过渡流道的优化设计为研究对象,对所发展的方法进行了验证,结果表明优化后的流道在总压损失和压升方面都较原型有了提高。通过目前的设计算例,充分确认了方法的鲁棒性和有效性。; 关键词高涵道比涡扇发动机涡轮过渡流道优化设计; Keywords High bypass ratio turbo-fan engine Intermediate turbine duct Optimized design; 分类号 V235.13 [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

题名大涵道比涡扇发动机涡轮过渡流道一体化设计研究被引量：3: 3; 作者侯朝山吴虎唐晓毅刘昭威; 机构西北工业大学动力与能源学院; 出处《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2015年第11期1656-1661,共6页; 文摘为了提高大涵道比涡扇发动机气动性能,降低其燃油消耗与污染物排放,同时考虑成本与重量因素,针对其高、低压涡轮之间的过渡流道,提出了一体化概念,即新设计的支板代替原型整流支板与低压涡轮第一级导叶,使其也能够为下游转子提供合适的进气条件。对一算例开展了设计工作,并通过数值模拟进行了流场分析,结果表明带一体化支板涡轮过渡流道与原型涡轮过渡流道出口马赫数与切向速度吻合很好,验证了一体化设计的有效性。带一体化支板的过渡流道设计点工况总压损失为4.3%,较原型流道总压损失略有增大(原型流道总压损失4.1%),但带一体化支板的过渡流道更能适应非设计点工况,具有一定的优越性。; 关键词大涵道比涡扇发动机涡轮过渡流道一体化概念支板低压涡轮导叶; Keywords High bypass ratio turbofan engine Intermediate turbine duct Integrated concept Struts Low pressure inlet guide vanes; 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

题名某型涡轮过渡流道稳定工作范围优化设计被引量：4: 4; 作者侯朝山吴虎; 机构西北工业大学动力与能源学院; 出处《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2013年第9期1197-1203,共7页; 文摘为保证高、低压涡轮间流场参数匹配,要求在高压涡轮出口旋流角增大时,涡轮过渡流道仍处于近最佳工作状态。利用全三维数值模拟方法对涡扇发动机涡轮过渡流道进行了初次优化设计。优化后的过渡流道压力系数提高了20.6%,总压损失系数降低了5.0%,并且其无流动分离工作范围得到扩大。为进一步扩大非设计稳定工作范围,对初次优化设计结果进行了二次优化。虽然二次优化后涡轮过渡流道设计点性能略有下降,但其无流动分离工作范围进一步扩大,且非设计工况点流道出口流场分布更加均匀,改善了下游低压涡轮的进气条件。; 关键词涡轮过渡流道优化设计模拟性能; Keywords Intermediate turbine duct （ITD） Optimization Design Simulation Performance; 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

题名基于反问题的涡轮过渡流道支板设计方法被引量：1: 5; 作者侯朝山吴虎刘昭威; 机构西北工业大学动力与能源学院; 出处《西北工业大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2017年第2期246-251,共6页; 基金国家自然科学基金(51076131)资助; 文摘涡轮过渡流道支板通常采用直叶型设计以保证其足够的强度,当流道进口旋流角度沿径向分布变化较大时,过渡流道内部容易发生气流分离,为此提出了基于三维黏性反问题设计方法的涡轮过渡流道低负荷整流支板设计。对某型涡扇发动机涡轮过渡流道整流支板进行了反问题设计,数值模拟结果表明,基于反问题设计的整流支板有利于抑制支板表面附面层增厚,降低过渡流道内部发生气流分离的风险,且新设计的过渡流道静压恢复系数系数增大了18.8%,总压损失系数降低了25.8%。; 关键词涡轮过渡流道整流支板反问题设计气流分离马赫数; Keywords intermediate turbine duct（ITD） strut inverse design method flow separation 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

题名涡轮过渡流道性能分析的一维模型及其参数化研究: 6; 作者唐晓毅吴虎杨金广; 机构西北工业大学动力与能源学院; 出处《科学技术与工程》北大核心 2013年第15期4463-4469,4474,共8页; 文摘基于Aungier的环形扩压器性能分析模型,发展了大涵道比高低压涡轮间过渡流道的一维性能分析方法,并与等角直壁环形扩压器的试验数据进行了比较和验证。在此基础上,应用所发展方法以某涡轮过渡流道为算例,对模型进行了参数化研究,分别分析了涡轮过渡流道中线形式、进口Ma、进口堵塞和进口预旋等因素对涡轮过渡流道压力恢复、损失以及堵塞发展等的影响规律,得出了具有实际指导意义的结论。; 关键词高涵道比发动机涡轮过渡流道一维模型压力恢复系数总压恢复系数; Keywords high bypass ratio turbofan engine intermediate turbine duct one dimensional model pressure recovery coefficient total pressure recovery; 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

题名基于反问题的涡轮过渡流道一体化支板设计方法被引量：2: 7; 作者杨晨吴虎张烔侯朝山; 机构西北工业大学动力与能源学院成都航利(集团)实业有限公司; 出处《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第8期1727-1733,共7页; 文摘为进一步改善大涵道比涡扇发动机气动性能及燃油经济性,降低其污染物排放,控制其重量与成本,提出了一种高效的高、低压涡轮过渡流道整流支板一体化设计理念,即对原型支板与第一级低压涡轮导叶进行初步正问题一体化设计,并基于气流角全三维粘性反问题进行进一步改型设计,使得在保证自身气动性能不降低的基础上,带一体化支板涡轮过渡流道能够与高、低压涡轮实现良好匹配。以某型发动机过渡流道为算例开展了一体化设计工作,并采用三维数值模拟方法进行了设计点、非设计点流场分析评估。结果表明,设计点工况下一体化支板出口气流角以及马赫数分布均与原型导叶出口一致,验证了一体化设计的有效性。同时,带一体化支板的过渡流道总压损失从原型流道的2.49%降低到了1.02%。而在非设计工况,带一体化支板的过渡流道气流分离明显减小,具有更宽的最佳工况范围。; 关键词大涵道比涡扇发动机涡轮过渡流道支板一体化设计反问题; Keywords High bypass ratio turbofan engine Intermediate turbine duct Strut Integrated design Inverse problem; 分类号 V235.13 [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

题名大涵道比涡扇发动机涡轮过渡段的数值研究被引量：4: 8; 作者毛凯吴虎徐倩楠; 机构西北工业大学动力与能源学院; 出处《科学技术与工程》北大核心 2012年第6期1308-1313,共6页; 文摘采用CFD数值模拟方法对大涵道比涡扇发动机高压涡轮与低压涡轮之间的过渡流道进行了气动性能计算。通过与实验数据的对比,验证了CFD计算模型预测涡轮过渡段气动性能的可靠性以及计算精度。分析了径向偏移较大的涡轮过渡段流动特点和损失机理,为进一步提高过渡段气动性能提供研究方向。高性能大涵道比发动机中,涡轮过渡流道流动机理复杂,设计难度大,其可供挖掘潜力较大。; 关键词大涵道比涡扇发动机涡轮过渡流道数值模拟损失; Keywords high bypass turbo-fan engine intermediate turbine duct numerical simulation loss; 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	基于二维优化方法的涡轮过渡流道设计	杨金广吴虎杨鹏毛凯	《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心	2013	10	在线阅读下载PDF 职称材料
2	基于一维模型的涡轮过渡流道优化设计	杨金广吴虎杜志能王雷陈云	《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心	2012	4	在线阅读下载PDF 职称材料
3	大涵道比涡扇发动机涡轮过渡流道一体化设计研究	侯朝山吴虎唐晓毅刘昭威	《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心	2015	3	在线阅读下载PDF 职称材料
4	某型涡轮过渡流道稳定工作范围优化设计	侯朝山吴虎	《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心	2013	4	在线阅读下载PDF 职称材料
5	基于反问题的涡轮过渡流道支板设计方法	侯朝山吴虎刘昭威	《西北工业大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心	2017	1	在线阅读下载PDF 职称材料
6	涡轮过渡流道性能分析的一维模型及其参数化研究	唐晓毅吴虎杨金广	《科学技术与工程》北大核心	2013	0	在线阅读下载PDF 职称材料
7	基于反问题的涡轮过渡流道一体化支板设计方法	杨晨吴虎张烔侯朝山	《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心	2019	2	在线阅读下载PDF 职称材料
8	大涵道比涡扇发动机涡轮过渡段的数值研究	毛凯吴虎徐倩楠	《科学技术与工程》北大核心	2012	4	在线阅读下载PDF 职称材料