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题名大膨胀比跨声速涡轮流动结构及损失的数值研究
被引量：10
- 1
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作者
杨林
曾军
谭洪川
丁朝霞
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机构
西北工业大学动力与能源学院
中国航空工业集团燃气涡轮研究院
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出处
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2014年第5期632-640,共9页
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文摘
为了揭示跨声速大膨胀比涡轮损失的主要特点和两种不同尾缘冷却方式对损失的影响,以典型大膨胀比跨声速涡轮和跨声速叶栅为研究对象开展了数值研究。研究发现大膨胀比跨声速涡轮的主要损失是叶型损失,占到总损失的65%左右,尾缘激波损失是叶型损失的主要来源。尾缘全劈缝冷气入射通过提高尾缘基压区基压来减少尾缘膨胀波对气流的加速程度,从而降低最高马赫数和激波损失,尾缘压力面劈缝冷气入射通过改变叶片尾缘压力面激波波系结构,使原来的一道激波变成两道或者两道以上的弱激波,从而减少激波损失。两种尾缘冷气方式都有利于降低大膨胀比跨声速涡轮激波损失,但压力面劈缝冷气入射方式效果更为明显。
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关键词
大膨胀比跨声速涡轮
尾缘激波
尾缘劈缝
流动损失
数值模拟
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Keywords
Large expansion ratio transonic turbine
trailing edge shock wave
trailing edge slot
Flow loss
Numerical simulation
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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]
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题名跨音涡轮叶栅底压的无粘模型
被引量：1
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作者
徐力平
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机构
北京航空航天大学
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出处
《力学学报》
EI
CSCD
北大核心
1991年第4期393-399,共7页
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文摘
本文提出一个无粘的底部压力模型。证明了在给定反压的情况下,超音出口的涡轮叶栅的叶片尾缘的底压以及叶型损失可由该模型确定。与无粘的流场计算相结合,可用该模型计算二维叶栅的底压。对模型的参数研究表明:具有正曲率的喉道下游叶背型面将有利于减少损失;而出口为音速时流动则最为不利。
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关键词
跨音速透平
叶栅
底压
无粘模型
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Keywords
base pressure, transonic turbine, trailing edge loss
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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]
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题名高负荷跨声速涡轮激波损失机理及控制技术研究
被引量：5
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作者
向欢
陈云
葛宁
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机构
南京航空航天大学能源与动力学院
中航工业沈阳发动机设计研究所
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出处
《航空发动机》
2014年第1期54-59,共6页
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文摘
为了指导高性能、高负荷跨声速涡轮的设计,对其叶栅内的流场结构、尾缘波系结构、减小激波损失的机理及其控制技术进行了分析研究。结果表明:跨声速涡轮尾缘流场结构复杂,存在分离膨胀波、分离激波、基底区、再附激波、尾迹、吸力面反射波甚至激波边界层相互干扰等流动现象。通过采用收缩-扩张通道,喉道后采用直线型吸力面,减小吸力面尾缘弯折角、尾缘厚度和尾缘附近局部修型等措施,从而减弱激波强度,减小激波损失。
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关键词
高负荷跨声速涡轮
尾缘激波
激波损失机理
损失控制技术
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Keywords
highly-loaded transonic turbine
trailing edge shock
shock loss mechanism
loss control technology
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分类号
V23
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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