期刊导航
期刊开放获取
河南省图书馆
退出
期刊文献
+
任意字段
题名或关键词
题名
关键词
文摘
作者
第一作者
机构
刊名
分类号
参考文献
作者简介
基金资助
栏目信息
任意字段
题名或关键词
题名
关键词
文摘
作者
第一作者
机构
刊名
分类号
参考文献
作者简介
基金资助
栏目信息
检索
高级检索
期刊导航
共找到
15
篇文章
<
1
>
每页显示
20
50
100
已选择
0
条
导出题录
引用分析
参考文献
引证文献
统计分析
检索结果
已选文献
显示方式:
文摘
详细
列表
相关度排序
被引量排序
时效性排序
基于二维优化方法的涡轮过渡流道设计
被引量:
9
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...
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。
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
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:
3
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...
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。
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
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
3
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...
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。
展开更多
关键词
涡轮过渡流道
优化
设计
模拟
性能
下载PDF
职称材料
高涵道比发动机涡轮过渡流道性能模拟
被引量:
3
4
作者
宋石平
吴虎
+2 位作者
史峻
毛凯
徐倩楠
《航空计算技术》
2012年第1期24-26,31,共4页
采用数值模拟方法对高涵道比发动机涡轮过渡流道设计工况和非设计工况性能进行了详细分析,得出了与实验值较吻合的计算结果。数值结果与实验数据比较表明:所选的计算模型是可靠的,能够直接用来对带整流支板的涡轮过渡流道数值模拟;可以...
采用数值模拟方法对高涵道比发动机涡轮过渡流道设计工况和非设计工况性能进行了详细分析,得出了与实验值较吻合的计算结果。数值结果与实验数据比较表明:所选的计算模型是可靠的,能够直接用来对带整流支板的涡轮过渡流道数值模拟;可以采用较紧凑的设计而得到对高压涡轮出口条件不敏感的低损失系统。
展开更多
关键词
数值模拟
涡轮过渡流道
整流支板
损失数值模拟
涡轮过渡流道
整流支板
损
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:
2
5
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...
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。
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
下载PDF
职称材料
某涡轮过渡流道弯掠支板反设计及性能分析
被引量:
1
6
作者
徐倩楠
吴虎
《计算机仿真》
CSCD
北大核心
2013年第9期30-35,共6页
某型涡扇发动机涡轮过渡流道与整流支板一体化设计方案中,支板采用了弯掠组合构型方案。为深入理解支板设计机理及其对流道总体性能影响规律,开展了对该型支板反设计研究。以涡轮过渡流道支板的进、出口气动参数和相应的几何参数为输入...
某型涡扇发动机涡轮过渡流道与整流支板一体化设计方案中,支板采用了弯掠组合构型方案。为深入理解支板设计机理及其对流道总体性能影响规律,开展了对该型支板反设计研究。以涡轮过渡流道支板的进、出口气动参数和相应的几何参数为输入条件,结合标准支板叶型,应用所开发的叶型造型软件对弯掠支板作了详细反设计及相应的造型计算,获得的支板造型结果与原始结果十分吻合;随后对带支板和下游低压涡轮导向器叶排的整个过渡流道性能进行全三维CFD数值分析。数值计算与对应实验结果一致性较好,一方面表明反设计方法是可行和可靠的;同时表明合理的支板弯掠构型与恰当的流道型面有机组合能明显提高涡轮过渡流道的性能。
展开更多
关键词
涡轮过渡流道
支板
弯掠组合
反设计
性能分析
下载PDF
职称材料
某型涡扇发动机涡轮过渡流道一体化优化设计
7
作者
侯朝山
吴虎
唐晓毅
《计算机仿真》
CSCD
北大核心
2013年第8期92-96,共5页
研究大涵道比涡扇发动机涡轮过渡流道优化问题,针对扩张通道轴向长度较短,内部流动十分复杂,边界层气流容易分离等难点,为提高过渡流道气动性能,利用全三维数值仿真的方法对某型大涵道比涡扇发动机涡轮过渡流道进行了数值仿真,并采用遗...
研究大涵道比涡扇发动机涡轮过渡流道优化问题,针对扩张通道轴向长度较短,内部流动十分复杂,边界层气流容易分离等难点,为提高过渡流道气动性能,利用全三维数值仿真的方法对某型大涵道比涡扇发动机涡轮过渡流道进行了数值仿真,并采用遗传算法对初始流道进行了气动性能优化设计。仿真结果表明,过渡流道气动性能对其几何形状变化十分敏感,流量相同条件下,采用优化设计后,涡轮过渡流道压力系数提高,总压损失系数降低,并且流道稳定工作范围也得到改善,结果证明了优化方法的有效性和可行性。
展开更多
关键词
涡轮过渡流道
优化设计
扩张通
道
性能
稳定工作范围
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
8
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...
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%。
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
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
9
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...
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。
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
下载PDF
职称材料
带整流支板的涡轮过渡流道优化分析
被引量:
1
10
作者
王飞飞
吴虎
《计算机仿真》
CSCD
北大核心
2014年第2期154-159,共6页
在航空大涵道比涡扇发动机涡轮过渡流道优化问题的研究中,亚音速气流在其内部流动会因为扩压作用产生较强的逆压梯度,导致气流分离、边界层分离,这是过渡流道设计中的难点。为了降低过渡流道的流动损失、增大径向偏移、并改善气动性能,...
在航空大涵道比涡扇发动机涡轮过渡流道优化问题的研究中,亚音速气流在其内部流动会因为扩压作用产生较强的逆压梯度,导致气流分离、边界层分离,这是过渡流道设计中的难点。为了降低过渡流道的流动损失、增大径向偏移、并改善气动性能,根据通流模型并结合一种新的优化变量参数化模型,发展出一种带整流支板的涡轮过渡流道优化方法,并应用提出的发展方法对某大涵道比涡扇发动机带整流支板涡轮过渡流道进行优化,优化后流道静压恢复系数提高,总压损失系数降低,并且流道沿程面积在出口处减小从而有效抑制了气流分离,仿真结果证明,改进的发展方法的可行性和有效性。
展开更多
关键词
大涵
道
比涡扇发动机
涡轮过渡流道
静压恢复系数
优化
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:
1
11
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...
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。
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
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
12
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...
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。
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
下载PDF
职称材料
某型燃气轮机涡轮过渡段流场的数值模拟
被引量:
4
13
作者
史峻
吴虎
宋石平
《航空计算技术》
2012年第1期4-7,共4页
对某型燃气轮机涡轮过渡流道流场进行数值模拟,得到了与实验结果比较吻合的计算结果。结果表明:过渡段内流动为亚声速流动,沿流道有较大的逆压梯度,整流支板的作用类似于扩压叶栅。该方法与结果为此类过渡流道的设计提供了参考,并为以...
对某型燃气轮机涡轮过渡流道流场进行数值模拟,得到了与实验结果比较吻合的计算结果。结果表明:过渡段内流动为亚声速流动,沿流道有较大的逆压梯度,整流支板的作用类似于扩压叶栅。该方法与结果为此类过渡流道的设计提供了参考,并为以后的进一步改进和优化打下了坚实的基础。
展开更多
关键词
涡轮过渡流道
整流支板
亚声速流动
逆压梯度
数值模拟
下载PDF
职称材料
涡轮机中环形扩压器流动性能分析工程方法
14
作者
杨鹏
吴虎
杨金广
《航空计算技术》
2013年第2期41-43,47,共4页
归纳和整理了现有环形扩压器性能分析模型,并将模型预测结果与若干种环形扩压器性能实验数据进行了比较,结果表明模型预测结果与对应实验数据一致性还是比较好的。在此基础上,应用所发展模型对某大涵道比涡扇发动机高/低压涡轮过渡流道...
归纳和整理了现有环形扩压器性能分析模型,并将模型预测结果与若干种环形扩压器性能实验数据进行了比较,结果表明模型预测结果与对应实验数据一致性还是比较好的。在此基础上,应用所发展模型对某大涵道比涡扇发动机高/低压涡轮过渡流道环形扩压器进行了优化设计,最终获得的过渡流道环形扩压器性能指标与拟达到的性能指标比较符合,进一步表明了所给模型作为初步的涡轮机中环形扩压器设计设计与性能分析模型是可行的。
展开更多
关键词
环形扩压器
压力恢复系数
总压损失系数
涡轮过渡流道
下载PDF
职称材料
基于2D流道设计下的发动机总体性能分析
15
作者
刘志武
《内燃机与配件》
2018年第15期39-40,共2页
针对发动机的性能提升一直是相关设计技术人员的工作重点。采用二维通流法和单纯性优化算法结合的方式,对发动机的涡轮过渡流道进行了气动性能方面的优化设计,使过渡流道出口的总压损失系数得以控制,下降幅度达8.4%,而流道扩压能力增加4...
针对发动机的性能提升一直是相关设计技术人员的工作重点。采用二维通流法和单纯性优化算法结合的方式,对发动机的涡轮过渡流道进行了气动性能方面的优化设计,使过渡流道出口的总压损失系数得以控制,下降幅度达8.4%,而流道扩压能力增加40.4%,从而获得发动机总体性能的大幅提高。本文就基于2D流道设计下的发动机总体性能进行了分析,证明了该设计思路的可行性。
展开更多
关键词
涡轮过渡流道
设计
二维优化
性能
总压损失系数
压力系数
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:
9
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]
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:
3
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]
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
3
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]
下载PDF
职称材料
题名
高涵道比发动机涡轮过渡流道性能模拟
被引量:
3
4
作者
宋石平
吴虎
史峻
毛凯
徐倩楠
机构
西北工业大学动力与能源学院
出处
《航空计算技术》
2012年第1期24-26,31,共4页
基金
国家自然科学基金项目资助(51076031)
文摘
采用数值模拟方法对高涵道比发动机涡轮过渡流道设计工况和非设计工况性能进行了详细分析,得出了与实验值较吻合的计算结果。数值结果与实验数据比较表明:所选的计算模型是可靠的,能够直接用来对带整流支板的涡轮过渡流道数值模拟;可以采用较紧凑的设计而得到对高压涡轮出口条件不敏感的低损失系统。
关键词
数值模拟
涡轮过渡流道
整流支板
损失数值模拟
涡轮过渡流道
整流支板
损
Keywords
numerical simulation
transition duct
strut fairing
loss
分类号
V211 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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:
2
5
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]
下载PDF
职称材料
题名
某涡轮过渡流道弯掠支板反设计及性能分析
被引量:
1
6
作者
徐倩楠
吴虎
机构
西北工业大学动力与能源学院
出处
《计算机仿真》
CSCD
北大核心
2013年第9期30-35,共6页
文摘
某型涡扇发动机涡轮过渡流道与整流支板一体化设计方案中,支板采用了弯掠组合构型方案。为深入理解支板设计机理及其对流道总体性能影响规律,开展了对该型支板反设计研究。以涡轮过渡流道支板的进、出口气动参数和相应的几何参数为输入条件,结合标准支板叶型,应用所开发的叶型造型软件对弯掠支板作了详细反设计及相应的造型计算,获得的支板造型结果与原始结果十分吻合;随后对带支板和下游低压涡轮导向器叶排的整个过渡流道性能进行全三维CFD数值分析。数值计算与对应实验结果一致性较好,一方面表明反设计方法是可行和可靠的;同时表明合理的支板弯掠构型与恰当的流道型面有机组合能明显提高涡轮过渡流道的性能。
关键词
涡轮过渡流道
支板
弯掠组合
反设计
性能分析
Keywords
Intermediate turbine duct
Strut fairing
Bend swept coupled
Inverse-design
Performance analysis
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]
下载PDF
职称材料
题名
某型涡扇发动机涡轮过渡流道一体化优化设计
7
作者
侯朝山
吴虎
唐晓毅
机构
西北工业大学动力与能源学院
出处
《计算机仿真》
CSCD
北大核心
2013年第8期92-96,共5页
文摘
研究大涵道比涡扇发动机涡轮过渡流道优化问题,针对扩张通道轴向长度较短,内部流动十分复杂,边界层气流容易分离等难点,为提高过渡流道气动性能,利用全三维数值仿真的方法对某型大涵道比涡扇发动机涡轮过渡流道进行了数值仿真,并采用遗传算法对初始流道进行了气动性能优化设计。仿真结果表明,过渡流道气动性能对其几何形状变化十分敏感,流量相同条件下,采用优化设计后,涡轮过渡流道压力系数提高,总压损失系数降低,并且流道稳定工作范围也得到改善,结果证明了优化方法的有效性和可行性。
关键词
涡轮过渡流道
优化设计
扩张通
道
性能
稳定工作范围
Keywords
Intermediate turbine duct
Optimization design
Diffuser
Performance
Stable operation range
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]
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
8
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]
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
9
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]
下载PDF
职称材料
题名
带整流支板的涡轮过渡流道优化分析
被引量:
1
10
作者
王飞飞
吴虎
机构
西北工业大学动力与能源学院
出处
《计算机仿真》
CSCD
北大核心
2014年第2期154-159,共6页
文摘
在航空大涵道比涡扇发动机涡轮过渡流道优化问题的研究中,亚音速气流在其内部流动会因为扩压作用产生较强的逆压梯度,导致气流分离、边界层分离,这是过渡流道设计中的难点。为了降低过渡流道的流动损失、增大径向偏移、并改善气动性能,根据通流模型并结合一种新的优化变量参数化模型,发展出一种带整流支板的涡轮过渡流道优化方法,并应用提出的发展方法对某大涵道比涡扇发动机带整流支板涡轮过渡流道进行优化,优化后流道静压恢复系数提高,总压损失系数降低,并且流道沿程面积在出口处减小从而有效抑制了气流分离,仿真结果证明,改进的发展方法的可行性和有效性。
关键词
大涵
道
比涡扇发动机
涡轮过渡流道
静压恢复系数
优化
Keywords
High bypass ratio turbo -fan engine
Intermediate turbine duct
State pressure recovery coefficient
Optimization
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]
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:
1
11
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]
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
12
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]
下载PDF
职称材料
题名
某型燃气轮机涡轮过渡段流场的数值模拟
被引量:
4
13
作者
史峻
吴虎
宋石平
机构
西北工业大学动力与能源学院
出处
《航空计算技术》
2012年第1期4-7,共4页
基金
国家自然科学基金项目资助(51076131)
文摘
对某型燃气轮机涡轮过渡流道流场进行数值模拟,得到了与实验结果比较吻合的计算结果。结果表明:过渡段内流动为亚声速流动,沿流道有较大的逆压梯度,整流支板的作用类似于扩压叶栅。该方法与结果为此类过渡流道的设计提供了参考,并为以后的进一步改进和优化打下了坚实的基础。
关键词
涡轮过渡流道
整流支板
亚声速流动
逆压梯度
数值模拟
Keywords
transition duct
strut fairing
subsonic flow
adverse pressure gradient
numerical simulation
分类号
V211 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
下载PDF
职称材料
题名
涡轮机中环形扩压器流动性能分析工程方法
14
作者
杨鹏
吴虎
杨金广
机构
西北工业大学动力与能源学院
出处
《航空计算技术》
2013年第2期41-43,47,共4页
基金
国家自然基金项目资助(51076131)
文摘
归纳和整理了现有环形扩压器性能分析模型,并将模型预测结果与若干种环形扩压器性能实验数据进行了比较,结果表明模型预测结果与对应实验数据一致性还是比较好的。在此基础上,应用所发展模型对某大涵道比涡扇发动机高/低压涡轮过渡流道环形扩压器进行了优化设计,最终获得的过渡流道环形扩压器性能指标与拟达到的性能指标比较符合,进一步表明了所给模型作为初步的涡轮机中环形扩压器设计设计与性能分析模型是可行的。
关键词
环形扩压器
压力恢复系数
总压损失系数
涡轮过渡流道
Keywords
annular diffuser
pressure recovery coefficient
total pressure loss coefficient
intermediate turbine duct
分类号
V233 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
下载PDF
职称材料
题名
基于2D流道设计下的发动机总体性能分析
15
作者
刘志武
机构
西安航空职业技术学院
出处
《内燃机与配件》
2018年第15期39-40,共2页
文摘
针对发动机的性能提升一直是相关设计技术人员的工作重点。采用二维通流法和单纯性优化算法结合的方式,对发动机的涡轮过渡流道进行了气动性能方面的优化设计,使过渡流道出口的总压损失系数得以控制,下降幅度达8.4%,而流道扩压能力增加40.4%,从而获得发动机总体性能的大幅提高。本文就基于2D流道设计下的发动机总体性能进行了分析,证明了该设计思路的可行性。
关键词
涡轮过渡流道
设计
二维优化
性能
总压损失系数
压力系数
分类号
TK402 [动力工程及工程热物理—动力机械及工程]
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
9
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
3
下载PDF
职称材料
3
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
下载PDF
职称材料
4
高涵道比发动机涡轮过渡流道性能模拟
宋石平
吴虎
史峻
毛凯
徐倩楠
《航空计算技术》
2012
3
下载PDF
职称材料
5
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
2
下载PDF
职称材料
6
某涡轮过渡流道弯掠支板反设计及性能分析
徐倩楠
吴虎
《计算机仿真》
CSCD
北大核心
2013
1
下载PDF
职称材料
7
某型涡扇发动机涡轮过渡流道一体化优化设计
侯朝山
吴虎
唐晓毅
《计算机仿真》
CSCD
北大核心
2013
0
下载PDF
职称材料
8
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
0
下载PDF
职称材料
9
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
下载PDF
职称材料
10
带整流支板的涡轮过渡流道优化分析
王飞飞
吴虎
《计算机仿真》
CSCD
北大核心
2014
1
下载PDF
职称材料
11
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
1
下载PDF
职称材料
12
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
下载PDF
职称材料
13
某型燃气轮机涡轮过渡段流场的数值模拟
史峻
吴虎
宋石平
《航空计算技术》
2012
4
下载PDF
职称材料
14
涡轮机中环形扩压器流动性能分析工程方法
杨鹏
吴虎
杨金广
《航空计算技术》
2013
0
下载PDF
职称材料
15
基于2D流道设计下的发动机总体性能分析
刘志武
《内燃机与配件》
2018
0
下载PDF
职称材料
已选择
0
条
导出题录
引用分析
参考文献
引证文献
统计分析
检索结果
已选文献
上一页
1
下一页
到第
页
确定
用户登录
登录
IP登录
使用帮助
返回顶部