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利用端区射流调节涡轮流量的数值研究
被引量:
4
1
作者
闫晨
叶建
付超
《燃气涡轮试验与研究》
2011年第2期9-12,4,共5页
采用三维数值模拟方法对在导叶端区射入第二股气流的涡轮流场进行计算,分析了各喷气参数(如喷气位置、角度、流量、马赫数以及总温总压等)对涡轮流量的影响规律。结果表明:涡轮流量对喷气位置相当敏感,精确的喉道位置有利于流量调节;与...
采用三维数值模拟方法对在导叶端区射入第二股气流的涡轮流场进行计算,分析了各喷气参数(如喷气位置、角度、流量、马赫数以及总温总压等)对涡轮流量的影响规律。结果表明:涡轮流量对喷气位置相当敏感,精确的喉道位置有利于流量调节;与主流成钝角喷气对涡轮流量的调节效果较好,且喷气流量与涡轮流量的变化呈线性关系;喷气马赫数在亚声速范围内的变化基本不影响涡轮流量;高喷气总温有利于涡轮流量调节,但喷气总压对涡轮流量影响不大。
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关键词
端区射流
流量调节
涡轮
数值模拟
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职称材料
端壁射流对高速扩压叶栅性能的影响
被引量:
3
2
作者
刘华坪
张东飞
陈焕龙
《工程热物理学报》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2017年第12期2569-2575,共7页
采用角区端壁射流控制某进口马赫数为Ma=0.67的高速平面扩压叶栅流动分离。研究了射流轴向位置和角度对叶栅气动性能的影响,结果表明:通过对角区内注入能量可有效减弱流道后部的流动分离,仅采用相当于主流流量0.6%的射流气体,可使得叶...
采用角区端壁射流控制某进口马赫数为Ma=0.67的高速平面扩压叶栅流动分离。研究了射流轴向位置和角度对叶栅气动性能的影响,结果表明:通过对角区内注入能量可有效减弱流道后部的流动分离,仅采用相当于主流流量0.6%的射流气体,可使得叶栅出口总压损失系数降低10.0%。位于角区内分离起始位置处的射流控制效果最佳;随着角度的增加,射流与来流间的冲击和掺混损失增大,近叶展中部的分离流动加剧,使得流动控制效果减弱。
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关键词
高速扩压叶栅
流动分离
角
区
端
壁
射流
损失
原文传递
题名
利用端区射流调节涡轮流量的数值研究
被引量:
4
1
作者
闫晨
叶建
付超
机构
北京航空航天大学能源与动力工程学院航空发动机气动热力国家级重点实验室
出处
《燃气涡轮试验与研究》
2011年第2期9-12,4,共5页
文摘
采用三维数值模拟方法对在导叶端区射入第二股气流的涡轮流场进行计算,分析了各喷气参数(如喷气位置、角度、流量、马赫数以及总温总压等)对涡轮流量的影响规律。结果表明:涡轮流量对喷气位置相当敏感,精确的喉道位置有利于流量调节;与主流成钝角喷气对涡轮流量的调节效果较好,且喷气流量与涡轮流量的变化呈线性关系;喷气马赫数在亚声速范围内的变化基本不影响涡轮流量;高喷气总温有利于涡轮流量调节,但喷气总压对涡轮流量影响不大。
关键词
端区射流
流量调节
涡轮
数值模拟
Keywords
endwall injection
mass-flow rate regulation
turbine
numerical simulation
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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职称材料
题名
端壁射流对高速扩压叶栅性能的影响
被引量:
3
2
作者
刘华坪
张东飞
陈焕龙
机构
哈尔滨工业大学能源科学与工程学院
出处
《工程热物理学报》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2017年第12期2569-2575,共7页
基金
国家自然科学基金资助项目(No.51306042
No.51506036)
文摘
采用角区端壁射流控制某进口马赫数为Ma=0.67的高速平面扩压叶栅流动分离。研究了射流轴向位置和角度对叶栅气动性能的影响,结果表明:通过对角区内注入能量可有效减弱流道后部的流动分离,仅采用相当于主流流量0.6%的射流气体,可使得叶栅出口总压损失系数降低10.0%。位于角区内分离起始位置处的射流控制效果最佳;随着角度的增加,射流与来流间的冲击和掺混损失增大,近叶展中部的分离流动加剧,使得流动控制效果减弱。
关键词
高速扩压叶栅
流动分离
角
区
端
壁
射流
损失
Keywords
high speed compressor cascade
flow separation
corner endwall jet
flow loss
分类号
V231.1 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
原文传递
题名
作者
出处
发文年
被引量
操作
1
利用端区射流调节涡轮流量的数值研究
闫晨
叶建
付超
《燃气涡轮试验与研究》
2011
4
下载PDF
职称材料
2
端壁射流对高速扩压叶栅性能的影响
刘华坪
张东飞
陈焕龙
《工程热物理学报》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2017
3
原文传递
已选择
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