搜索结果: 1-15 共查到“航空、航天科学技术 涡轮”相关记录142条 . 查询时间(0.111 秒)
对转涡轮内部流动机理及设计方法研究取得进展（图）
对转涡轮 内部流动机理 航空发动机
2021/4/27
航空发动机必须不断提高推重比、降低耗油率才能满足先进飞行器对高效动力装置的迫切需求。涡轮作为发动机的核心部件之一，直接影响发动机性能。对转涡轮利用高低压转子反向旋转使高压级为下游转子提供进气预旋，减少甚至取消高低压级间导叶，能够降低涡轮重量、导叶相关的气动损失和转子陀螺力矩，对提高发动机性能具有重要作用，已在国外先进航空发动机中得到普遍应用。下一代先进航空发动机正向着更低耗油率和更高推重比方向发展...
2020年6月12日，中国航发商用航空发动机有限责任公司（以下简称中国航发商发公司）—华东理工大学航空发动机寿命预测技术联合创新中心2020年季度技术研讨会在我校徐汇校区逸夫楼召开。研讨会以“航空发动机压气机和涡轮关键部件面向全寿命周期的可靠性制造技术”为议题，旨在持续优化联合创新中心共建运行机制发展、坚持“抓住机遇、提高站位、超前布局，准确识变、科学应变、主动求变”的工作思路，加速我校在航空发动...
宽广攻角范围内不同加载形式涡轮气动性能研究
负荷分布 攻角 边界层 气动损失
2016/9/6
攻角和负荷分布形式的变化必然会导致涡轮叶片边界层结构的改变，从而影响涡轮的损失特性。本文通过设计负荷能力相同而负荷分布形式不同的3种叶型分析在宽广的攻角范围内，负荷分布对涡轮叶型边界层发展的影响规律。研究结果表明：前加载和均匀加载叶型在宽广的攻角范围内表现较低的损失特性，尤其是在负攻角范围内；后加载叶型的设计使得边界层提前转捩，气动损失较大。
涡轮技术专题研讨会在株洲举行
涡轮技术专题 研讨会 株洲
2015/8/20
2015年8月15~16日，中航工业航空动力控制系统研究所、动力所、涡轮院在湖南株洲开展涡轮技术专题研讨交流。这是行业内首次跨院所、横向交流涡轮技术的研讨会，由中航工业航空动力控制系统研究所发起并承办，3家院所的80多名技术专家及青年骨干参与研讨。
针对空心涡轮叶片精铸过程中的试错法和数值仿真法难以敏捷反应铸件的真实变形情况，提出一种基于检测结果的精铸零件反变形综合补偿方法。通过对精铸叶片试模样件进行三坐标检测及统计分析，得到叶身截面收缩、扭转和弯曲变形情况，并建立其综合补偿反变形模具型腔优化算法，实现精铸型腔的反变形优化设计。以精铸叶片试模样件叶尖处截面为例，其叶身段型面误差、前缘最大误差、后缘最大误差相对于未补偿前分别减少了50%，68%...
为提高航空涡轮叶片设计的数字化水平，减轻设计人员的设计计算量，开发了一种基于CATIA 的航空涡 轮叶片建模方法。首先在分析涡轮叶片几何特征及其气动性能和结构强度的影响因素，确定了叶片截面形状的控制 参数，再运用内建于CATIA 的知识工程工具和函数，构造三维涡轮叶片。该方法实现了涡轮叶片设计的参数化，所 设计叶片的叶身曲面和不同径向位置的截面曲线均达到G2 连续。
为了满足适航规章关于民用航空涡轮发动机限寿件的要求,通过综合分区概率统计、应力-强度干涉理论、线弹性断裂力学等方法建立了限寿件失效的概率风险评估数学模型,确定了模型的数值解法,开发了计算程序,并结合咨询通告中所提供的校准算例完成了模型的验证工作.评估结果表明,寿命期内不进行无损探伤检查和在10000循环进行一次检查的限寿件示例失效风险分别为1.45×10-9次/飞行循环和1.0×10-9次/飞行循...
航天飞机主发动机高压燃料涡轮泵的故障模式
涡轮叶片 断裂 可重复使用性
2015/5/12
对航天飞机主发动机(SSME)高压燃料涡轮泵(HPFTP)的故障模式作了归纳总结,深入分析了HPFTP关键部件故障的问题及其解决办法.研究表明:①SSME的HPFTP故障模式与一次性使用液体火箭发动机液氢涡轮泵、航空燃气涡轮的故障模式存在很大的差异;②影响HPFTP寿命的重要故障模式是涡轮叶片的断裂与热防护装置的热机械疲劳故障;涡轮叶片的断裂主要由高温蠕变效应与高速旋转离心力所引起.HPFTP启动...
一种双流路变几何涡轮基组合循环进气道的设计与仿真
变几何进气道 外并联 双流路 亚燃通道
2015/12/8
针对涡轮基组合循环(TBCC)发动机宽速域的工作需求,提出了一种外并联双流路的变几何进气道方案.通过转动涡轮和亚燃通道的唇罩前缘,可对进气道的捕获高度进行调节,并可实现模态切换;通过亚燃通道下壁面的多连杆机构,可对进气道的内收缩比进行调节,以实现进气道在宽马赫数范围的高效工作.通过对该进气道进行CFD数值模拟,获得了其流动和工作特性,并与定几何进气道方案进行了对比分析.研究结果表明:该变几何进气道...
航空燃气涡轮发动机燃气分析测试及计算方法
燃烧室性能 燃气取样 燃烧效率
2015/12/8
针对航空燃气涡轮发动机整机及燃烧室部件试验的燃气分析测试,介绍了测试的原理和系统组成,完善了液体碳氢燃料的计算方法,发展了气体燃料的计算方法;分析了燃气组分测量值误差对燃烧参数计算结果的影响,讨论了取样方式及混合式取样器结构的影响,给出了混合式取样器结构是否合理的判定条件;对比了高压全环燃烧室试验的燃气分析和常规测试的结果,结果表明:使用设计合理的混合式取样器、保证足够的测点密度和使用合理配置的燃...
通过源项传递的方法将计算叶片内部流动与冷却的流体网络法与计算叶片外部冷却的源项模拟法耦合起来并嵌入到叶片外部三维气动计算程序中,实现了整个冷却涡轮叶片流热环境的快速模拟.基于此方法编写了计算机程序CTUCP.首先将程序应用到涡轮静叶栅C3X的定常冷却计算中,并与CFX的计算结果进行了对比,结果表明:CTUCP计算稳定、计算速度要快一个数量级以上,并且对叶片表面前缘之外区域的温度分布总体趋势预测基本...
涡轮叶片叶顶间隙变化减敏研究
涡轮 攻角 气动损失
2015/12/8
采用数值方法联合标准k-ω两方程湍流模型求解雷诺平均Navier-Stokes方程组,研究了平顶和分别采用被动、主动以及复合间隙控制方法的凹槽顶、平顶喷气、凹槽顶喷气4种不同叶顶结构下涡轮性能对叶顶间隙变化的敏感性,分析了间隙变化对间隙流场结构及损失的影响,研究了涡轮性能随叶顶间隙变化的规律,并对采用不同间隙控制方法的叶顶结构所带来的效率收益对攻角变化敏感性进行了评估.结果表明:在不同间隙控制方法...
采用整机试验的方法,对某型涡轮喷气式发动机从低转速到高转速状态下的燃烧室出口温度进行了测量.结果表明:该折流燃烧室在发动机低转速下性能较差,但各项性能参数随着发动机转速的增加而上升.在发动机设计点状态下,该折流燃烧室各项指标基本符合设计要求,其出口温度分布系数小于0.31,燃烧效率可达98.1%.