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半刚性尾涡在冲压空气涡轮性能计算中的应用

北京航空航天大学学报 1998年第1期24卷 28-30页

作者：张剑锋刘思永北京航空航天大学动力系

与Ｇｏｌｄｓｔｅｉｎ假设一致的刚性尾涡是螺旋桨升力线（面）计算中的常用模型，适于轻负荷工况，但在较大负荷工况时则有一定的误差．与Ｔｈｅｏｄｏｒｓｅｎ假设一致的半刚性尾涡将Ｇｏｌｄｓｔｅｉｎ尾涡推广至较大负荷工况．对Ｔ... 详细信息

与Ｇｏｌｄｓｔｅｉｎ假设一致的刚性尾涡是螺旋桨升力线（面）计算中的常用模型，适于轻负荷工况，但在较大负荷工况时则有一定的误差．与Ｔｈｅｏｄｏｒｓｅｎ假设一致的半刚性尾涡将Ｇｏｌｄｓｔｅｉｎ尾涡推广至较大负荷工况．对Ｔｈｅｏｄｏｒｓｅｎ尾涡模型应用于冲压空气涡轮升力线计算进行了探讨，对一个模型冲压空气涡轮作了计算，给出了涡距、诱导速度、环量及叶素风能利用系数，其分布趋势合理，风能利用系数与实验值符合的较好．

关键词：冲压空气涡轮尾涡升力线航空性能半刚性

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轴流超跨音高载荷对转涡轮气动特性分析

北京航空航天大学学报 2003年第6期29卷 475-479页

作者：方祥军刘思永王屏北京航空航天大学动力系

对转涡轮可有效提高涡轮级效率、减轻涡轮重量、缩短涡轮轴向尺寸和减少涡轮零部件数目 .分析了轴流式超跨音高载荷低压无导叶对转涡轮基本气动特性 ,推导了效率公式 ,阐述了对转涡轮在减少设计自由度后 ,其高低压转子气动参数间相互制... 详细信息

对转涡轮可有效提高涡轮级效率、减轻涡轮重量、缩短涡轮轴向尺寸和减少涡轮零部件数目 .分析了轴流式超跨音高载荷低压无导叶对转涡轮基本气动特性 ,推导了效率公式 ,阐述了对转涡轮在减少设计自由度后 ,其高低压转子气动参数间相互制约关系 .研究结果表明 :为合理分配对转涡轮高低压转子轮缘功 ,气动设计参数调整的结果使高压涡轮载荷系数增加 ,气流转折角变大。

关键词：高载荷涡轮跨音速气动特性对转涡轮

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可变桨距冲压空气涡轮混合型流场数值研究

北京航空航天大学学报 2004年第2期30卷 152-155页

作者：方祥军刘思永王屏北京航空航天大学能源与动力工程学院北京100083

冲压空气涡轮流场数值研究主要目的是模拟在实际高空加油工作状态下涡轮变桨距气动特性 .数值风洞实验采用代数Baldwin Lomax湍流模型 ,雷诺平均Navier Stokes方程 ,模拟可变桨距冲压空气涡轮全三维混合型流场 ,并分析其流场主要气动特... 详细信息

冲压空气涡轮流场数值研究主要目的是模拟在实际高空加油工作状态下涡轮变桨距气动特性 .数值风洞实验采用代数Baldwin Lomax湍流模型 ,雷诺平均Navier Stokes方程 ,模拟可变桨距冲压空气涡轮全三维混合型流场 ,并分析其流场主要气动特性 ,探讨桨叶载荷分布原因 ,然后将数值模拟结果与风洞实验数据进行了比较 .改进桨叶近轮毂区域气动性能可进一步提高冲压涡轮载荷 .

关键词：冲压空气涡轮可调动叶片数值模拟混合型流场

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升力面方法在冲压空气涡轮性能计算中的应用

航空动力学报 1997年第3期12卷 273-275页

作者：张剑锋刘思永北京航空航天大学

应用现代螺旋桨升力面元方法计算冲压空气涡轮的气动性能，叶片采用单层涡模型，尾涡采用与Ｇｏｌｄｓｔｅｉｎ假设一致的刚性尾涡，将螺旋马蹄尾涡视为开口涡环以便于编程。对一个模型冲压空气涡轮作数值计算，在小负荷和较大负荷工况... 详细信息

应用现代螺旋桨升力面元方法计算冲压空气涡轮的气动性能，叶片采用单层涡模型，尾涡采用与Ｇｏｌｄｓｔｅｉｎ假设一致的刚性尾涡，将螺旋马蹄尾涡视为开口涡环以便于编程。对一个模型冲压空气涡轮作数值计算，在小负荷和较大负荷工况下风能利用系数均与实验值符合的较好，涡元控制点的诱导速度和环量分布合理。

关键词：冲压空气涡轮升力面风力涡轮风力机械

超跨音对转涡轮大转折角叶片的高次多项式解析造型研究

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航空动力学报 2003年第1期18卷 76-81页

作者：方祥军刘思永王屏晏山平北京航空航天大学动力系北京100083

超跨音对转涡轮高气流转折角特点对叶片解析造型提出了苛刻要求,本文探讨高次多项式解析造型方法设计超跨音对转涡轮大转折角叶型。在保证表征叶片气动特性的主要特征参数,如栅距t、尾缘转折角δ和叶栅喉道宽度bth等不变的情况下,通过... 详细信息

超跨音对转涡轮高气流转折角特点对叶片解析造型提出了苛刻要求,本文探讨高次多项式解析造型方法设计超跨音对转涡轮大转折角叶型。在保证表征叶片气动特性的主要特征参数,如栅距t、尾缘转折角δ和叶栅喉道宽度bth等不变的情况下,通过调整和优化选择叶型辅助参数,采取控制叶背与叶盆型线曲率大小和叶栅槽道收敛性的方法,达到控制燃气速度在超音速大转折角叶栅内流场合理分布及抑制激波的生成与强度的目的。数值模拟实例表明,高次多项式解析造型方法能快速、高效、可靠地设计出高性能的超音速大转折初始叶型。

关键词：航空推进系统航天推进系统对转涡轮大转折角多项式叶片造型

无导叶对转涡轮新技术在高推比航空发动机中的运用

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航空动力学报 2002年第4期17卷 495-499页

作者：刘思永王屏方祥军晏山平北京航空航天大学动力系北京100083

由于当代新的歼击机发展的需要 ,推重比 1 0以上的涡扇发动机的研制势在必行 ,而对于涡轮部件 ,采用超跨音、大负荷、低稠度、无导叶、大转折角的对转涡轮方案是一个重大的技术措施。它将大幅度减轻发动机重量 ,提高推动比。文中对此论... 详细信息

由于当代新的歼击机发展的需要 ,推重比 1 0以上的涡扇发动机的研制势在必行 ,而对于涡轮部件 ,采用超跨音、大负荷、低稠度、无导叶、大转折角的对转涡轮方案是一个重大的技术措施。它将大幅度减轻发动机重量 ,提高推动比。文中对此论述了它的主要优点 ,以及由此带来涡轮气动设计、计算方面的新问题和新概念。我们设计并制造出了试验件 ,并与 6 0 8所合作在北航建立了对转涡轮试验台。

关键词：航空发动机对转涡轮导叶试验台推重比歼击机

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超跨声速无导叶对转涡轮整流型动叶设计

推进技术 2006年第5期27卷 416-421页

作者：方祥军刘思永王屏北京航空航天大学能源与动力工程学院北京100083

为了探讨对转涡轮气动设计规律,采用常用于导叶的可控涡法设计对转涡轮上游整流动叶,并配合可控子午成型设计,用以控制对转涡轮内径向压力分布,并与传统涡轮进行了深入对比分析。该方法设计的5.25kg/s小流量模型对转涡轮效率为94.2%。... 详细信息

为了探讨对转涡轮气动设计规律,采用常用于导叶的可控涡法设计对转涡轮上游整流动叶,并配合可控子午成型设计,用以控制对转涡轮内径向压力分布,并与传统涡轮进行了深入对比分析。该方法设计的5.25kg/s小流量模型对转涡轮效率为94.2%。三维数值模拟表明:对转涡轮取消导叶后,在设计自由度减小,参数受到制约条件下,整流动叶采用可控涡设计是调控对转涡轮流场积极有效措施之一。

关键词：气动设计通流设计可控涡对转涡轮无导叶