检索结果-南通市图书馆

工程热物理学报 1996年第1期17卷 31-35页

作者：赵晓路中国科学院工程热物理所

本文使用Ｓ＿１／Ｓ＿２全三元送代计算和三元Ｎ－Ｓ方程解两种方法对含有分流叶片的Ｅｃｋａｒｄ离心叶轮内部三元流场进行了数值分析，并与激光测量值进行了比较。侧重分析了叶轮内部分离流动和射流尾迹区的形成和特点。

关键词：离心压气机分流叶片数值模拟叶轮流场

基于室内设计专业的高职设计素描课程教学探讨

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美术教育研究 2023年第3期 130-132页

作者：赵晓路上海民远职业技术学院

设计素描是高等院校艺术设计专业必修的一门基础课。高职院校艺术设计专业需要在设计“求实用”和素描“求艺术”之间寻找平衡点。该文以高职室内设计专业为例,探讨如何将室内设计专业知识引入设计素描的课程教学,从而提升教学效率和教... 详细信息

设计素描是高等院校艺术设计专业必修的一门基础课。高职院校艺术设计专业需要在设计“求实用”和素描“求艺术”之间寻找平衡点。该文以高职室内设计专业为例,探讨如何将室内设计专业知识引入设计素描的课程教学,从而提升教学效率和教学质量。

关键词：室内设计专业高职设计素描

离心压气机低稠度串列叶栅扩压器流场数值分析

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工程热物理学报 1997年第2期18卷 186-189页

作者：赵晓路王巍中国科学院工程热物理所北京100080

In centrifugal compressors vaneless diffusers can operate over a wide flow range buthave a low pressure recovery coefficient, and vaned diffusers achieve a high pressure recoverybut have a narrow flow range of operation. After 1981[1], lowsolidity cascade diffusers weredemonstated to have advantages of both above. In order to study the design and analysismethods of LSC diffusers, a Viscous-Inviscid iterative code and a three-dimensional N-Ssolver have been developed respectively The results of both Viscous-Inviscid iterative codeand N-S solver in predicting the flow field of LSC diffusers are agreeable to experimentaldata. The Viscous-Inviscid iterative code is faster and more suitable for original design oroptimization. When detailed flow field analysis is required, the N-S solver has to be adopted.

关键词：串列叶栅数值分析离心压气机扩压器流场

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短周期涡轮实验的发展趋势

航空动力学报 2007年第4期22卷 653-659页

作者：赵晓路唐菲中国科学院工程热物理研究所北京100080

对国外短周期涡轮实验技术的发展及其应用范围开拓的情况进行了综述和分析.比较了长短周期涡轮实验技术各自的优点和不足.近年来,在发展高性能航空发动机的需求带动下,短周期涡轮实验技术正在努力克服自身的薄弱环节,力争达到长周期涡... 详细信息

对国外短周期涡轮实验技术的发展及其应用范围开拓的情况进行了综述和分析.比较了长短周期涡轮实验技术各自的优点和不足.近年来,在发展高性能航空发动机的需求带动下,短周期涡轮实验技术正在努力克服自身的薄弱环节,力争达到长周期涡轮实验技术所能达到的性能测试精度.其发展目标是争取部分替代长周期涡轮实验,由单纯机理性实验平台向部件性能研发平台扩展.同时,作为重要的基础研究平台,短周期涡轮实验台在机理研究领域也有所拓宽,开始被应用于新设计理念的验证、CFD设计分析软件的校验等新的领域.

关键词：航空航天推进系统涡轮实验技术短周期传热流动机理 CFD软件校验

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冷气掺混对高压涡轮流场结构影响的数值分析

工程热物理学报 2002年第5期23卷 557-560页

作者：赵晓路李维罗建桥中国科学院工程热物理所北京100080 株洲航空动力研究所湖南株洲412002

燃气涡轮发动机中的冷气与主流掺混会带来一定的气动损失,造成发动机总体性能下降。本文在三维N-S程序的基础上,引入一种较为简单的冷气射流计算模型,对一级高压涡轮含有冷气掺混的三维流场进行了数值分析,揭示了冷气掺混对导叶流量特... 详细信息

燃气涡轮发动机中的冷气与主流掺混会带来一定的气动损失,造成发动机总体性能下降。本文在三维N-S程序的基础上,引入一种较为简单的冷气射流计算模型,对一级高压涡轮含有冷气掺混的三维流场进行了数值分析,揭示了冷气掺混对导叶流量特性及损失分布的影响,并通过涡轮叶片排二次流动结构的分析初步探讨了冷气掺混损失机理。

关键词：数值分析冷气掺混高压涡轮流场结构燃气涡轮发动机涡轮叶片冷却

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一类高压比新概念风扇转子激波结构探索

工程热物理学报 2002年第6期23卷 699-702页

作者：项林季路成赵晓路周盛中国科学院工程热物理研究所北京100080 北京航空航天大学407教研室北京100083

为适应未来超声速巡航飞机动力系统的要求,作为一种可能的解决方案,本文对于一类来流为轴向超声速、出口为相对亚声速的高压比新概念风扇开展了研究,主要采用三维定常粘性数值方法对转子通道内部激波结构进行了初步探讨,根据流场分布构... 详细信息

为适应未来超声速巡航飞机动力系统的要求,作为一种可能的解决方案,本文对于一类来流为轴向超声速、出口为相对亚声速的高压比新概念风扇开展了研究,主要采用三维定常粘性数值方法对转子通道内部激波结构进行了初步探讨,根据流场分布构造了转子三维激波结构,为此类风扇气动设计提供了一定的依据。

关键词：高压比风扇转子激波结构超声速风扇超声速巡航战斗机运输机推进系统

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漂浮式风力机动态响应特性研究

工程热物理学报 2013年第7期34卷 1256-1261页

作者：刘强杨科黄宸武赵晓路中国科学院工程热物理研究所北京100190 中国科学院风能利用重点实验室北京100190 中国科学院研究生院北京100190 宜春学院江西宜春336000

漂浮式风力机是一种新型风力机。在海上风和波浪的综合作用下,机组的运动和气动特性参数将产生显著的动态变化,即动态响应。本文利用气动、水动、控制、结构完全耦合的风力机模拟软件,对三种典型漂浮式风力机在不同的风和波浪条件下的... 详细信息

漂浮式风力机是一种新型风力机。在海上风和波浪的综合作用下,机组的运动和气动特性参数将产生显著的动态变化,即动态响应。本文利用气动、水动、控制、结构完全耦合的风力机模拟软件,对三种典型漂浮式风力机在不同的风和波浪条件下的动态响应进行了计算和分析,结果表明:不同类型漂浮式风力机的动态响应差别很大,但纵荡运动始终是最主要的运动形式,纵荡平衡位置主要受风速的影响,而纵荡振幅主要受浪高的影响;漂浮式风力机的平均功率相对固定式风力机的稳态值基本不变,但平均载荷有较大程度的增加。

关键词：海上风电漂浮式风力机动态响应

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锯齿尾缘对翼型气动性能影响的数值模拟研究

工程热物理学报 2013年第5期34卷 870-873页

作者：张学迅赵晓路徐建中中国科学院工程热物理研究所北京100190 中国科学院研究生院北京100190 中国科学院风能利用重点实验室北京100190

风力机降噪的一种措旌是在叶片尾缘加装锯齿,但是尾缘锯齿对叶片气动性能影响的研究还不充分。本文采用SST湍流模型,应用定常N-S流动求解器,在雷诺数Re=3×10~6的条件下,数值模拟研究了带有三种几何尺度的锯齿尾缘的翼型在攻角0°到17... 详细信息

风力机降噪的一种措旌是在叶片尾缘加装锯齿,但是尾缘锯齿对叶片气动性能影响的研究还不充分。本文采用SST湍流模型,应用定常N-S流动求解器,在雷诺数Re=3×10~6的条件下,数值模拟研究了带有三种几何尺度的锯齿尾缘的翼型在攻角0°到17°范围内的气动特性。特定参数（h/λ=1和1.5）的STE在失速之前可提高翼型的升力,在工作攻角范围内综合气动性能优于原翼型。在小到中等攻角时,锯齿尾缘会减弱下游尾迹区中涡结构的展向一致性,有利于降低噪声。

关键词：锯齿尾缘气动特性数值模拟

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非定常尾迹对叶片头部气膜冷却的影响

航空动力学报 2005年第4期20卷 540-544页

作者：蒋雪辉赵晓路中国科学院工程热物理研究所北京100080 中国科学院研究生院北京100080

采用数值模拟的方法分析了非定常尾迹对叶片头部气膜冷却的影响,气膜冷却方式为狭缝冷却。将数值模拟得到的气膜冷却有效温比同相应的实验结果进行了比较,用来校验程序。通过对数值模拟的结果进行分析,发现当非定常尾迹作用到叶片头部时... 详细信息

采用数值模拟的方法分析了非定常尾迹对叶片头部气膜冷却的影响,气膜冷却方式为狭缝冷却。将数值模拟得到的气膜冷却有效温比同相应的实验结果进行了比较,用来校验程序。通过对数值模拟的结果进行分析,发现当非定常尾迹作用到叶片头部时,主流的滞止点会从气膜狭缝上游移动到气膜狭缝上,气膜射流会发生“分流”现象,导致气膜狭缝下游壁面的气膜冷却有效温比急剧下降。

关键词：航空航天推进系统非定常尾迹气膜冷却气膜冷却有效温比

跨声速缩放型流道涡轮平面叶栅流场的实验研究

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工程热物理学报 2013年第7期34卷 1229-1233页

作者：雒伟伟王会社赵晓路中国科学院工程热物理研究所北京100190 中国科学院轻型动力重点实验室北京100190

本文采用实验方法研究了跨声速缩放型流道涡轮平面叶栅在不同攻角、不同落压比时的进出口参数、叶表静压及端壁静压分布,并利用纹影显示技术记录了零攻角下不同落压比时流道内波系结构的变化过程。结果表明:此缩放型流道涡轮叶栅中攻角... 详细信息

本文采用实验方法研究了跨声速缩放型流道涡轮平面叶栅在不同攻角、不同落压比时的进出口参数、叶表静压及端壁静压分布,并利用纹影显示技术记录了零攻角下不同落压比时流道内波系结构的变化过程。结果表明:此缩放型流道涡轮叶栅中攻角仅对约30%轴向弦长之前的叶表静压有明显影响;随着落压比的增大,流道内的波系由正激波转变为斜激波,叶栅损失减小,并且波系逐渐向流道出口移动,吸力面压力突跃位置向叶片尾缘靠近。

关键词：跨声速涡轮缩放型流道激波平面叶栅实验研究