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收敛-扩散喷管几何参数对内特性的影响

航空动力学报 1989年第3期4卷 273-274页

作者：赵景芸燃气涡轮研究所

航空发动机广泛采用机械可调式收敛-扩散喷管,正确地选择几何参数是喷管设计的主要任务之一。本文通过模型试验研究具有不同几何参数的收敛-扩散喷管在不同工况下的推力特性和壁面压力分布。试验设备及测量系统见文献。模型喷管有轴对... 详细信息

航空发动机广泛采用机械可调式收敛-扩散喷管,正确地选择几何参数是喷管设计的主要任务之一。本文通过模型试验研究具有不同几何参数的收敛-扩散喷管在不同工况下的推力特性和壁面压力分布。试验设备及测量系统见文献。模型喷管有轴对称收敛-扩散型和两侧壁为有机玻璃的二元收敛-扩散型两种,其几何参数为:面积比C_A为1.0～2.4扩张半角α为0～24°,收敛半角β为8～24°,喉部圆角半径R_0与喉道半径R_1之比为0.31～2.0。

关键词：喷管几何参数收敛扩散特性

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复合式气冷涡轮叶片内流动和换热计算

航空动力学报 1989年第4期4卷 344-346页

作者：邓化愚刘玉芳罗明俊彭庆明燃气涡轮研究所

本文给出了复合式气冷涡轮叶片内冷气流量分配、温增加和换热系数迭代求解方法和计算实例 ,还讨论了转动效应对冷气流动和换热和影响。并成功地应用于高性能推进系统气冷叶片的设计 ,同时也可用于气冷涡轮叶片改型和模底分析。

关键词：涡轮叶片流动换热气冷

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陶瓷涂层隔热性能试验研究

航空动力学报 1989年第4期4卷 368-370页

作者：邓化愚罗明俊刘玉芳刘存禄燃气涡轮研究所

本文对跨音速复合式气冷涡轮导向叶片陶瓷涂层隔热性能进行了试验研究。试验结果表明 ,叶片中截面净隔热效果为 167K,局部位置为 145～ 2 0 6K。并且。

关键词：陶瓷涂层涂层隔热涡轮叶片

柔性转子-挤压油膜阻尼器系统突加不平衡响应试验研究

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航空动力学报 1989年第1期4卷 67-69页

作者：付才高李希凡燃气涡轮研究所

关于柔性转子、无定心弹簧的挤压油膜阻尼支承系统的突加不平衡响应实验研究,在国内尚未见公开报导,而探讨其一般规律性的论文却不少见,其原因可能是这种试验较难逼真地实现,并且因为要释放一块旋转质量而带有一定的危险性。挤压油膜... 详细信息

关于柔性转子、无定心弹簧的挤压油膜阻尼支承系统的突加不平衡响应实验研究,在国内尚未见公开报导,而探讨其一般规律性的论文却不少见,其原因可能是这种试验较难逼真地实现,并且因为要释放一块旋转质量而带有一定的危险性。挤压油膜阻尼器已经过二十余年的研究和使用,日趋完善,但是大多数阻尼器是设计在正常不平衡量范围内工作的。

关键词：柔性转子阻尼器挤压油膜

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离散单元节点编号的优化

航空动力学报 1989年第3期4卷 256-258页

作者：粱彩容燃气涡轮研究所

一、引言用有限元素方法分析构件时,通常要产生一个高阶的总刚度矩阵[K],它是一个稀疏对称、带状分布的矩阵。在求解表示刚度矩阵[K]、节点力矢量{Q}以及节点位移矢量{U}之间的平衡关系的线性代数方程组:[K]{U}={Q}时,所需要的计算时... 详细信息

一、引言用有限元素方法分析构件时,通常要产生一个高阶的总刚度矩阵[K],它是一个稀疏对称、带状分布的矩阵。在求解表示刚度矩阵[K]、节点力矢量{Q}以及节点位移矢量{U}之间的平衡关系的线性代数方程组:[K]{U}={Q}时,所需要的计算时间及计算机的存贮量,在矩阵大小一定的条件下,主要取决于总刚度矩阵[K]的带宽。计算时间和存贮量与带宽的平方成正比。

关键词：节点离散单元法优化

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水气比对射流预冷喷射特性影响的数值研究

推进技术 2017年第6期38卷 1302-1309页

作者：涂洪妍邓远灏康松钟世林曾军中国燃气涡轮研究院四川成都610500

为了研究水气比对以液态水为喷射工质的射流预冷喷射特性的影响,选取了适合的计算和求解方法,建立了研究射流预冷喷水特性计算的数学模型。采用该模型对喷射腔室中的三维两相流场进行了数值计算,并通过与已有的试验结果进行了对比,最大... 详细信息

为了研究水气比对以液态水为喷射工质的射流预冷喷射特性的影响,选取了适合的计算和求解方法,建立了研究射流预冷喷水特性计算的数学模型。采用该模型对喷射腔室中的三维两相流场进行了数值计算,并通过与已有的试验结果进行了对比,最大相对误差不超过3%,验证了模型的正确性。最后对水气比对于喷射特性的影响进行了数值模拟,并计算得到了完全蒸发距离,其中水气比0.03时的完全蒸发距离为10倍喷水腔室内径,结果表明,随着水气比的增加,出口截面的液态水蒸发量上升,蒸发率和截面平均总温下降,完全蒸发距离增加。

关键词：计算流体力学水气比蒸发特性温度分布冷却

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GH901压气机盘变幅低循环疲劳寿命估算

机械强度 1991年第2期13卷 56-59,68页

作者：王旅生茹梅秀曹凤兰龚梦贤燃气涡轮研究所

在试验研究的基础上,改进了局部应力应变方法。经 GH901压气机盘和光滑试样的变幅低周疲劳试验证明,文中提出的改进措施行之有效,显著特点是具有较高的寿命估算精度.预估寿命与实测寿命之比接近于1。

关键词：压缩机机盘变幅低循环疲劳寿命

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双级旋流多点喷射燃烧室试验研究

推进技术 2016年第9期37卷 1720-1726页

作者：房人麟邱伟邓远灏钟世林徐华胜黄顺洲中国燃气涡轮研究院四川成都610500

为解决高温升燃烧室点火、慢车工况的燃烧稳定性与起飞、巡航工况下高效率低冒烟燃烧之间的矛盾,对采用中心分级技术的双级旋流多点喷射直接混合(TAMDIM)组织燃烧技术的单头部燃烧室进行了试验,试验状态为慢车、起飞、亚声速巡航。通过... 详细信息

为解决高温升燃烧室点火、慢车工况的燃烧稳定性与起飞、巡航工况下高效率低冒烟燃烧之间的矛盾,对采用中心分级技术的双级旋流多点喷射直接混合(TAMDIM)组织燃烧技术的单头部燃烧室进行了试验,试验状态为慢车、起飞、亚声速巡航。通过试验获取了各个工况下燃烧室的燃烧效率、火焰筒壁温分布及冒烟值。TAMDIM燃烧室除慢车工况的燃烧效率小于0.99外,其余工况的燃烧效率均大于0.995,采用燃油分级对燃烧室效率影响很小。多斜孔发散冷却有良好的冷却能力,使得火焰筒壁温在燃烧室温升1157K下仅1005K。燃烧室在高油气比状态下冒烟数小于10,满足ICAO规定的要求。

关键词：双级旋流多点喷射高温升燃烧室燃烧效率火焰筒壁温

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多级轴流压气机级间参数测量的试验研究

航空动力学报 2004年第4期19卷 478-483页

作者：幸晓龙任铭林顾杨尹红顺黄明镜中国燃气涡轮研究院四川江油621703

较详细地介绍了某多级压气机修改前后,利用叶型受感部测取各级转子出口总压、总温分布的试验方法和结果。试验结果证明该方法是可行的,得到的转子出口流场数据是可信的。叶型受感部较大限度地降低了插入式探针对转子出口流场的干扰,为... 详细信息

较详细地介绍了某多级压气机修改前后,利用叶型受感部测取各级转子出口总压、总温分布的试验方法和结果。试验结果证明该方法是可行的,得到的转子出口流场数据是可信的。叶型受感部较大限度地降低了插入式探针对转子出口流场的干扰,为研究多级压气机级间匹配关系探索了一种新的测量方法。

关键词：航空、航天推进系统压气机叶型受感部测量