导读:本文包含了涡轮动叶论文开题报告文献综述及选题提纲参考文献，主要关键词:涡轮,叶尖泄漏,多尺度流动,掺混
涡轮动叶论文文献综述
黄霖,邵飞,邹正平[1]（2019）在《涡轮动叶尖区多尺度流动掺混及熵产分析》一文中研究指出涡轮叶尖泄漏流动与主流的非定常掺混机制及其与叶尖泄漏损失的关联对控制叶尖气动损失具有重要意义。本文通过数值模拟和理论分析相结合的方法，首先采用本征正交分解以获得多尺度流场，其次从叶尖泄漏流动特征、多尺度流动掺混、多尺度流动熵产以及掺混与熵产的关联四个方面对涡轮动叶尖区多尺度流动掺混及熵产进行了分析和讨论。结果表明：采用本征正交分解技术能够成功地从瞬态流场中剥离出多尺度流动结构，大尺度与小尺度流动对掺混的贡献相当，大尺度流动的掺混机制为宏观输运作用，而小尺度流动的掺混机制为局部输运作用。大尺度流动与小尺度流动中的熵产分布存在差异，这是由于不同尺度流场引起熵产的物理机制不同。大尺度流场中，熵产主要来源于强剪切，小尺度流场中，熵产主要来源于不规则湍流脉动。最后，从粒子对的演化方程出发，建立了掺混与熵产的关联式，为控制叶尖气动损失提供了理论基础。(本文来源于《中国航天第叁专业信息网第四十届技术交流会暨第四届空天动力联合会议论文集——S04航空燃气涡轮推进技术》期刊2019-08-14）
姜世杰,李志刚,李军[2]（2019）在《凹槽状小翼对涡轮动叶叶顶气动和传热性能的影响》一文中研究指出针对叶顶间隙的高速泄漏流及复杂的流动问题,采用数值求解叁维RANS方程和k-ω湍流模型方法,研究了凹槽状小翼结构对涡轮级动叶叶顶传热特性和气动性能的影响。数值获得的叶顶表面传热系数分布和实验数据吻合良好,验证了数值方法的可靠性。对比分析了叶顶压力侧、叶顶吸力侧和叶顶两侧凹槽状小翼结构与无小翼凹槽状叶顶的气动传热性能,研究结果表明,相比于无小翼凹槽状叶顶结构:叶顶压力侧、吸力侧和两侧凹槽状小翼结构的叶顶表面平均传热系数分别降低了12.2%、17.1%和19.8%,叶顶两侧凹槽状小翼结构最大程度降低了凹槽状叶顶间隙的泄漏流量,减弱了压力侧角涡和刮削涡,进而降低了凹槽状叶顶的传热系数;压力侧、吸力侧和两侧凹槽状小翼结构的动叶总压损失系数分别增加了8.5%、降低了8.5%和降低了2.5%。吸力侧凹槽状小翼结构能有效降低凹槽状叶顶的传热系数,并且减少气动损失,具有最佳的气热性能。(本文来源于《西安交通大学学报》期刊2019年09期）
张洪鑫,李燕飞,陈绍文,王松涛,王仲奇[3]（2019）在《基于燃气涡轮动叶的非轴对称端壁数值研究》一文中研究指出为揭示非轴对称端壁控制涡轮动叶二次流的物理机制,建立了一种新型的Bezier曲线造型方法,采用数值模拟的方式,对某一燃气涡轮的第一级动叶进行研究。结果表明,此造型法通过合理地调整横向压力梯度,从而有效地推迟通道涡的发展,使得通道涡的强度和尺度都小于轴对称端壁对应的情况,进而减小了损失,提升了效率,最优方案使得相对总压损失减小了4.7%,效率提升了0.48%。(本文来源于《汽轮机技术》期刊2019年03期）
张敏[4]（2019）在《涡轮动叶叶顶间隙泄漏控制及结构优化研究》一文中研究指出随着航空发动机推重比不断增大和大功率燃气轮机结构紧凑化的发展趋势,涡轮动叶叶片载荷不断提高,由此导致叶顶间隙泄漏流动增强,进而使动叶气动损失增大。针对这一问题,本论文采用风洞试验和数值模拟方法,研究不同叶顶结构涡轮叶栅的间隙泄漏流动特征,在此基础上,开展叶顶结构优化,并分析优化叶顶对泄漏流和叶栅性能的影响机理。研究旨在控制叶顶间隙泄漏以提高叶栅与涡轮效率。研究内容包括以下四个方面:一、翼型冠对涡轮平面叶栅性能的影响研究。针对翼型冠结构,采用数值模拟方法分析全周小翼宽度和部分冠位置对平面叶栅流场结构和气动性能的影响机理,获得部分冠位置的设计准则;在翼型冠叶顶上,增加两个密封齿,叶栅风洞试验和数值模拟结果表明密封齿能进一步提高翼型冠的间隙泄漏控制能力。二、带翼型冠涡轮级性能和动叶旋转效应研究。基于LISA 1.5级涡轮,采用数值模拟方法分析平顶、整冠、全周小翼和翼型冠对涡轮级气动性能的影响规律,研究表明两种动叶叶顶间隙下,翼型冠都能使涡轮效率提高;然后,基于该涡轮平顶和翼型冠动叶栅,通过数值模拟对比分析叶片旋转和机匣旋转对叶顶间隙泄漏流动和叶栅气动性能影响的异同,发现不同旋转条件下,翼型冠叶栅的气动损失都低于平顶叶栅。叁、基于源项的数值模拟(SCFD)技术及其在翼型冠喷气孔优化中的应用。为节省数值计算成本,建立带源项模型的流动传热控制方程,通过模拟典型涡轮流动和传热问题,分析均匀网格和湍流模型方程源项对SCFD计算准确性的影响;然后,采用SCFD、基于贴体网格的数值模拟(BCFD)和叶栅风洞试验,研究有叶顶喷气时翼型冠叶栅的气动性能,结果表明不同喷气流量下,SCFD预测的叶栅损失与BCFD和试验结果一致,基于此,通过使用SCFD的数值优化方法,获得使叶栅性能提高的翼型冠叶顶喷气孔布置。四、动叶叶顶结构拓扑优化研究。采用SCFD、拟灵敏度和伴随灵敏度分析方法,建立流体拓扑优化体系。以进出口总压损失最小为优化目标,首先对突扩管和U型管流道进行设计,以分析拓扑优化生成损失小性能高流路的潜力;基于二维叶顶间隙泄漏模型,开发叶顶结构的拓扑优化算法,并对叁维涡轮叶栅不同轴向位置截面的叶顶结构开展拓扑优化设计,通过风洞试验和数值计算表明优化叶顶能抑制间隙内部的泄漏损失和间隙出口的泄漏流量,从而使叶栅气动性能提高。以上研究为翼型冠的工程应用和为流体拓扑优化应用于涡轮动叶叶顶结构设计提供了理论依据和技术支撑。(本文来源于《大连理工大学》期刊2019-06-01）
张洪鑫,李燕飞,陈绍文,王松涛,王仲奇[5]（2019）在《设计工况下非轴对称端壁造型方法对涡轮动叶性能的影响》一文中研究指出为揭示非轴对称端壁控制涡轮动叶二次流的物理机制,采用叁角函数造型方法,对设计工况下某一燃气涡轮的第一级动叶进行数值研究.结果表明,只有在合适的非轴对称端壁半径扰动量下,才能获得较好的气动收益;扰动半径在5%～10%叶高内,性能会有所提升.相对于造型幅值,气动性能对造型几何位置更为敏感.本文采用的叁角函数造型法主要通过合理降低横向压力梯度,推迟通道涡发展,从而减弱通道涡强度和维度,进而降低流动损失.(本文来源于《大连海事大学学报》期刊2019年01期）
周云[6]（2018）在《涡轮动叶内部交叉肋结构的流动换热特性研究》一文中研究指出燃气轮机功率和效率的日益增长促使涡轮进口温度不断提高。涡轮冷却技术的发展对提高燃气轮机的热效率和功率输出起着至关重要的作用。涡轮动叶工作环境恶劣,面临着强离心力、高热应力和强气动弯扭应力,叶片冷却效果和强度是主要关心的问题。本文针对以上问题,展开涡轮动叶内部冷却交叉肋结构的设计和优化以及流动换热特性研究。本文首先将叶片分为叁个主要区域:动叶前缘、动叶中部和动叶尾缘,并从实际叶片模化得到交叉肋几何参数,利用这些参数来确定不同区域的模化交叉肋的几何参数。利用CFX对不同肋角度、不同肋宽、不同肋间距的模化交叉肋进行数值模拟,研究其流动和换热特性。最后利用1stOpt软件对不同区域的交叉肋结构的平均努塞尔数和流阻系数分别拟合关于几何参数和流动参数的经验公式,并将预估值和实际值作比较,发现误差非常小。采用模化交叉肋的设计指导实际涡轮动叶交叉肋结构设计,提取相关区域的模化交叉肋几何参数应用于实际涡轮动叶交叉肋结构设计上,将动叶内冷通道设计为3组不同参数的纯交叉肋结构。利用CFX对纯交叉肋动叶模型进行气热耦合计算,结果发现纯交叉肋动叶结构前缘及叶顶存在局部超温区域。因此本文对纯交叉肋动叶前缘和叶顶区域进行两次优化,再次进行气热耦合计算,计算结果发现6种不同工况下叶片表面均未超温且满足材料许用温度要求。最终将交叉肋动叶结构设计为:动叶中后部设计为3组交叉肋,前缘压力面吸力面各布置1排气膜孔,叶顶设计8个出流孔,靠近压力面顶部处布置9个出流孔,第1组交叉肋与前缘腔之间布置共14个非均匀排布冲击冷却孔。当设计的涡轮动叶表面最高温度满足材料许用温度后,本文利用Workbench平台静力结构模块将气热耦合计算得到的动叶表面温度和压力插值到相应的动叶模型上,并且施加离心力载荷进行强度分析。计算结果发现:原始设计等壁厚交叉肋叶片存在局部应力集中现象。针对应力集中现象,本文展开低应力设计,将原始模型进行优化,设计为变壁厚叶片,重新计算强度。计算结果发现:相同区域局部应力降低明显,并且叶片的等效应力在材料的许用应力之内,叶片绝大部分区域安全系数达1.2以上,仅有少部分在1.07以上,满足设计要求。(本文来源于《哈尔滨工程大学》期刊2018-12-01）
陈大为,朱惠人,李华太,周道恩,贾晓萌[7]（2019）在《基于压力敏感漆技术的尾迹对涡轮动叶前缘气膜冷却影响研究》一文中研究指出为探究上游尾迹影响下的涡轮动叶前缘气膜冷却特性,采用压力敏感漆技术,研究了尾迹对涡轮动叶前缘带有叁排径向复合角圆柱形气膜孔的气膜冷却效率的影响,获得了不同吹风比(1.0～3.0)和尾迹斯特劳哈尔数(0,0.12,0.36)条件下前缘区域全表面气膜冷却效率分布的实验数据。结果表明:有尾迹时,随着吹风比的增加,叶片前缘大部分区域气膜冷却效率逐渐增加,仅有压力面侧气膜孔附近冷却效率逐渐降低。随着尾迹斯特劳哈尔数增加,前缘靠近压力面侧孔排下游的径向平均气膜冷却效率最大增加幅度达0.07,前缘正中间孔排附近径向平均气膜冷却效率最大降低幅度达0.13,前缘靠近吸力面侧孔排下游的径向平均气膜冷却效率最大降低幅度达0.18。整体看来,尾迹使前缘大部分区域气膜冷却效率降低。(本文来源于《推进技术》期刊2019年04期）
陈大为,朱惠人,李华太,周道恩,贾晓萌[8]（2019）在《基于热色液晶技术的尾迹对涡轮动叶表面换热系数影响研究》一文中研究指出为探究上游尾迹影响下的涡轮动叶表面换热特性,采用热色液晶技术测量了尾迹对光滑叶片表面换热分布的影响,获得了高低湍流度(2%,20%)来流时不同尾迹斯特劳哈尔数(0,0.12,0.36)条件下光滑动叶表面换热系数的实验数据。结果表明:当湍流度为2%时,随着尾迹斯特劳哈尔数增加,压力面换热系数增高幅度最大为142%,前缘区域增高幅度最大为7%,吸力面增高幅度最大为186%。当湍流度为20%时,尾迹对换热系数的影响相对减弱,随着尾迹斯特劳哈尔数增加,压力面换热系数增高幅度最大为10%,前缘区域增高幅度最大为10%,吸力面增高幅度最大为26%。尾迹导致吸力面转捩点提前,过渡区延长。整体看来,尾迹导致光滑叶片表面换热系数升高,对吸力面换热系数的影响大于压力面。(本文来源于《推进技术》期刊2019年03期）
陈大为,朱惠人,李华太,刘海涌,周道恩[9]（2019）在《尾迹对涡轮动叶全表面气膜冷却效率的影响》一文中研究指出采用压敏漆(PSP)测量技术研究了尾迹对涡轮动叶气膜冷却效率的影响,测试叶片带有11排圆柱形气膜孔。获得了不同质量流量比和尾迹斯特劳哈尔数(Sr=0,0.12,0.36)条件下全表面气膜冷却效率分布的试验数据,结果表明:随着尾迹Sr数的增加,叶片前缘区域径向平均气膜冷却效率最大降低幅度达36.5%,吸力面径向平均气膜冷却效率最大降低幅度达53.5%,压力面径向平均气膜冷却效率最大降低幅度达24.2%;尾迹对前缘和吸力面气膜冷却效率的影响大于压力面;随着质量流量比增加,尾迹的影响减小;在进行涡轮动叶表面气膜冷却结构设计时,不考虑尾迹效应会增加设计风险。(本文来源于《航空学报》期刊2019年03期）
张敏,刘艳,贺缨[10]（2018）在《动叶叶顶结构对1.5级涡轮气动性能影响的数值研究》一文中研究指出基于Lisa 1.5级涡轮,构造全围带、全周小翼及翼型围带动叶叶顶结构模型,并应用数值计算方法,分析不同动叶叶顶结构对涡轮气动性能的影响规律。结果表明,0.97%叶片高度叶顶间隙值下,全围带叶栅气动损失最小,翼型围带次之,2 mm全周小翼控制损失的能力并不明显。此规律与涡轮平面叶栅研究中所得的结论相同。间隙增至1.38%叶片高度值时,间隙泄漏损失与总损失呈现等比例增加,表明此1.5级涡轮中气动损失主要来自于泄漏流动。最后,基于"Scaling"方法,分析不同叶顶结构对涡轮整级机械效率的影响。结果发现,叁种叶顶结构均使效率得以提升。这进一步为翼型围带等叶顶结构的实际应用提供理论依据。(本文来源于《工程热物理学报》期刊2018年06期）
涡轮动叶论文开题报告
（1）论文研究背景及目的
此处内容要求：
首先简单简介论文所研究问题的基本概念和背景，再而简单明了地指出论文所要研究解决的具体问题，并提出你的论文准备的观点或解决方法。
写法范例：
针对叶顶间隙的高速泄漏流及复杂的流动问题,采用数值求解叁维RANS方程和k-ω湍流模型方法,研究了凹槽状小翼结构对涡轮级动叶叶顶传热特性和气动性能的影响。数值获得的叶顶表面传热系数分布和实验数据吻合良好,验证了数值方法的可靠性。对比分析了叶顶压力侧、叶顶吸力侧和叶顶两侧凹槽状小翼结构与无小翼凹槽状叶顶的气动传热性能,研究结果表明,相比于无小翼凹槽状叶顶结构:叶顶压力侧、吸力侧和两侧凹槽状小翼结构的叶顶表面平均传热系数分别降低了12.2%、17.1%和19.8%,叶顶两侧凹槽状小翼结构最大程度降低了凹槽状叶顶间隙的泄漏流量,减弱了压力侧角涡和刮削涡,进而降低了凹槽状叶顶的传热系数;压力侧、吸力侧和两侧凹槽状小翼结构的动叶总压损失系数分别增加了8.5%、降低了8.5%和降低了2.5%。吸力侧凹槽状小翼结构能有效降低凹槽状叶顶的传热系数,并且减少气动损失,具有最佳的气热性能。
（2）本文研究方法
调查法：该方法是有目的、有系统的搜集有关研究对象的具体信息。
观察法：用自己的感官和辅助工具直接观察研究对象从而得到有关信息。
实验法：通过主支变革、控制研究对象来发现与确认事物间的因果关系。
文献研究法：通过调查文献来获得资料，从而全面的、正确的了解掌握研究方法。
实证研究法：依据现有的科学理论和实践的需要提出设计。
定性分析法：对研究对象进行“质”的方面的研究，这个方法需要计算的数据较少。
定量分析法：通过具体的数字，使人们对研究对象的认识进一步精确化。
跨学科研究法：运用多学科的理论、方法和成果从整体上对某一课题进行研究。
功能分析法：这是社会科学用来分析社会现象的一种方法，从某一功能出发研究多个方面的影响。
模拟法：通过创设一个与原型相似的模型来间接研究原型某种特性的一种形容方法。
涡轮动叶论文参考文献
[1].黄霖,邵飞,邹正平.涡轮动叶尖区多尺度流动掺混及熵产分析[C].中国航天第叁专业信息网第四十届技术交流会暨第四届空天动力联合会议论文集——S04航空燃气涡轮推进技术.2019
[2].姜世杰,李志刚,李军.凹槽状小翼对涡轮动叶叶顶气动和传热性能的影响[J].西安交通大学学报.2019
[3].张洪鑫,李燕飞,陈绍文,王松涛,王仲奇.基于燃气涡轮动叶的非轴对称端壁数值研究[J].汽轮机技术.2019
[4].张敏.涡轮动叶叶顶间隙泄漏控制及结构优化研究[D].大连理工大学.2019
[5].张洪鑫,李燕飞,陈绍文,王松涛,王仲奇.设计工况下非轴对称端壁造型方法对涡轮动叶性能的影响[J].大连海事大学学报.2019
[6].周云.涡轮动叶内部交叉肋结构的流动换热特性研究[D].哈尔滨工程大学.2018
[7].陈大为,朱惠人,李华太,周道恩,贾晓萌.基于压力敏感漆技术的尾迹对涡轮动叶前缘气膜冷却影响研究[J].推进技术.2019
[8].陈大为,朱惠人,李华太,周道恩,贾晓萌.基于热色液晶技术的尾迹对涡轮动叶表面换热系数影响研究[J].推进技术.2019
[9].陈大为,朱惠人,李华太,刘海涌,周道恩.尾迹对涡轮动叶全表面气膜冷却效率的影响[J].航空学报.2019
[10].张敏,刘艳,贺缨.动叶叶顶结构对1.5级涡轮气动性能影响的数值研究[J].工程热物理学报.2018