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小展弦比飞翼布局飞机稳定特性 被引量：31
1
作者 李林 马超 王立新 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2007年第6期1312-1317,共6页
飞翼布局飞机为改善隐身特性,取消了平尾和垂尾,构型的改变导致其稳定特性与常规飞机有很多不同。针对小展弦比飞翼布局飞机,分别研究其在几种典型飞行状态下的纵向和横航向的静、动稳定特性,通过与常规布局飞机进行对比,着重揭示了飞... 飞翼布局飞机为改善隐身特性,取消了平尾和垂尾,构型的改变导致其稳定特性与常规飞机有很多不同。针对小展弦比飞翼布局飞机,分别研究其在几种典型飞行状态下的纵向和横航向的静、动稳定特性,通过与常规布局飞机进行对比,着重揭示了飞翼构型参数、飞行状态与其稳定性间的量化规律,并详细分析了这一布局纵向短周期模态及横航向荷兰滚模态发散的具体成因。 展开更多
关键词 小展弦比 飞翼 稳定性 短周期模态 荷兰滚模态
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涡轮叶栅叶冠泄漏流动数值研究 被引量：15
2
作者 贾惟 刘火星 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2013年第3期316-325,共10页
以小展弦比涡轮叶栅为研究对象,利用三维数值计算的方法研究了篦齿数、篦齿排列型式、上下游压力以及径向间隙对叶冠泄漏流量的影响,并分析了泄漏流动与主流的相互作用。研究表明,叶片排上下游压比和径向间隙是影响叶冠泄漏流动的主要因... 以小展弦比涡轮叶栅为研究对象,利用三维数值计算的方法研究了篦齿数、篦齿排列型式、上下游压力以及径向间隙对叶冠泄漏流量的影响,并分析了泄漏流动与主流的相互作用。研究表明,叶片排上下游压比和径向间隙是影响叶冠泄漏流动的主要因素,篦齿数和篦齿排列型式对泄漏流量的大小和出口气流角均有重要影响。考虑了主流的影响之后,叶冠出口流动呈现出高度的三维性和周向不均匀性。在周向压力梯度的作用下,径向速度以正负交替的形式出现,而且周向速度和轴向速度则出现了明显的分层结构。 展开更多
关键词 叶冠泄漏流动 小展弦比 平面叶栅 篦齿数 篦齿排列方式
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低展弦比透平叶片弯曲方法研究 被引量：7
3
作者 王仲奇 韩万今 徐文远 《工程热物理学报》 EI CAS CSCD 北大核心 1995年第1期35-38,共4页
低展弦比透平叶片弯曲方法研究王仲奇，韩万今，徐文远（哈尔滨工业大学哈尔滨１５０００１）关键词：低展弦比，透平叶片，弯曲方法。ＳＴＵＤＹＯＦＣＵＲＶＥＤＭＥＴＨＯＤＯＦＴＵＲＢＩＮＥＢＬＡＤＥＷＩＴＨＬＯＷＡＳＰＥＣＴ... 低展弦比透平叶片弯曲方法研究王仲奇，韩万今，徐文远（哈尔滨工业大学哈尔滨１５０００１）关键词：低展弦比，透平叶片，弯曲方法。ＳＴＵＤＹＯＦＣＵＲＶＥＤＭＥＴＨＯＤＯＦＴＵＲＢＩＮＥＢＬＡＤＥＷＩＴＨＬＯＷＡＳＰＥＣＴＲＡＴＩＯ￥ＷａｎｇＺｈｏｎｇｑｉ... 展开更多
关键词 低展弦比 透平叶片 弯曲方法
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小剪跨比钢筋混凝土墙拉剪性能试验研究 被引量：9
4
作者 纪晓东 程小卫 徐梦超 《工程力学》 EI CSCD 北大核心 2018年第A01期53-61,共9页
强震作用下,高层建筑中部分剪力墙可能出现拉-剪耦合受力的不利状态。该文完成6个大尺寸钢筋混凝土(RC)矮墙拟静力试验,研究了小剪跨比RC墙拉剪受力下的破坏形态、滞回性能、承载力和刚度。试验结果表明:轴拉力水平不同,RC墙试件出现不... 强震作用下,高层建筑中部分剪力墙可能出现拉-剪耦合受力的不利状态。该文完成6个大尺寸钢筋混凝土(RC)矮墙拟静力试验,研究了小剪跨比RC墙拉剪受力下的破坏形态、滞回性能、承载力和刚度。试验结果表明:轴拉力水平不同,RC墙试件出现不同的破坏形态,包括:剪切破坏(竖向钢筋平均拉应力水平n_s=0)、剪切-滑移破坏(n_s=0.23~0.63)和滑移破坏(n_s=0.8~1.0);RC墙试件轴心受拉的开裂荷载试验值为理论计算值的0.6倍~0.7倍,轴心受拉的初始刚度和开裂后刚度试验值与理论计算值接近;轴拉力严重影响RC墙的抗侧承载力,当竖向钢筋平均拉应力水平n_s=0.63和n_s=1.0时,试件的承载力分别比无轴拉试件小54%和76%;轴拉力也导致RC墙的等效抗侧刚度降低,当n_s=0.23~0.63时,试件的等效抗侧刚度为无轴拉试件的0.56倍,仅为其初始刚度理论值的1/10。该文建议了拉剪受力RC墙的等效抗侧刚度计算公式,该公式计算值与剪切-滑移破坏试件的试验结果吻合良好。最后,该文对比了各国规范中拉剪承载力计算公式,美国ACI 318-14规范和欧洲Euro Code8规范均低估了小剪跨比RC墙试件的拉剪承载力,试验值与规范公式计算值之比分别为1.90和2.41;而中国JGJ 3―2010规程的RC墙拉剪承载力公式可能安全度不够。 展开更多
关键词 钢筋混凝土剪力墙 拉剪受力 小剪跨比 破坏形态 承载力 刚度
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小展弦比飞翼布局作战飞机可控性设计方法 被引量：9
5
作者 马超 李林 王立新 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2008年第4期788-794,共7页
飞翼布局飞机取消了常规布局飞机采用的安定面和操纵面,由此引起其可控性设计的诸多新问题。以某小展弦比飞翼布局作战飞机为例,利用风洞试验结果研究了几种典型新型操纵面的操纵新机理及不同飞行条件下的操纵效能等。基于可控性设计的... 飞翼布局飞机取消了常规布局飞机采用的安定面和操纵面,由此引起其可控性设计的诸多新问题。以某小展弦比飞翼布局作战飞机为例,利用风洞试验结果研究了几种典型新型操纵面的操纵新机理及不同飞行条件下的操纵效能等。基于可控性设计的要求,估算了该飞翼构型作战使用所需的三轴最大控制力矩系数。通过引进舵容量的概念提出了新型操纵面的参数化设计方法,最后对这一新布局方案进行了可控性评估,为飞翼布局飞机概念设计阶段的新型操纵面布置和设计提供了一种实用的方法。 展开更多
关键词 可控性设计 风洞试验 飞翼 新型操纵面 小展弦比
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小展弦比涡轮叶片的弯曲优化设计 被引量：7
6
作者 韩俊 温风波 赵广播 《清华大学学报（自然科学版）》 EI CAS CSCD 北大核心 2014年第1期102-108,共7页
该文重点讨论弯扭叶片设计方法在小展弦比的涡轴发动机涡轮叶片设计中的应用,旨在通过多方案的弯曲设计分析具有强二次流动的涡轮叶片的弯曲优化所能带来的气动性能改善和流场结构变化。给出了弯高固定而弯角不同的14个叶片弯曲设计方... 该文重点讨论弯扭叶片设计方法在小展弦比的涡轴发动机涡轮叶片设计中的应用,旨在通过多方案的弯曲设计分析具有强二次流动的涡轮叶片的弯曲优化所能带来的气动性能改善和流场结构变化。给出了弯高固定而弯角不同的14个叶片弯曲设计方案。通过数值模拟计算分析了这些方案中总压比和流量,初步得出在该叶片设计中反弯设计要优于正弯和直叶片设计,且反弯15°方案为最优方案。根据密流沿叶高分布图分析了正弯、直和反弯叶片情况的下端区和中间区域的通流能力变化。结合叶片壁面极限流线图和静压分布,可发现反弯情况下造成的反向C型压力分布使得端区流动不但没有改善反而恶化,但是中间区域的低能流体却大大减少,从而总体损失得到减少。从出口截面的总压分布也可看出通道涡尺度变大,造成端区总压损失较大。 展开更多
关键词 涡轮 小展弦比 反弯叶片 通道涡 优化设计
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低断面轿车子午线轮胎PDEP-S设计理论 被引量：5
7
作者 何晓玫 刘天臣 吴桂忠 《轮胎工业》 CAS 1997年第3期148-152,共5页
ＰＤＥＰＳ设计理论是在ＰＤＥＰ设计理论的基础上发展、完善而成的。用ＰＤＥＰＳ设计理论可使轮胎设计进一步优化，从而改善轮胎的使用性能。ＰＤＥＰＳ与ＰＤＥＰ设计理论的区别是：它在轮廓设计中把轮胎的预应力和动平衡轮廓... ＰＤＥＰＳ设计理论是在ＰＤＥＰ设计理论的基础上发展、完善而成的。用ＰＤＥＰＳ设计理论可使轮胎设计进一步优化，从而改善轮胎的使用性能。ＰＤＥＰＳ与ＰＤＥＰ设计理论的区别是：它在轮廓设计中把轮胎的预应力和动平衡轮廓两者有机地结合起来，深入地研究了轮胎的带束层、胎体和胎圈的压力分担率，在使其各部件充分发挥其作用的条件下。 展开更多
关键词 轿子 子竿线轮胎 低断面 PDEP-S设计 轮胎
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高负荷低展弦比氦涡轮端壁损失机理研究 被引量：6
8
作者 隋秀明 董甜甜 +2 位作者 周庆晖 赵巍 赵庆军 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2021年第3期540-549,共10页
为指导高负荷低展弦比氦涡轮设计,以多级氦涡轮第一级为研究对象,借助数值模拟技术对低展弦比涡轮动静叶通道涡迁移机制进行研究,并考察了叶片弯曲对涡轮气动性能的影响。结果表明:受轮毂道涡影响,导叶出口近叶根处气流过偏转,导致转子... 为指导高负荷低展弦比氦涡轮设计,以多级氦涡轮第一级为研究对象,借助数值模拟技术对低展弦比涡轮动静叶通道涡迁移机制进行研究,并考察了叶片弯曲对涡轮气动性能的影响。结果表明:受轮毂道涡影响,导叶出口近叶根处气流过偏转,导致转子前缘近轮毂区正攻角变大;叶片根部负荷增大,致使马蹄涡压力面分支与吸力面分支交点前移;轮毂通道涡径向迁移至近叶顶区,其与叶尖泄漏涡相互影响致使叶顶区粘性损失显著增大。弯叶片对低展弦比大折转涡轮叶片的作用效果与传统涡轮具有明显差别:叶片正弯时叶顶负荷减小,导致叶顶间隙泄漏涡与通道涡强度及损失显著下降,涡轮性能得到改善;叶片反弯时叶顶负荷增大,致使叶尖泄漏损失增大,且强径向压力梯度作用下下端壁低能流体向叶顶汇聚,损失显著增大。 展开更多
关键词 氦涡轮 高负荷 低展弦比 通道涡 叶片弯曲
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小剪跨比内置钢管组合剪力墙抗震性能试验研究 被引量：5
9
作者 白亮 周天华 +1 位作者 谢鹏飞 罗伟 《东南大学学报（自然科学版）》 EI CAS CSCD 北大核心 2017年第3期545-552,共8页
为研究小剪跨比内置钢管组合剪力墙(STLW剪力墙)的抗震性能,对STLW剪力墙试件进行低周反复加载试验,分析其破坏形态、破坏机理、变形能力、耗能性能、刚度及承载力退化规律.然后,采用拉压杆-滑移模型对STLW剪力墙的承载力进行分析.试验... 为研究小剪跨比内置钢管组合剪力墙(STLW剪力墙)的抗震性能,对STLW剪力墙试件进行低周反复加载试验,分析其破坏形态、破坏机理、变形能力、耗能性能、刚度及承载力退化规律.然后,采用拉压杆-滑移模型对STLW剪力墙的承载力进行分析.试验结果表明,在水平荷载作用下,STLW剪力墙由整截面墙渐变为开竖缝剪力墙,有效避免了小剪跨比钢筋混凝土剪力墙发生脆性剪切破坏.与传统小剪跨比剪力墙相比,STLW剪力墙的变形能力及耗能性能显著提高.经合理设计,其极限位移可提高约50%,黏滞阻尼系数提高约2倍.STLW剪力墙承载力计算值与试验结果较符合,拉压杆-滑移模型能较好地反映STLW剪力墙受力机理. 展开更多
关键词 剪力墙 小剪跨比 钢管 剪切破坏 抗震性能
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复合掠弯轴流增压设计技术
10
作者 曹志鹏 王永明 +3 位作者 赵龙波 关朝斌 牛潇 陈晨 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第5期317-335,共19页
提高增压比是未来涡扇发动机实现低耗油率需求的关键途径,而级数少、重量轻、长度短的高负荷轴流增压系统一直是研究重点。小展弦比复合掠弯能够有效控制超声速流动损失以及大折转角下的流动分离,是高负荷设计技术的重点发展方向。本文... 提高增压比是未来涡扇发动机实现低耗油率需求的关键途径,而级数少、重量轻、长度短的高负荷轴流增压系统一直是研究重点。小展弦比复合掠弯能够有效控制超声速流动损失以及大折转角下的流动分离,是高负荷设计技术的重点发展方向。本文在大前掠带箍风扇基础上,开展了高负荷两级风扇超跨声速级间流动匹配研究,发展了全新的小展弦比、三维掠弯设计方法;基于试验结果完成了一维、二维特性模型修正,采用优化方法建立了全工况性能匹配调节规律,并完成了优化调节试验验证。以此为基础,为进一步提高负荷,开展小展弦比串列叶片前段减速增压、后段折转增压概念原理设计和试验验证;运用数值模拟方式进行了动叶自循环吸附验证;完成了低反力度气动布局设计和静叶吸附的试验验证。最后,初步讨论了可变流量Flade叶片构型面临的高效率全超声速动叶设计、环内壁低损失超声速流动控制等技术挑战,以及柔性叶片和智能材料相融合的造型设计方法。 展开更多
关键词 小展弦比 复合掠弯 串列叶片 自循环吸附 低反力度 Flade叶片 柔性叶片
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小展弦比飞翼标模纵航向气动特性低速实验研究 被引量：4
11
作者 吴军飞 秦永明 +2 位作者 黄湛 魏忠武 贾毅 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2016年第1期125-130,共6页
对小展弦比飞翼气动布局外形,通过常规测力风洞实验方法得到其纵向气动特性和偏航控制特性,在分析其气动特性后,选取典型的状态采用PIV实验方法对其流动机理进行研究,研究表明小展弦比飞翼在较小的迎角下即出现前缘分离涡,随着迎角的增... 对小展弦比飞翼气动布局外形,通过常规测力风洞实验方法得到其纵向气动特性和偏航控制特性,在分析其气动特性后,选取典型的状态采用PIV实验方法对其流动机理进行研究,研究表明小展弦比飞翼在较小的迎角下即出现前缘分离涡,随着迎角的增大,前缘分离涡强度增大,且逐渐往机体对称面方向移动,随着迎角进一步增大,分离涡变得不稳定,涡核开始摆动,最终破裂,破裂位置从后缘开始,逐渐前移。对小展弦比飞翼气动布局飞机的控制难点偏航控制进行研究,结果表明该飞翼布局模型在实验迎角范围内偏航方向是静稳定的,在小迎角下具有可操纵性,迎角大于6°后嵌入面处于破裂的前缘涡尾迹之中,操纵性降低。 展开更多
关键词 小展弦比 飞翼 纵向气动特性 偏航控制
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零航速减摇鳍鳍型参数估算方法 被引量：4
12
作者 金鸿章 王帆 马玲 《中国造船》 EI CSCD 北大核心 2011年第2期1-7,共7页
零航速减摇鳍具有双重工作模式,不同生力机理使其流体动力特性存在本质差异,从而导致二者对鳍型参数要求截然不同,为满足零航速模式需求,零航速减摇鳍大多选用小展弦比鳍型,但亦给常规减摇模式带来诸多不利影响。通过分析展弦比、翼梢... 零航速减摇鳍具有双重工作模式,不同生力机理使其流体动力特性存在本质差异,从而导致二者对鳍型参数要求截然不同,为满足零航速模式需求,零航速减摇鳍大多选用小展弦比鳍型,但亦给常规减摇模式带来诸多不利影响。通过分析展弦比、翼梢形状等因素,从双模式对鳍型参数的实际要求出发,应用线性系统理论、对抗控制原理,提出适用于零航速减摇鳍的尺寸参数估算及综合评定方法,得出不可收放式零航速减摇鳍的最佳展弦比范围,为工程化设计提供了必要的理论依据。 展开更多
关键词 船舶 舰船工程 零航速 减摇鳍 鳍型参数估算 小展弦比
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小展弦比机翼加装格尼襟翼的低雷诺数试验 被引量：3
13
作者 崔钊 李建波 赵洪 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2014年第3期637-644,共8页
通过风洞试验研究了在低雷诺数下加装格尼襟翼的小展弦比机翼气动特性，机翼展弦比为1．67，格尼襟翼为1％～4％弦长高度，试验雷诺数分别为2．0×10。和5．0×10。．天平测力和表面测压的试验结果表明：低雷诺数下小展弦比机... 通过风洞试验研究了在低雷诺数下加装格尼襟翼的小展弦比机翼气动特性，机翼展弦比为1．67，格尼襟翼为1％～4％弦长高度，试验雷诺数分别为2．0×10。和5．0×10。．天平测力和表面测压的试验结果表明：低雷诺数下小展弦比机翼加装一定高度的格尼襟翼后，升力系数明显提高，加装1％弦长高度的格尼襟翼还能够提高机翼的升阻比．这是因为在试验雷诺数下，合适高度的襟翼在提高了机翼升力的同时并未显著增大机翼阻力．对比不同试验雷诺数下格尼襟翼的作用效果，表明格尼襟翼能够减少低雷诺数气流分离的不利影响，并且在较小的雷诺数下这种作用更加显著．关于格尼襟翼对低雷诺数层流分离现象的影响，还需薯涌讨细琦的浦场显示枯术讲行研窬． 展开更多
关键词 格尼襟翼 风洞试验 低雷诺数 小展弦比 气动特性
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低长径比浮式圆柱涡激运动实验研究 被引量：3
14
作者 孙洪源 黄维平 +1 位作者 李磊 常爽 《船舶力学》 EI CSCD 北大核心 2019年第4期405-411,共7页
为研究低长径比浮式圆柱涡激运动响应,对其进行了水槽模型实验研究。测试了三种长径比(L/D=2.5、2.0、1.5)圆柱在不同来流速度下的运动响应及顺流向、横流向动水压力,从响应幅值、涡泄频率、受力分析等多个角度出发,分析其涡激运动的关... 为研究低长径比浮式圆柱涡激运动响应,对其进行了水槽模型实验研究。测试了三种长径比(L/D=2.5、2.0、1.5)圆柱在不同来流速度下的运动响应及顺流向、横流向动水压力,从响应幅值、涡泄频率、受力分析等多个角度出发,分析其涡激运动的关键特征。研究表明:涡激运动响应幅值随长径比的减小呈降低趋势,这种趋势在锁定阶段更加明显;涡激运动锁定区前后阶段,涡泄频率与固有频率比值随约化速度呈线性增加,锁定区前St≈0.18,锁定区后St数小于0.18,且随长径比的减小而减小。 展开更多
关键词 浮式圆柱 涡激运动 模型试验 低长径比 斯托哈尔数
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非轴对称端壁与叶片联合成型气动优化实验验证 被引量：3
15
作者 郭振东 张伟麟 +2 位作者 李琛玺 宋立明 李军 《工程热物理学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2016年第7期1416-1421,共6页
利用所研发的叶片多学科设计优化平台,完成了某小展弦比透平叶栅非轴对称端壁与叶片联合成型优化设计。利用亚音速风洞,对优化及参考叶栅进行吹风实验,结果表明数值计算与实验吻合较好。数值和实验结果均表明,最优设计相对参考设计气动... 利用所研发的叶片多学科设计优化平台,完成了某小展弦比透平叶栅非轴对称端壁与叶片联合成型优化设计。利用亚音速风洞,对优化及参考叶栅进行吹风实验,结果表明数值计算与实验吻合较好。数值和实验结果均表明,最优设计相对参考设计气动性能明显提高,从而验证了所研发的非轴对称端壁与叶片联合成型设计优化方法的正确性和有效性。 展开更多
关键词 小展弦比 非轴对称端壁 联合成型 设计优化 实验验证
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非轴对称端壁与三维叶片联合成型气动设计优化 被引量：3
16
作者 郭振东 宋立明 +1 位作者 孙皓 李军 《工程热物理学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2016年第2期285-289,共5页
耦合自适应差分进化算法,非轴对称端壁与叶片联合成型参数化方法和RANS方程求解技术,提出了非轴对称端壁与叶片联合成型设计优化方法。利用该方法,完成了某小展弦比透平叶栅的气动设计优化,并且详细分析了最优设计叶片三维参数化及非轴... 耦合自适应差分进化算法,非轴对称端壁与叶片联合成型参数化方法和RANS方程求解技术,提出了非轴对称端壁与叶片联合成型设计优化方法。利用该方法,完成了某小展弦比透平叶栅的气动设计优化,并且详细分析了最优设计叶片三维参数化及非轴对称端壁造型对气动性能的影响,验证了本设计优化方法的正确性和有效性。 展开更多
关键词 小展弦比 非轴对称端壁 联合成型 设计优化
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平面布局对MAV气动性能影响的试验研究 被引量：2
17
作者 张政 刘沛清 《飞机设计》 2009年第3期1-5,17,共6页
固定翼微小型飞行器(MAV)飞行雷诺数低,属于低雷诺数空气动力学研究范畴。本文对不同尺寸的矩形翼、混合翼、梯形翼、齐默曼翼与反齐默曼翼平面布局MAV模型进行风洞测力试验。对比了各种平面布局气动特性,其中混合翼、反齐默曼翼和梯形... 固定翼微小型飞行器(MAV)飞行雷诺数低,属于低雷诺数空气动力学研究范畴。本文对不同尺寸的矩形翼、混合翼、梯形翼、齐默曼翼与反齐默曼翼平面布局MAV模型进行风洞测力试验。对比了各种平面布局气动特性,其中混合翼、反齐默曼翼和梯形翼较好地利用了前缘涡产生的涡升力,有良好的升力特性;展弦比较小的机翼表面脱体涡强度较大,改善了大迎角下的气动特性;大后掠角梯形翼有较好的过失速特性。 展开更多
关键词 风洞试验 微小型飞行器 低Re数 小展弦比 空气动力学
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小展弦比飞翼布局作战飞机偏航轴飞行品质评定 被引量：2
18
作者 李林 王立新 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2009年第6期972-978,共7页
依据MIL—STD—1797A飞行品质规范,对小展弦比飞翼布局作战飞机的偏航轴飞行品质进行了评定研究。评定结果表明:由于构型的原因,飞翼布局飞机本体的稳定特性和阻尼特性都较差,因此飞行控制系统对其动态响应特性的调节作用更加明显。稳... 依据MIL—STD—1797A飞行品质规范,对小展弦比飞翼布局作战飞机的偏航轴飞行品质进行了评定研究。评定结果表明:由于构型的原因,飞翼布局飞机本体的稳定特性和阻尼特性都较差,因此飞行控制系统对其动态响应特性的调节作用更加明显。稳态配平特性主要受构型的影响,飞翼布局飞机一般不能完全满足飞行品质的要求。由于可控性的设计要求需采用多操纵面的组合操纵,控制分配技术导致某些现有的品质准则需要修改。小展弦比飞翼布局飞机取消了垂尾(方向舵)并采用了新型操纵面(ICE),在某些情形下对偏航轴操纵效能的需求与常规飞机相比存在较大的差异。总之,在飞翼布局作战飞机的构型设计、飞控系统设计以及飞行品质评定条款的制定、实施中,均需考虑这些新的飞行品质特性。 展开更多
关键词 小展弦比 飞翼 飞行品质 低阶等效系统 控制系统
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马赫数对大焓降动叶气动特性影响的数值研究 被引量：2
19
作者 石玉文 韩万龙 +1 位作者 韩万金 王磊 《汽轮机技术》 北大核心 2014年第1期1-5,共5页
采用商业软件CFX,在相对坐标系内数值模拟了不同出口马赫数下大焓降动叶的气动性能。数值结果表明,哈汽公司设计的大焓降动叶具有后加载特性,而且出口马赫数愈高,后加载特性愈明显。当动叶出口马赫数由0.47增加至0.81,总压损失系数在7.5... 采用商业软件CFX,在相对坐标系内数值模拟了不同出口马赫数下大焓降动叶的气动性能。数值结果表明,哈汽公司设计的大焓降动叶具有后加载特性,而且出口马赫数愈高,后加载特性愈明显。当动叶出口马赫数由0.47增加至0.81,总压损失系数在7.5%至14.5%之间变化。总的看来,大焓降动叶的变马赫数性能良好。 展开更多
关键词 大焓降动叶 低展弦比 后加载
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大焓降静叶片设计思想的低速实验验证 被引量：2
20
作者 石玉文 顾忠华 +1 位作者 韩万龙 韩万金 《汽轮机技术》 北大核心 2013年第1期27-30,共4页
在低速风洞上,采用扇形叶栅试验模型,试验验证了哈汽公司低展弦比大焓降静叶片的设计思想。试验结果表明,哈汽公司的设计理念是:沿全叶高采用类似"鱼头"的流线型叶型前缘,在不存在横向二次流动的叶展中部采用前加载叶型,在横... 在低速风洞上,采用扇形叶栅试验模型,试验验证了哈汽公司低展弦比大焓降静叶片的设计思想。试验结果表明,哈汽公司的设计理念是:沿全叶高采用类似"鱼头"的流线型叶型前缘,在不存在横向二次流动的叶展中部采用前加载叶型,在横向二次流强烈的叶栅两端采用后加载叶型,同时将两类叶型沿叶高采用尾缘正弯积迭。这样设计得到的大焓降静叶片气动性能优良,沿轴向流动损失呈直线型均匀增长,并对气流冲角有较强的适应性。 展开更多
关键词 大焓降静叶 低展弦比 正弯积迭 前加载 后加载
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