下载文档原格式
低速引射式风力涡轮气动设计及优化21世纪将是一个人类文明飞速发展的世纪,人类对能源的追求将逐渐从传统化石能源转向清洁的安全可靠的绿色能源,以改善和保护人类赖以生存的环境。
低速风能具有总储量大、清洁环保、分布广泛的优点,如果能开发一种新型高效环保的风力涡轮利用上述低速风能发电,必将改善人类的能源结构。
但低速风能也有能量品位低、能量密度低、湍动度高和利用难度高的缺点,新型涡轮必然要很好的解决上述问题。
为此,本文借鉴航空涡扇发动机喷管引射技术,提出采用引射效应、端部扩张效应和涡轮级理论设计一种低速引射式风力涡轮,开展如下几个方面的研究工作:从最大可用能的角度,建立风力涡轮级模型、具有端部扩张效应的涡轮级模型和引射式风力涡轮模型,建立引射式风力涡轮的各位置处的气动参数计算方法。
基于此方法,给出风力涡轮级和引射器相互匹配的设计点参数。
依托传统涡轮级的一维设计方法和传统风力涡轮的叶素-动量理论,建立针对具有径向焓降变化大、极小径高比特征的风力涡轮级的压力可控涡-叶素组准三维设计方法,结合遗传算法和三维CFD数值仿真技术,实现风力涡轮级叶型准三维优化设计、三维叶型的构建和修正。
针对风力涡轮引射器的工作特点,建立具有端部扩张效应的等内涵道扩张比的新型低速风力波瓣引射器的计算方法,给出了基于UG NX软件的三维造型方案。
为了选取适用于本文低速引射式风力涡轮流场预测的数值方法,采用与本文研究对象相近雷诺数工作点的低速涡轮环形叶栅静态试验数据和波瓣引射器PIV试验数据做对照,经过多种数值计算方法研究验证,采用ANSYS CFX商业软件及基于RANS方程与sst湍流模型的数值方法,可以准确预测涡轮叶栅内的流动和引射器内外流场的气动和引射性能。
采用上述数值方法研究引射式风力涡轮的多工况的功率输出性能,分析设计点的叶栅内部流动、引射器混合管内的混合流动和风力涡轮外流场的气动性能,研究波瓣后侧的流向涡和正交涡的形成、发展及耗散规律,阐述内外涵道流体在混合管内的引射机理,指出在流向涡和正交涡及三个大尺度涡系结构共同产生的引射作用下,外涵道流体泵抽内涵道低能流体,在涡轮转子后侧沿整个叶高方向产生了真空度,提高涡轮内涵道的通流能力和单位质量气体焓降,是此结构风力涡轮高效利用低速风能的根本原因,证明采用涡轮级+风力引射器方案设计低速风力涡轮的合理性。
超音速低温旋流分离器拉瓦尔喷管流场数值分析康勇【摘要】Aim By analyzing the flow field of the Laval-nozzle, a core component of the supersonic low-temperature swirling gas-water separator, for improving the efficiency of gas-water separation, its theoretic research foundation is established. Methods Based on the principle of flow field numerical analysis and with aid of softer ware CFD, a number of physical factors influencing the fluid movement have been found. Results It is significant to influence the flow field by changing relative sizes of its each segment, including the determination of the critical section , simplification of the model of the gas flow and energy loss. Conclusion The conclusion is that the key to realize the low-temperature flow field of gas-water separation is the flow speed through the throat of the Laval-nozzle of gas-water separator must be twice as a Mach number or more.%目的通过对超音速低温旋流分离器的核心部件-拉瓦尔喷管内部流场的数值分析,达到奠定提高气液分离器工作效率的理论研究基础的目的.方法通过对流场的理论数值分析,并借助于CFD软件,找到了喷管流场内各物理参数的变化规律.结果发现拉瓦尔喷管各段尺寸的相对数值大小对流场的变化影响很大,包括临界截面的确定、简化气体的流动模型及能量损耗.结论由此得到,当拉瓦尔喷管的喉部气体流速度达到或超过音速时,即气液分离段的速度达到两个或两个以上马赫数是形成低温气液分离流场的关键.【期刊名称】《西北大学学报（自然科学版）》【年(卷),期】2011(041)004【总页数】5页(P593-597)【关键词】拉瓦尔喷管;超音速;低温;旋流分离器【作者】康勇【作者单位】西安石油大学机械工程学院,陕西西安710065【正文语种】中文【中图分类】TE868由此得到，当拉瓦尔喷管的喉部气体流速度达到或超过音速时，即气液分离段的速度达到两个或两个以上马赫数是形成低温气液分离流场的关键。
低雷诺数下低压涡轮叶片振动对分离及转捩的影响机制说到低压涡轮叶片的振动，这个话题听起来好像挺高大上的，但其实也没那么复杂，稍微聊聊就能明白。
你想啊，涡轮叶片在发动机里好像“煎饼摊”上的锅铲一样，一天到晚都得跟气流斗智斗勇。
不过，这锅铲不只是转得飞快，关键是它在转的过程中，还要忍受气流、压力的摆布，甚至还会自己动起来，振动个不停。
哎，这一动，气流的状态就跟着变了，产生的效果就跟你在厨房里翻煎饼一样，锅里的油溅得到处都是。
别小看这些振动，它们可是能影响气流的分离和转捩过程，严重了会让整个涡轮的效率大打折扣。
先说说什么是低雷诺数。
低雷诺数就像是开车在滑雪场上行驶，气流流动得慢，空气像“粘糊糊”的一样不太愿意跟涡轮叶片“打交道”。
在这种情况下，涡轮叶片的振动就像是给气流“加了把火”。
气流没那么流畅，容易在叶片表面分离，就像下雨天车轮打滑，啥也不想转，突然失去抓地力。
那时候，气流不再平稳流动，涡流开始形成，气流急转弯的地方，气压低得让人心慌。
叶片上的振动让这一切变得更为复杂，它好像在挑战自然规律，让本来就不稳定的气流更加捉摸不定。
再说说转捩，别误会，这可不是转捩的“转折点”，而是指气流的“变脸”。
在涡轮叶片表面，气流在正常情况下就像流水一样流动得有条有理，啥事也没有。
但当你加上振动，气流就像突如其来的“暗流”，一不留神就会出现转捩现象。
转捩就像是小溪突然变成急流，之前的平稳流动突然间变得非常混乱。
这个变化可不小，一旦发生了转捩，气流就不再那么容易跟着叶片走了，分离就成了常态。
这样一来，涡轮的效率就会下降，就好像你在堵车的时候，踩油门再怎么使劲也就是原地打转，根本没法前进。
振动的来源其实挺简单，就是叶片受到气流的力作用后，自己就开始晃动。
这个晃动并不是随便的，它是有节奏的，就像是音乐里的节拍，一直在保持一定的频率。
可是，气流的反应并不是一成不变的。
气流的波动恰好和叶片的振动频率产生共振，形成一种叫做“涡激振动”的现象。
变螺距诱导轮出口角对氢泵流场及性能的影响贺雷*曹耀北京航天动力研究所 北京 100076摘要：为了研究变螺距诱导轮出口角对氢泵流场及性能的影响，以某型液体火箭发动机带变螺距诱导轮的氢泵作为研究对象，选取3种诱导轮出口角（轮缘），分别为12°、14°和16°，采用数值仿真的方法分析了不同诱导轮出口角对氢泵流场分布、水力性能和汽蚀性能的影响，并且进行试验验证。
结果表明：适当增大诱导轮出口角，可以改善诱导轮出口的流场分布；在一定范围内增大诱导轮出口角，氢泵不同流量点的扬程和总效率都会获得提升，但是继续增大出口角到16°时，氢泵扬程提升效果减弱，且总效率有所下降；随着诱导轮出口角增大，氢泵的汽蚀性能先提升后降低。
关键词：氢泵 变螺距诱导轮出口角 水力性能 数值仿真中图分类号：V245文献标识码：A 文章编号：1672-3791(2024)02-0088-03 The Influence of the Outlet Angles of Variable-Pitch Inducers on the Flow Field and Performance of Hydrogen PumpsHE Lei*CAO YaoBeijing Aerospace Propulsion Institute, Beijing, 100076 ChinaAbstract:In order to study the effect of the outlet angles of variable-pitch inducers on the flow field and perfor‐mance of hydrogen pumps, this paper takes a hydrogen pump with the variable-pitch inducer of a certain type of liquid rocket engine as the research object, selects three types of the outlet angles (wheel rims) of the inducer, which are 12°, 14° and 16°, respectively, uses the numerical simulation method to analyze the influence of different outlet angles of the inducer on the flow field distribution, hydraulic performance and cavitation performance of the hy‐drogen pump, and carries out experimental verification. The results show that increasing the outlet angle of the in‐ducer appropriately can improve the flow field distribution at the outlet of the inducer, increasing the outlet angle of the inducer within a certain range can improve the head and total efficiency of the hydrogen pump at different flow points, but when the outlet angle is further increased to 16 °, the effect of improving the head of the hydrogen pump weakens and total efficiency decreases, and that the cavitation performance of the hydrogen pump first im‐proves and then decreases with the increase of the outlet angle of the inducer.Key Words: Hydrogen pump; Variable-pitch inducer outlet angle; Hydraulic performance; Numerical simulation涡轮泵作为泵压式液体火箭发动机中增压输送推进剂的关键部件，需具有较好的抗汽蚀能力以适应液体火箭的低储箱压力，通常在离心泵前加装诱导轮结构以获得较好的汽蚀性能［1-3］，因此诱导轮设计的好坏决定了涡轮泵是否能够在低箱压、高转速下高效、稳定地工作。
雷诺数对航空燃气涡轮流动及性能影响的研究进展小明2014123456 西北工业大学动力与能源学院摘要随着航空发动机工作范围的不断扩大，考虑其进口条件变化对发动机内部流动及性能的影响非常必要。
国内外众多相关试验和计算表明，雷诺数对发动机性能的影响越来越重要。
本文就半个世纪以来研究雷诺数对航空燃气涡轮发动机影响的实验和数值模拟进行了评述，根据作者掌握的文献，着重在以下三个方面展开综述:雷诺数对航空发动机总体性能的影响、雷诺数对压气机特性和内部流场的影响以及低雷诺数下涡轮性能的研究。
文中分别阐述了国内外学者在上述几个方面的主要成果，并进一步指出了当前探索雷诺数效应的不足及未来的研究方向。
关键词雷诺数，航空燃气涡轮发动机，研究进展，内部流动1 引言雷诺数Re是衡量流体粘性对航空发动机增压及涡轮部件性能影响的重要准则之一。
一般来说，当涡轮喷气或涡轮风扇发动机进口气流的雷诺数Re大于某一临界值时,雷诺数对发动机各部件(包括风扇、压气机和涡轮)的影响可以忽略，因此增压部件的流量、压比和效率也将基本不受雷诺数变化的影响；但当发动机进口雷诺数小于此临界值时，雷诺数的变化对各部件的影响逐步显现，并对发动机各性能参数均带来直接影响。
用于衡量雷诺数效应影响的临界值被称为临界雷诺数，而雷诺数的变化对发动机各部件工作性能的影响也被称为低雷诺数效应[1]。
随着飞机飞行高度升高，入口气流的压力和密度均显著降低，由由表1中各数据可见，相对于海平面，20km高空的大气压力仅为标准大气压力的5.46%，使得表征叶轮机雷诺数的叶弦雷诺数大大降低，流场特征也会偏离设计状态，可能会使发动机的工作性能严重恶化。
不同的发动机流道和叶型设计具有不同的临界雷诺数（一般临界雷诺数的量级为左右），且雷诺数效应对不同型号发动机的影响程度和方式也不尽相同。
表1 不同海拔高度大气物理性能变化[2]图1-1是某型涡轮风扇发动机在正常条件下各个部件的雷诺数，可以明显的看到，低压涡轮的工作雷诺数处以整个发动机的最低水平[3]，压气机的工作雷诺数也不太高。
涡轮级及叶轮流场计算规范北京理工大学涡轮增压实验室2008年10月目录1.概述 (1)2.涡轮级网格划分技术 (1)涡壳网格划分技术 (1)喷嘴环和叶轮的网格划分技术 (3)涡轮级网格的生成 (5)网格分区及拓扑结构对涡轮叶轮流道网格质量的影响 (6)附面层网格剖分的要求 (10)叶轮网格质量判断准则 (11)3.边界条件的给定 (14)4计算区域的选择 (17)5湍流模型研究 (22)6 涡轮三维流动计算判别准则 (22)熵的分布 (22)静压分布 (23)马赫数分布 (25)叶轮进口攻角 (25)1.概述车用涡轮增压器使用的小型径流涡轮内的流动具有强烈的三维特征，气流将在几何尺寸很小的通道内从径向转为轴向，加上旋转和各种曲率的影响，造成涡轮内流动非常复杂，因此采用三维CFD方法对涡轮性能和内部流动进行数值模拟也比较复杂，影响计算准确程度的因素主要包括：网格的划分、计算区域的选择、计算边界条件、湍流模型等。
本课题采用叶轮机械CFD软件NUMECA的Fine/turbo软件包，对典型的车用增压器涡轮进行数值计算研究，分析上述因素对涡轮性能的影响，并确定涡轮内部流场的判别准则。
2.涡轮级网格划分技术一个完整的径流涡轮级包含涡壳、喷嘴环和叶轮，涡轮级的网格划分研究选择JK90S增压器作为研究对象，它是径流有叶涡轮增压器，涡轮的主要几何参数和性能参数如表1所示。
涡轮级的网格划分是对涡壳、喷嘴环叶片和叶轮分别划分网格，然后进行整个级的网格生成。
涡壳网格划分技术JK90S增压器涡轮壳采用双通道梨形360度全周进气，其截面形状如图1所示，截面参数表如表2所示。
图1 JK90S涡轮壳流道截面形状(如图2所示)。
图2 JK90S涡轮涡壳三维模型涡壳三维模型建立以后，将模型的iges文件输入到Numeca的Fine/turbo 软件包中的网格生成模块IGG中划分网格。
由于涡壳流通区域几何形状复杂，在涡壳网格划分时采用分块的措施，即将涡壳流道划分为13个块，其中从入口到0－0截面为1块，从0－0截面到360度截面按照每30度划分为1个块共计12块。
2009年2月第30卷 第1期推 进 技 术JOURNAL OF PROP ULSI O N TECHNOLOGYFeb 12009Vol 130 No 11低压涡轮叶型边界层相互作用的数值模拟3罗华玲,乔渭阳(西北工业大学动力与能源学院,陕西西安710072) 摘 要:基于Lantry 2Menter 转捩模型,应用商用流体计算软件求解非定常雷诺平均N 2S 方程组,对进口雷诺数为215×104,来流湍流度为215%,尾迹折合频率为0192状态下的尾迹/P AK 2B 叶型边界层的相互作用进行了数值模拟。
数值计算揭示的尾迹在叶栅通道中的输运特性、尾迹诱导卷起涡形成、尾迹诱导边界层转捩等物理机制大致符合相关实验定性描述。
关键词:低压涡轮;非定常流;尾流;转捩模型+;数值仿真中图分类号:V231 文献标识码:A 文章编号:100124055(2009)0120095206 3 收稿日期:2007208206;修订日期:2008202229。
作者简介:罗华玲(1983—),男,博士生,研究领域为低压涡轮内部流动机理及流动控制研究。
E 2mail:luohualing708@yahoo 1com 1cn Nu mer i cal si m ul ati on for i n teracti on between wake andboundary l ayer on a low 2pressure turbi n e profileLUO Hua 2ling,Q IAO W ei 2yang(School of Power and Energy,North western Polytechnical Univ .,Xi ’an 710072,China )Abstract : The engineering design of high 2lift or ultra 2high 2lift l ow 2p ressure turbines based on unsteady fl ow envir on 2ments requires supports of p r oper nu merical t ools .Based on Langtry 2M enter transiti on model,the interacti on bet w een wake and boundary layer on P AK 2B p r ofile was si m ulated by using commercial CF D code t o s olve the URANS equati ons,with inlet Reynolds nu mber,free strea m turbulence lever and the wake reduced frequency t o be 215×104,215%,and 0192,res pective 2ly .The physical mechanics discl osed by p redicted results such as the trans portati on of wake,the devel opment of r oll up vorte 2xes,and the transiti on induced by wake,showed a qualitative agree ment with the open experi m ental descri p ti ons .Additi onal 2ly,the p redicted results need further quantitative validati on .Key words : Low 2p ressure turbine;Unsteady fl o w;W ake;Transiti on model +;Nu merical si m ulati on1 引 言 由于转静叶排之间的相对运动,上游叶片排产生的尾迹是低压涡轮内部非定常流动的主要源头。
第37卷,总第216期2019年7月,第4期《节能技术》ENERGY CONSERVATION TECHNOLOGYVol.37,Sum.No.216Jul.2019,No.4涡流发生器对风力机翼型气动特性的影响研究王莹1,2,郭鹏程1,李常2,谢园齐3,王伟峰2(1.西安理工大学,陕西西安710048;2.中国质量认证中心,北京100070;3.北京金风科创风电设备有限公司,北京100176)摘要:涡流发生器作为一种有效的流动控制方法之一,已被成功应用于改善风电叶片的气动特性,众多研究表明,涡流发生器的使用可以有效延迟气流分离,提高升阻比。
为了深入了解加装涡流发生器的增升减阻特性,本文以NACA63-415翼型为研究对象,通过数值模拟方法研究分析了不同形状、不同弦向安装位置和多个攻角下涡流发生器对风力机叶片气动特性的影响,结果表明:在不同形状、不同安装位置及攻角下涡流发生器均可有效抑制风力机叶片边界层分离、提高升阻比,其中20%翼型弦向处安装的涡流发生器增升减阻效果最好。
关键词:风力机;翼型;涡流发生器;气动性能;增升减阻中图分类号:TK89文献标识码:A文章编号:1002-6339(2019)04-0296-07Effect of Vortex Generators on Aerodynamic Characteristics ofthe Wind Turbine AirfoilWANG Ying1,2,GUO Peng-cheng1,LI Chang2,XIE Yuan-qi3,WANG Wei-feng2 (1.Xi'a n University of Technology,xi'a n710048,China;2.Quality Certification Center,Beijing100070,China;3.Beijing Goldwind Science&Creation Windpower Equipment Co.,Ltd.,Beijing100176,China)Abstract:As one of the effective flow control methods,vortex generators have been successfully applied to optimize the aerodynamic characteristics of wind turbine blades.Many studies have shown that the use of vortex generators can effectively delay the airflow separation and increase the lift-to-drag ratio.In order to gain insights into the characteristics of increasing the drag-reducing resistance of vortex genera⁃tors,this paper took the NACA63-415airfoil as the research object,studied and analyzed the impacts on the aerodynamic characteristics of wind turbine blades of vortex generators with different shapes,dif⁃ferent chord-wise installation positions and multiple angles of attack through numerical simulation meth⁃ods.The results show that the vortex generator can effectively restrain the separation of the boundary layer of the wind turbine blade and increase the lift-drag ratio under different shapes,installation positions and angles of attack.Among them,the vortex generator with20%airfoil chord installed performed best in lift increasing and drag reduction.Key words:wind turbine;airfoil;vortex generators;aerodynamic characteristics;lift increasing and drag reduction收稿日期2018-09-07修订稿日期2018-10-11基金项目:国家认监委认证认可科技支撑计划项目(2016RJWKJ011)作者简介:王莹(1994~),女,硕士研究生,主要从事风力发电机组载荷研究。
流体动力学特性对风力涡轮机效能的影响分析近年来，风力涡轮机作为一种可再生能源发电设备越来越受到关注。
然而，为了提高风力涡轮机的效能，需要深入研究流体动力学特性对其性能的影响。
本文将对流体动力学特性对风力涡轮机效能的影响进行分析，并探讨相关因素。
首先，我们需要了解流体动力学特性对风力涡轮机的影响。
风力涡轮机的效能受到气流的流速、流向以及气流密度等因素的影响。
此外，涡轮叶片的设计、涡轮机内部空间的流量分布也将对效能产生影响。
因此，深入研究流体动力学特性，包括气流的流速、流向、密度变化以及叶片的受力情况等，对提高风力涡轮机效能至关重要。
其次，我们可以将分析的重点放在气流的流速对风力涡轮机效能的影响上。
流速是风力涡轮机效能的重要影响因素之一。
较高的流速将带来更大的动能，从而增加涡轮机的输出功率。
然而，过高的流速也可能造成涡轮机受力过大，甚至引发安全隐患。
因此，合理控制气流的流速，以及优化涡轮叶片的设计，可以最大程度地提高风力涡轮机的效能。
另一个重要的因素是气流的流向对风力涡轮机效能的影响。
气流的流向指的是气流与涡轮叶片的夹角。
当气流流向与叶片夹角正好等于零时，涡轮叶片可以最大程度地利用气流的动能，从而提高效能。
然而，在实际情况下，气流的流向会因为多种因素而发生变化，因此，对流向进行优化调整也可在一定程度上提高风力涡轮机的效能。
此外，气流的密度变化也会对风力涡轮机的效能产生影响。
气流密度随海拔高度、气温和湿度的变化而变化。
相同的流速下，较高的气流密度会带来更大的动能。
因此，在选择风力涡轮机发电站的地点时，需要考虑海拔高度、气温和湿度等因素，以最大程度地保持气流密度的稳定，从而提高风力涡轮机的效能。
最后，涡轮叶片的受力情况也会对风力涡轮机的效能产生影响。
涡轮叶片承受来自气流的压力和力矩，因此需要进行合理的设计和优化。
通过改变叶片的形状、设计新型材料等方法，可以减小叶片受力，提高涡轮机的效能。
总结起来，流体动力学特性对风力涡轮机效能的影响是多方面的。
收稿日期：2023-03-14基金项目：军科委基础加强课题（2019-JCJQ-ZD-033-00）资助作者简介：芮长胜（1977），男，硕士，自然科学研究员。
引用格式：芮长胜，武郁文，王晓东，等.旋转爆震燃烧航空涡轮发动机研究综述[J].航空发动机，2023，49（2）：1-12.RUI Changsheng ，WU Yuwen ，WANG Xiaodong ，et al.Review of research on rotating detonation turbine engine[J].Aeroengine ，2023，49（2）：1-12.旋转爆震燃烧航空涡轮发动机研究综述芮长胜1，武郁文2，王晓东1，李群2，姜海龙1，翁春生2（1.中国航发沈阳发动机研究所，沈阳110015；2.瞬态物理国家重点实验室，南京210094）摘要：旋转爆震燃烧具有燃烧过程自增压、熵增小、循环热效率高等特性，将其应用于航空涡轮发动机，有望实现发动机性能阶跃式突破。
主要介绍了旋转爆震燃烧的基本原理及特点，总结了国内外旋转爆震燃烧技术、旋转爆震涡轮发动机性能和试验技术的研究现状，论述了旋转爆震燃烧加快应用到航空涡轮发动机上需要深化研究宽范围进气下稳定爆震燃烧组织、旋转爆震燃烧与上下游匹配等关键技术，并对中国旋转爆震燃烧航空涡轮发动机工程化应用提出了制定长期发展规划、实施专项研究计划、组建联合团队等发展建议。
关键词：旋转爆震；燃烧；航空涡轮发动机；推进系统；研究现状；关键技术中图分类号：V235.1文献标识码：Adoi ：10.13477/ki.aeroengine.2023.02.001Review of Research on Rotating Detonation Turbine EngineRUI Chang-sheng 1，WU Yu-wen 2，WANG Xiao-dong 1，LI Qun 2，JIANG Hai-long 1，WENG Chun-sheng 2（1.AECC Shenyang Engine Research Institute ，Shenyang 110015，China ；2.National Key Laboratory of Transient Physics ，Nanjing 210094，China ）Abstract ：As the rotating detonation combustion has the characteristics of self-pressurization,low entropy increase and high cycle thermal efficiency,it is expected to achieve a breakthrough in engine performance when the detonation combustion was applied to aero tur⁃bine engine.The basic principle and characteristics of rotating detonation combustion are mainly introduced,and the research status of ro⁃tating detonation combustion technology,performance and test technology of rotating detonation turbine engines at home and abroad are summarized.The key technologies for accelerating the application of rotating detonation combustion to turbine engines are discussed,such as stable detonation combustion organization under a wide intake range,and matching of rotating detonation combustion with upstream and downstream components.Some suggestions are put forward for the engineering application of rotating detonation turbine engines in China,including long-term development planning,implementation of special research programs,and establishment of joint teams.Key words ：rotating detonation;combustion;turbine engine;propulsion system;research status;key technology第49卷第2期2023年4月Vol.49No.2Apr.2023航空发动机Aeroengine0引言爆震燃烧具有热效率高、放热速率快、工作范围宽等优点，理论上具有比等压燃烧更高的热循环效率和热量释放速率，与等压燃烧方式的常规涡轮发动机相比，基于爆震燃烧方式的航空涡轮发动机具有潜在的性能优势，被越来越多的学者所关注。
Applied Physics 应用物理, 2019, 9(4), 197-206Published Online April 2019 in Hans. /journal/apphttps:///10.12677/app.2019.94024Effects of Exit Geometry on the PropulsiveCharacteristics of the Starting JetXin Wang, Lei Gao*School of Aeronautics and Astronautics, Sichuan University, Chengdu SichuanReceived: Apr. 2nd, 2019; accepted: Apr. 17th, 2019; published: Apr. 24th, 2019AbstractThe effect of the exit geometry of a vortex ring generator on the propulsive characteristics of the starting jet was studied numerically. For the orifice and tube nozzle configurations, the ratio of the nozzle entrance to exit diameters, dubbed as the diameter ratio D r, was found to have significant effect on propulsive characteristics of the starting jet. The higher impulse generated by the orifice nozzle (D r > 1) than that of the tube nozzle (D r = 1) is attributed to the consistent over-pressure effect at the nozzle exit plane during the entire fluid ejection history, while the over-pressure ef-fect only exist during the initial jet startup for the tube nozzle. The results show that the hydrody-namic impulse and net propulsive impulse of the starting jet increases against the diameter ratio until a critical value of around D r = 2.5 is approached.KeywordsStarting Jet, Thrust and Impulse, Diameter Ratio起动射流出口形状对其推力特性影响研究王鑫，高磊*四川大学空天科学与工程学院，四川成都收稿日期：2019年4月2日；录用日期：2019年4月17日；发布日期：2019年4月24日摘要本文采用数值模拟方法研究起动射流推进器出口形状对其产生的推力与冲量的影响。
低雷诺数下涡轮转子内部流场的数值模拟研究王如根;李勇;曾令君【摘要】采用加入AGS转捩模型的Spalart-Allmaras湍流模型对低雷诺数条件下某涡轮转子内部流场特性进行了数值模拟.分析了雷诺数下降对涡轮内部流场特性的影响,探讨了雷诺数下降对涡轮气动性能的影响特点.计算结果表明,雷诺数下降使涡轮转子叶片吸力面附面层显著增厚,叶片尾缘气流局部分离,并进而严重影响涡轮的气动性能和稳定性.【期刊名称】《燃气涡轮试验与研究》【年(卷),期】2010(023)003【总页数】5页(P5-9)【关键词】涡轮转子;低雷诺数;湍流模型;性能【作者】王如根;李勇;曾令君【作者单位】空军工程大学,工程学院,西安,710038;空军工程大学,工程学院,西安,710038;空军工程大学,工程学院,西安,710038【正文语种】中文【中图分类】V231.31 引言随着高空飞行器应用的日益广泛，对高空低雷诺数条件飞行下的发动机各部件特性研究越来越受到重视。
要满足高空长时间巡航的要求，除飞机本身的气动外形需要针对高空飞行特点进行优化设计外，保证动力装置在高空低速飞行条件下具有良好性能也是关键技术之一。
在高空飞行时，发动机主要部件性能受雷诺数下降的影响十分严重，从而影响发动机的总体性能[1]。
为此，本文采用数值模拟方法来研究雷诺数下降对涡轮转子性能的影响。
2 数值方法本文使用Numeca软件，以Aachen轴流涡轮的转子叶片排为研究对象进行了三维流场数值模拟。
采用时间追赶的有限体积法求解三维定常的粘性雷诺时均N-S 方程。
空间离散采用中心差分法，时间离散采用四阶龙格-库塔法，并采用隐式残差光顺和多重网格技术来加速收敛。
湍流模型采用引入AGS转捩模型的Spalart-Allmaras湍流模型，以考虑附面层转捩对涡轮性能的影响[2]。
计算网格采用可视化IGG/AUTOGRD网格生成程序生成，为获得较好的网格质量，在转子叶片通道中采用了H-O-H型结构化网格，沿周向、径向和轴向的网格节点数为25×49×201，为了尽量减小网格质量对计算精度的影响，本文生成的计算网格能保证所有网格单元内部各网格边线的夹角均大于20°，网格长宽比不大于1 000，相邻网格的膨胀比小于3，距固体壁面第一层网格满足0＜y+＜5。
尾缘弯折角对宽攻角范围涡轮叶片气动性能影响的数值研究方堪羡;李维;张绍文;张村元【摘要】采用数值模拟方法研究了涡轮尾缘弯折角对宽攻角叶型气动性能的影响,对比研究了尾缘弯折角和攻角变化对涡轮叶型载荷、出口气流角和损失系数的影响.计算结果表明:当攻角小于7°时,涡轮叶栅损失系数随尾缘弯折角增大而减小;当攻角大于7°时,涡轮叶栅损失系数随尾缘弯折角增大而增大.当尾缘弯折角一定时,涡轮叶栅损失系数先减小后增大,攻角为-23.35°处损失系数最小.随着攻角增加,出口气流角减小,叶片载荷后移.在全攻角范围内,尾缘弯折角增大,涡轮叶栅出口气流角增大,叶片载荷后移.%Numerical simulation were conducted to investigate the influence of uncovered turning on aerodynamic performance of turbine cascade in wide incidence range. Mass-averaged pressure coefficient and outlet flow angle and pressure loss coefficient of turbine profile were analyzed and compared with uncovered turning and incidence changed. The results show that the turbine cascade pressure loss coefficient decreases with uncovered turning increased when incidence is less than 7°. The turbine cascade pressure loss coefficient increases with uncovered turning increased when incidence is higher than 7°. At each uncovered turning angle, turbine cascade pressure loss coefficient firstly decrease then increase with incidence increases, the minimum loss occurred at incidence angle equals to-23.35°. As incidence increases, outlet flow angle decreases and blade loading moves towards trailing edge. At the range of entire incidence, outlet flow angle decreases and blade loading moves towards trailing edge.【期刊名称】《装备制造技术》【年(卷),期】2018(000)012【总页数】6页(P38-42,50)【关键词】宽攻角;尾缘弯折角;静压损失系数;涡轮叶栅【作者】方堪羡;李维;张绍文;张村元【作者单位】中国航发湖南动力机械研究所, 湖南株洲 412002;中小型航空发动机叶轮机械湖南省重点实验室, 湖南株洲 412002;中国航发湖南动力机械研究所, 湖南株洲 412002;中小型航空发动机叶轮机械湖南省重点实验室, 湖南株洲 412002;中国航发湖南动力机械研究所, 湖南株洲 412002;中小型航空发动机叶轮机械湖南省重点实验室, 湖南株洲 412002;中国航发湖南动力机械研究所, 湖南株洲412002;中小型航空发动机叶轮机械湖南省重点实验室, 湖南株洲 412002【正文语种】中文【中图分类】V2310 引言高速直升机是未来直升机的重要发展方向，针对高速直升机高速飞行时需要降低旋翼转速的工作特点，采用变转速涡轴发动机是满足高速直升机动力需求的重要技术途径之一。
涡模型对风力机气动特性的影响研究左潞;唐植懿;许波峰;陈佳俊;周晓天【摘要】比较了4种涡模型的诱导速度分布特征,包括两种层流涡模型和两种湍流涡模型.分别将4种涡模型应用至自由涡尾迹方法的尾涡诱导速度计算中,分析涡模型对风力机低速轴扭矩和尾流的影响.研究表明,在大风速下,湍流涡模型更能真实地反映流动状态;各个模型均能较好地捕捉流场结构和叶尖涡,层流涡模型的尾流涡量更集中,但耗散更快,湍流涡模型的涡量分布均匀,且耗散慢;涡模型对风力机近尾迹区域的尾流风速影响,比对远尾迹区域尾流风速的影响大.%Four kinds of vortex models,including two kinds of laminar vortex models and two kinds of turbulent eddy models,were compared in terms of the induced velocity distribution.The effects of vortex models on the low speed shaft torque and the wake of wind turbines were analysed using the free vortex wake model,in which four kinds of vortex models were coupled respectively.The results illustrate that turbulent eddy models can reflect the flow field more accurately in large wind speed.All vortex models can capture the structure of flow field and tip vortex.The wake vorticity is concentrated and the dissipation is fast in laminar vortex models,which is contrary to turbulent eddy models.The vortex models have greater effects on the wake velocity in the near wake region than that in the far near wake region.【期刊名称】《可再生能源》【年(卷),期】2016(034)010【总页数】6页(P1491-1496)【关键词】风力机;涡模型;自由涡尾迹;气动特性【作者】左潞;唐植懿;许波峰;陈佳俊;周晓天【作者单位】河海大学能源与电气学院,江苏南京211100;河海大学能源与电气学院,江苏南京211100;河海大学能源与电气学院,江苏南京211100;河海大学能源与电气学院,江苏南京211100;河海大学能源与电气学院,江苏南京211100【正文语种】中文【中图分类】TK83作为风力机尾流的组成部分，风力机叶片的叶尖涡结构直接影响了风轮的气动特性和尾流。
