导读:本文包含了冲击式涡轮机论文开题报告文献综述及选题提纲参考文献，主要关键词:涡轮机匣,冲击换热,相对出流高度,顺叉排
冲击式涡轮机论文文献综述
陈振华,钟博,陈燕,颜红燕,杨卫华[1]（2018）在《涡轮机匣内部环腔结构冲击换热特性实验研究》一文中研究指出航空发动机涡轮机匣,由于在承力和冷却等多重要求的情况下,其内部流通结构显得异常复杂,呈现出冲击射流、平直通道、凹槽、凸起、突扩、突缩等局部结构特征。这些局部结构特征会强烈影响机匣内部的气流流动和壁面换热,因此需要对这些局部结构展开换热特性研究。本文就以机匣环腔结构为研究对象,通过试验研究典型冲击结构不同侧面出气高度(出气孔中心与冲击靶板的距离)和不同冲击孔排列方式对冲击靶面换热的特性的影响。研究结果表明,对于采用不同侧面出气高度,随着高度降低,冲击靶板对流换热能力提高;对于冲击孔的排列方式而言,冲击孔叉排时对应的冲击靶面上的平均换热强度要比顺排强。(本文来源于《中国航天第叁专业信息网第叁十九届技术交流会暨第叁届空天动力联合会议论文集——S05发动机热管理技术》期刊2018-08-22）
邓芃,郑龙席,王凌羿[2]（2018）在《脉冲爆震燃烧室与冲击式涡轮匹配机理及效率的数值研究》一文中研究指出针对脉冲爆震燃烧室(PDC)与涡轮共同工作时,涡轮入口为强非稳态气流的特点,结合涡轮损失机理,确定适合脉冲爆震来流的涡轮类型并开展气动设计工作,运用数值方法计算所设计涡轮的效率和探究PDC与涡轮相互作用的机理。研究结果表明:部分进气、小反力度的冲击式涡轮更适合脉冲爆震来流;在喷嘴收缩段、动叶叶片前缘以及动叶压力面生成向上游传播的反射激波,造成能量损失;在设计点,涡轮效率约为75%。上述研究结果可以为脉冲爆震涡轮发动机的涡轮设计提供一定的参考。(本文来源于《航空动力学报》期刊2018年08期）
谢孟芸,汪诚,张佩宇,明继青,陈辉[3]（2018）在《无保护层激光冲击对GH3044涡轮机匣围观组织和性能的影响》一文中研究指出针对激光冲击强化涡轮机匣部件难以贴覆吸收保护涂层的问题,提出无保护层激光冲击(LSPwC)+水砂纸磨除烧蚀层的复合工艺,研究LSPwC对GH3044合金微观组织和力学性能的影响,验证复合工艺的可行性。采用能谱仪(EDS)、扫描电子显微镜(SEM)和金相显微镜分析试样表层元素组成和微观组织,通过测试残余应力和高周疲劳寿命表征其力学性能。结果表明,LSPwC在试样表层产生约10~15μm的烧蚀层,烧蚀层内碳、氧元素富集且残余拉、压应力交替存在,烧蚀层以下晶粒和碳化物不同程度地均匀细化;相比原始试样,LSPwC对GH3044合金疲劳寿命提升不明显;水砂纸磨除烧蚀层后,试样表面残余压应力约510 MPa,影响深度层达1 mm,疲劳寿命提高到原始试样的3倍。(本文来源于《红外与激光工程》期刊2018年04期）
王志峰,郝小龙,朱凤琦,张淑敏,郭军刚[4]（2017）在《小型冲击式涡轮泵气动效率试验方法研究》一文中研究指出小型冲击式涡轮泵产品高度集成,涡轮与泵叶轮同轴超高速运转,为涡轮气动效率的测试与获取带来难度。提出一种测试涡轮气动效率的试验方法,通过测量轴扭矩这一关键数据,得到轴系运转的机械功率,进而获取涡轮气动效率的准试验数据。具体测量过程中,将涡轮泵中负载端(泵)与输出功率端(涡轮)进行分体,实现了小型超高速涡轮运转状态下输出扭矩的测量。本研究丰富了涡轮泵产品的研制与试验手段,可为同类产品的研发提供借鉴。(本文来源于《燃气涡轮试验与研究》期刊2017年06期）
李旭升,郑继坤[5]（2015）在《动叶围带顶部泄漏对冲击式涡轮气动性能影响的研究》一文中研究指出短叶片冲击式涡轮采用带冠结构以减小动叶顶部间隙的泄漏,同时为了减小围带与涡轮外壳间隙泄漏,在叶冠围带处增加密封结构。密封内部流动比较复杂,对涡轮性能影响较大。通过对某超声速涡轮进行的叁维模拟,对比不考虑间隙涡轮与考虑密封间隙涡轮(不同密封间隙)整体性能,分析密封间隙对涡轮内部流动的影响。(本文来源于《导弹与航天运载技术》期刊2015年01期）
麻丽春[6]（2014）在《涡轮机匣内部阵列冲击流动换热特性研究》一文中研究指出作为发动机承力系统的重要构件,涡轮机匣内部空气流动和换热特性显着影响了机匣温度及变形规律。本文以两种涡轮机匣部件为研究对象,利用数值模拟和试验研究相结合的方法,对涡轮机匣内部流场结构、流动损失、机匣内部冲击换热特性以及外环燃气侧表面的综合冷却效率展开了分析,为进一步的优化设计及工程研制提供基础数据参考。论文首先利用叁维数值模拟方法,针对A型涡轮机匣的冷却方案开展计算,获得了典型设计状态下机匣内部复杂多排阵列冲击冷却中的空气运动特征和流量分配规律,并就每一个流路进行了对应的流动损失和冲击靶板换热特性的分析。同时还研究了供气状态变化对涡轮机匣内部的流动换热的影响规律。研究中发现,机匣内部空气流动损失主要发生在各节流孔处,最大相对压降可达519MPa。由于机匣多层结构特征,冲击射流在腔内会形成多个涡系结构。计算结果表明,不同位置阵列冲击射流的流动和换热规律差异很大,机匣结构和出流孔会显着影响冲击射流空间发展,进而导致局部和平均换热效果改变。机匣温度最高出现在一级外环靠近燃气侧,最低出现在二级外环上侧靠近冷气侧的机匣处。在此基础上,针对A型机匣带出流孔的典型冷却单元利用热膜法开展了试验研究,重点分析了冲击靶板Nu数随冲击雷诺数Rej(3400~14000)、冲击间距比H/d(2~4.5)、冲击孔出流孔间距与冲击孔直径比P/d(1.875~3.875)等参数的变化规律。试验中发现随着冲击雷诺数Rej的增加,内表面换热系数逐步增强。出流孔的存在能局部强化靶板的换热特性。当P/d=2.875时,阵列冲击/气膜复合冷却结构内表面换热效果达到最佳,而在本文研究工况下,H/d对局部换热系数的影响整体不大。最后,文章针对B型涡轮机匣冷却结构,分别就高压和低压部分进行了数值模拟计算,获得了典型设计状态下的高低压涡轮机匣冲击/气膜复合冷却下的流量分配、流动损失、换热特性和综合冷却效果。研究中发现,不同工作状态下流量分配规律基本保持不变。冲击射流可以有效提高靶面的局部换热效果,同时也受到了出流孔和机匣结构的显着影响。外环燃气侧表面的综合冷却效率在气膜孔出口处最高,远离气膜孔中心逐渐降低。不同工作状态下的综合冷却效率随着吹风比的增加而升高。(本文来源于《南京航空航天大学》期刊2014-12-01）
卜永波,冯进,朱云,袁军[7]（2013）在《一种机翼型叶片冲击式涡轮设计与试验研究》一文中研究指出因某项目要求,原有轴流式螺旋线叶片涡轮已不能满足井下发电机的性能要求。笔者在涡轮机械一元流理论基础上进行机翼型叶片冲击式涡轮设计,用CFD软件对涡轮进行了全叁维模型数值模拟和力学性能预测。通过合理调整相关参数满足流道、叶片型线和喉部折转角的检验要求,获得满足要求的井下涡轮机械性能。台架试验表明,试验结果与仿真预测结果一致,满足设计要求。(本文来源于《机械研究与应用》期刊2013年01期）
严俊峰,逯婉若[8]（2009）在《冲击式涡轮内部流动数值研究》一文中研究指出利用商业计算流体力学软件Numeca对某冲击式涡轮在不同工况下的内流场进行了定常流动数值模拟,分析了涡轮的气动参数、流量及效率等的变化规律。分析表明,冲击式涡轮内部流场非常复杂,涡轮静子出口马赫数较高,相应的激波损失较大,从而涡轮转子的激波损失也较大,造成气流在靠近尾缘部分分离严重,这是冲击式涡轮追求低出口速度低反力度造成的。计算表明,模拟计算结果与试验结果较为吻合。(本文来源于《火箭推进》期刊2009年01期）
张远君,刘竹莹[9]（1995）在《提高火药燃气驱动冲击式涡轮效率的途径探讨》一文中研究指出探讨了以火药燃气作为工质的运载火箭中所用的冲击式涡轮效率提高的途径。给出了具有小反力度冲击式涡轮效率的计算方法和火药燃气中含有微粒流时冲击式涡轮效率的选代计算方法。对四种情况下计算结果进行了对比分析。计算结果与试验结果符合良好。(本文来源于《推进技术》期刊1995年02期）
冲击式涡轮机论文开题报告
（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：
针对脉冲爆震燃烧室(PDC)与涡轮共同工作时,涡轮入口为强非稳态气流的特点,结合涡轮损失机理,确定适合脉冲爆震来流的涡轮类型并开展气动设计工作,运用数值方法计算所设计涡轮的效率和探究PDC与涡轮相互作用的机理。研究结果表明:部分进气、小反力度的冲击式涡轮更适合脉冲爆震来流;在喷嘴收缩段、动叶叶片前缘以及动叶压力面生成向上游传播的反射激波,造成能量损失;在设计点,涡轮效率约为75%。上述研究结果可以为脉冲爆震涡轮发动机的涡轮设计提供一定的参考。
（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。
冲击式涡轮机论文参考文献
[1].陈振华,钟博,陈燕,颜红燕,杨卫华.涡轮机匣内部环腔结构冲击换热特性实验研究[C].中国航天第叁专业信息网第叁十九届技术交流会暨第叁届空天动力联合会议论文集——S05发动机热管理技术.2018
[2].邓芃,郑龙席,王凌羿.脉冲爆震燃烧室与冲击式涡轮匹配机理及效率的数值研究[J].航空动力学报.2018
[3].谢孟芸,汪诚,张佩宇,明继青,陈辉.无保护层激光冲击对GH3044涡轮机匣围观组织和性能的影响[J].红外与激光工程.2018
[4].王志峰,郝小龙,朱凤琦,张淑敏,郭军刚.小型冲击式涡轮泵气动效率试验方法研究[J].燃气涡轮试验与研究.2017
[5].李旭升,郑继坤.动叶围带顶部泄漏对冲击式涡轮气动性能影响的研究[J].导弹与航天运载技术.2015
[6].麻丽春.涡轮机匣内部阵列冲击流动换热特性研究[D].南京航空航天大学.2014
[7].卜永波,冯进,朱云,袁军.一种机翼型叶片冲击式涡轮设计与试验研究[J].机械研究与应用.2013
[8].严俊峰,逯婉若.冲击式涡轮内部流动数值研究[J].火箭推进.2009
[9].张远君,刘竹莹.提高火药燃气驱动冲击式涡轮效率的途径探讨[J].推进技术.1995