总压损失

摘要： 排气扩散器是透平的重要组成部分。以某型号F级燃气轮机为例,通过数值模拟的方法,探究椭球形轮毂端盖对透平排气扩散器性能的影响。研究结果表明:一定轴向长度的椭球形轮毂端盖能显著地抑制轮毂下游的流动分离,减少排气扩散器的总压损失;当改型排气扩散器椭球形轮毂端盖的轴向长度与轮毂直径之比为1时,排气扩散器的总压损失系数相比原型减少约10.75%,静压恢复系数相比原型增加约2.18%;在大流量工况时,与原型相比,改型排气扩散器的性能也有一定程度的提升。该研究对透平的效率提高和升级改造具有重要意义。

摘要： 针对某些小型航空发动机环形径向进气模式,提出了一种用于发动机进口性能参数测试的工艺进气道设计方法。以某型涡轴发动机地面试车台架为研究对象,利用该方法进行了工艺进气道设计,并进一步对设计模型开展了三维粘性数值仿真分析,计算结果表明工艺进气道总压损失仅为0.2%,扩压段壁面漩涡是造成流动损失的主要原因,工艺进气道测量段流场分布均匀,能够较好地满足进口参数测试需求。

摘要： 针对大型火电机组引增合一改造后出口烟道弯头多、沿程距离长、多处汇流处存在气流对冲、流场不均等问题,本文介绍了国能(福州)热电有限公司一期2×600MW机组锅炉引增合一改造后新引风机出口烟道节能优化改造方案,具体包括项目改造背景,改造方案的可行性论证以及改造后的效果分析,提出了一种高效、安全经济的烟道优化改造方案。

摘要： 采用3种切向蜗壳设计方法对某50 MW机组高压进汽流道进行了切向设计,获得3种形式的切向蜗壳:切向等截面设计、等环量设计以及线性收缩设计.采用数值仿真方法对3种形式的切向蜗壳进行了气动分析,获得了切向蜗壳的气动性能、流场分布等.结果表明:3种形式切向蜗壳的气动性能各不相同,等截面切向蜗壳的总压损失最大,出口均匀性最差,而等环量和线性收缩切向蜗壳的总压损失更小,出口均匀性也更好.其中,等环量设计的总压损失和出口均匀性均为最优.对于汽轮机进汽流道,不同切向进汽设计方法会导致不同的截面积周向变化规律,进一步影响蜗壳的气动性能.因此,汽轮机进汽流道在进行切向设计之前有必要选择适合的切向进汽设计方法.

摘要： 基于计算流体力学数值分析,通过改变涡旋管分离器单管的旋流叶片旋转角度、灰尘口大小、叶片后端轴长度和叶片轴直径,分析其不同结构对涡旋管分离器总压损失与分离效率的性能参数影响.数值计算结果表明,旋流叶片的旋转角度由160°增大到180°,总压损失增大了25.18 Pa,分离效率提高了3.6％;;灰尘口由1.5 mm增大到2.5 mm,总压损失增大了126.71 Pa,分离效率提高了6％;叶片后端轴长度和叶片轴的直径,对涡旋管分离器的总压损失影响较小.其中灰尘口的大小对总压损失与分离效率的影响最大.

摘要： 为了研究叶片安装角度异常对静子叶栅性能及流场结构影响,共模拟5个叶栅通道,对来流0°攻角和5°攻角下,中间叶片安装角调节±1°、±5°,和±10°时进行数值计算,得到了安装角调节不同角度对叶栅流场结构及性能的影响。结果表明,0°攻角下,安装角调节角度较小时,对叶栅流场性能的影响也较小;安装角调节角度较大时,叶栅流场结构遭到破坏,流场性能严重下降,但安装角调节+5°时,总压损失有所降低。分析发现,逆时针调节叶片安装角度使进气角有规律地变化,顺时针调节叶片安装角度使进气角变化不均匀,这是其流场结构遭到破坏的主要原因。来流正攻角时,一定范围内逆时针调节叶片安装角度叶栅流场性能有所提高,顺时针调节安装角使分离加剧。进一步探寻不同攻角下调节叶片安装角对叶栅流场性能的影响是未来研究的主要方向。

摘要： 为了研究叶片安装角度异常对静子叶栅性能及流场结构影响,共模拟5个叶栅通道,对来流0°攻角和5°攻角下,中间叶片安装角调节±1°、±5°,和±10°时进行数值计算,得到了安装角调节不同角度对叶栅流场结构及性能的影响.结果表明,0°攻角下,安装角调节角度较小时,对叶栅流场性能的影响也较小;安装角调节角度较大时,叶栅流场结构遭到破坏,流场性能严重下降,但安装角调节+5°时,总压损失有所降低.分析发现,逆时针调节叶片安装角度使进气角有规律地变化,顺时针调节叶片安装角度使进气角变化不均匀,这是其流场结构遭到破坏的主要原因.来流正攻角时,一定范围内逆时针调节叶片安装角度叶栅流场性能有所提高,顺时针调节安装角使分离加剧.进一步探寻不同攻角下调节叶片安装角对叶栅流场性能的影响是未来研究的主要方向.

摘要： 针对大型电站轴流式引风机的进气箱结构进行了多方案对比研究,建立了相应的数值计算模型,采用CFX对这些进气箱模型进行了数值模拟计算,研究了进气箱压力损失和其内部流场特性,并在模型风机试验台上对其中三种方案进行了实验验证.研究结果表明:增大进气箱进口面积后,进气箱总压损失系数减小,内部流动变得更均匀,风机的效率和全压也有提升,试验测试结果和数值模拟比较吻合.

摘要： 本文利用ANSYS有限元软件,对滤清器加热级进行了耦合场分析,得到了结构变形对加热级总压损失的影响程度.结果表明:热阻力损失是加热级总压损失增大的主要原因,流道收窄是结构阻力损失的主要原因,但对总压损失的影响很小.本文为研究变形对滤清器阻力特性的影响做出了初步的探索.

摘要： 为了探索翅片-管复合式减涡器盘腔内径向内流总压损失及温降特性的分布规律,对简单盘腔、管式减涡器、翅片-管复合式减涡器3种模型在不同转速、不同工况下的流场结构、总压损失分布规律及温降系数进行了数值模拟.结果表明:翅片-管复合式减涡器能明显减小盘腔内的旋流比,提高气流径向引气效果,从而提高引气品质,其温降效果和减阻性能均优于管式减涡器和简单盘腔的.管式减涡器与简单盘腔相比,其温降效果提高约54.3％,减阻效果提高约64％;翅片-管复合式减涡器与管式减涡器相比,其温降效果提高约3％,减阻效果提高约40％.翅片-管复合式减涡器的整体性能最优,具有较高的工程应用价值,其研究结果对压气机二次空气系统设计具有一定的指导意义.

摘要： 合理设计、组织燃烧模态,降低总压损失(激波损失和瑞利热损失),对于提高超燃冲压发动机的性能具有重要意义。本文基于地面直连试验和超声速燃烧室一维反算模型,给出了支板型燃烧室的模态划分及其依据,分析了在不同燃烧模态下燃烧室的总压损失规律及其主导机制，可以为双模态超燃冲压发动机的设计提供一定的理指导。

摘要： 为适应高性能航空发动机主燃烧室进口马赫数增加导致扩压器损失急剧增大的情况,设计了多通道扩压器,采用CFD方法对其进行数值模拟,重点研究多通道扩压器总压损失随扩压器面积比及进口马赫数的变化情况.计算结果较好的预示了多通道扩压器的三维流场特征,与理论分析相吻合,同时表明在进口马赫数Ma=0.15～0.30时所设计的多通道扩压器存在最佳面积比AR=2.2.

摘要： 本文介绍了一个应用在压气机设计点二维计算的,基于经验数据的损失模型,包括叶型损失和激波损失.叶型损失根据Lieblein方法计算,激波损失根据经典的Miller模型计算.应用这两损失模型估计了E3压气机三个级的总压损失状况.预测数值与参考数据对比结果表明,两者对于双圆弧叶型和多圆弧叶型表现出良好的一致性,对超音速叶型只呈现出相同的变化趋势.由于超音端壁流动的复杂性,简单的模型很难准确预测.

摘要： 采用试验方法研究了不同吹风比下气膜孔不同倾角、复合角和多种气膜孔型对气膜孔下游近壁面流动的影响,并比较分析了气膜与主流掺混区域的总压损失.结果表明:随着气膜孔倾角增大,掺混区域厚度将增加且总压损失随之增加;相对于同样倾角的圆形孔和椭圆形孔,扇形孔与扇形后倾孔在较大吹风比下具有较好的贴壁性且掺混损失较低;具有复合角的气膜孔下游掺混厚度均小于相同条件下简单孔射流且掺混损失小;大吹风比射流能为流场带入较高的能量,但当吹风比超过对应孔型最佳吹风比后会使流场变得紊乱。

摘要： 本文通过对某型车用加温器风机进行CFD 模拟计算,研究了风机工作性能.风机叶片布置的不合理造成了较大的攻角损失,同时在槽道内形成大尺度槽道旋涡,造成较大的总压损失,以及出口周向等方向上的不均匀.风机流道的设计对风机性能产生了较大的影响,通过改变出口后面空腔的大小,可以有效改善流动,降低总压损失.

摘要： 针对高性能航空发动机燃烧室进口马赫数（Ma）不断提高，同时先进燃烧组织对流量分配及头部空气动力学的要求，设计并加工出一种适用于可变几何燃烧室的新型的燃烧室扩压装置—分配器式扩压器。通过试验研究，重点研究了分配器式扩压器的总压损失与马赫数的关系，分配式扩压器挡板对流场的影响。结果表明分配器式扩压器总压损失系数与马赫数平方成线性关系，面积比越小，扩压器出口总压损失越大，总压损失随马赫数变化越敏感；存在一个面积比1.6~2.0 使得扩压器出口流场分布均匀；挡板结构可以调节流场分布和入口压力参数。

摘要： 先进旋涡燃烧室（Advanced Vortex Combustor，AVC）具有高燃烧效率、低污染物排放和总压损失小等特性, 是IGCC 燃气轮机最理想的燃烧技术之一。为了对富氢合成气或纯氢气体IGCC 燃气轮机的AVC 结构设计提供理论依据，并验证数值模拟结果的合理性，本文对AVC 气流流动特性受燃烧室几何参数影响规律进行了实验研究，研究结果表明：AVC 存在总压损失系数随钝体宽度和前、后钝体间距离变化而变化，在一定条件下，总压损失系数达到最小值；合理地布置前、后钝体之间的距离和后钝体宽度，凹腔内的可以产生对称稳定的旋涡结构；AVC 流动特性受几何参数影响的数值模拟结果和实验结果在趋势上一致。

摘要： 本文开展了在常温常压下空气进口流量和总余气系数影响蒸发管式微型驻涡燃烧室燃烧性能的试验研究，获得了燃烧性能参数的变化规律：总压损失在1％～4％之间，流阻系数变化不大;贫油熄火特性主要受次流流量的影响，研究中最小贫油熄火总油气比为O.005；凹腔当量比为1.2～2.2，总余气系数在2.5～8，燃烧效率为85％～100％;出口温度分布系数随着凹腔当量比增加而减小。

摘要： 斜置斜切喷管固体火箭发动机内流场较复杂,喷管内流动具有较强的不对称性;同时由于结构的要求,斜切喷管的扩张段较长,这些都会对发动机总体性能造成一定影响.本文通过对斜置斜切喷管固体火箭发动机三维模型进行内流场计算,研究了发动机内流场的主要特性;同时对比锥形、钟形无直段、钟形带直段三种不同喷管扩张段对喷管出口燃气参数的影响,计算结果表明,钟形带直段喷管出口总压最低,钟形无直段喷管出口总压最高.

摘要： 斜置斜切喷管固体火箭发动机内流场较复杂,喷管内流动具有较强的不对称性;同时由于结构的要求,斜切喷管的扩张段较长,这些都会对发动机总体性能造成一定影响.本文通过对斜置斜切喷管固体火箭发动机三维模型进行内流场计算,研究了发动机内流场的主要特性;同时对比锥形、钟形无直段、钟形带直段三种不同喷管扩张段对喷管出口燃气参数的影响,计算结果表明,钟形带直段喷管出口总压最低,钟形无直段喷管出口总压最高.

摘要： 本发明属于压力测试技术领域，公开了一种测量叶片排间总压沿叶高分布的圆柱多孔总压探针，包括探针头部、支杆，探针头部为圆柱体，其表面开有至少5个带内倒角的压力感受孔，各孔中心线方向不尽相同，分别朝向预计来流方向，测量当地总压，探针支杆内开有圆型管道，引压管一端与压力感受孔连通，另一端经支杆内管道，由探针尾部引出。与现有单点总压测量装置相比，本发明能同时测量空间多点总压，测量时间短，与现有总压梳相比，本发明流向尺寸小，适用于狭窄空间测量，各个压力感受孔方向不尽相同，分别朝向预计来流方向，还能兼顾测量流道端壁附面层内总压，能较准确、较全面测量流道内总压分布，提高被测截面总压数据的测量精度。

摘要： 一种用于燃气轮机的轴流式涡轮压缩机，其具有：导向叶片栅(2)，所述导向叶片栅由具有在轮毂侧自由的叶片尖端(4)的导向叶片(3)形成；以及静止的轴覆盖件(6)，所述轴覆盖件在轮毂侧紧邻叶片尖端(4)地设置，并且限定轴流式压缩机(1)的流动通道的边界，其中在轴覆盖件(6)和叶片尖端(4)之间构成径向间隙，所述径向间隙最小地尺寸确定为，使得刚好仍可实现轴流式涡轮压缩机(1)的组装，并且在轴覆盖件(6)内设有多个凹部(7)，其中每一个叶片尖端(4)与凹部(7)的一个相关联，所述凹部的一个紧邻与其相关联的叶片尖端(4)地设置，并且尺寸确定为，使得在轴流式涡轮压缩机(1)工作时，每个叶片尖端(4)可没入与其相关联的凹部(7)内，而叶片尖端(4)不明显地接触到轴覆盖件(6)。

摘要： 本发明属于压力测试技术领域，公开了一种测量叶片排间总压沿叶高分布的圆柱多孔总压探针，包括探针头部、支杆，探针头部为圆柱体，其表面开有至少5个带内倒角的压力感受孔，各孔中心线方向不尽相同，分别朝向预计来流方向，测量当地总压，探针支杆内开有圆型管道，引压管一端与压力感受孔连通，另一端经支杆内管道，由探针尾部引出。与现有单点总压测量装置相比，本发明能同时测量空间多点总压，测量时间短，与现有总压梳相比，本发明流向尺寸小，适用于狭窄空间测量，各个压力感受孔方向不尽相同，分别朝向预计来流方向，还能兼顾测量流道端壁附面层内总压，能较准确、较全面测量流道内总压分布，提高被测截面总压数据的测量精度。

摘要： 本实用新型提供一种均质机总压表转换连接装置及总压表检测设备，在均质机总压表转换连接装置中，基座作为过渡件，一端连接总压表，另一端连接检测设备，从而有效地解决了现有技术中检测装置无法直接连接在总压表上的缺陷。同时通过设置锁止件，可以防止总压表在测试过程中从所述基座上脱出，提高了检测过程的安全性。

摘要： 本实用新型涉及航空发动机研制实验领域，特别涉及一种用于进气总压耙总压探针的安装结构。该安装结构，包括：安装座，沿轴向开设有第一通孔，顶面开设有第一圆形凹槽；以及，压帽，与安装座固定连接，沿轴向开设有第二通孔，一侧开设有第二圆形凹槽与第一圆形凹槽配合形成圆柱形空腔；其中，第一通孔的直径介于总压探针支杆前端中间圆柱段及末端圆柱段的直径之间；第二通孔的直径介于总压探针支杆前端中间圆柱段及最前端圆柱段的直径之间；圆柱形空腔的直径大于总压探针支杆前端中间圆柱段的直径，且高度小于中间圆柱段的高度。该安装结构与总压探针支杆前端间隙配合，以此保证进气总压耙最后几支总压探针能够顺利安装。

摘要： 基于总压损失控制的前置扩压器设计方法，涉及航空燃气涡轮机。提供简单有效，可以实现在前置扩压器设计初期对不同结构设计方案做出快速可靠的性能预估，可显著降低设计成本，提高设计可靠性的一种基于总压损失控制的前置扩压器设计方法。根据压气机出口尺寸确定前置扩压器进口尺寸H

摘要： 基于总压损失控制的前置扩压器设计方法，涉及航空燃气涡轮机。提供简单有效，可以实现在前置扩压器设计初期对不同结构设计方案做出快速可靠的性能预估，可显著降低设计成本，提高设计可靠性的一种基于总压损失控制的前置扩压器设计方法。根据压气机出口尺寸确定前置扩压器进口尺寸H

摘要： 本发明属于航空发动机技术领域，具体为一种耦合微纳表面控制技术的扇叶型总压损失最小化设计方法。本发明方法是在传统优化叶型基础上，进行耦合表面结构设计，包括：建立微纳表面的结构几何数据库；根据传统设计的优化叶型边界空气动力学参数分布统计，进行微纳表面微观流动效应分析，提出反映微纳表面流动效应的修改边界条件，将此条件施加到传统设计的优化叶型边界，应用雷诺平均方程进行数值模拟求解，得到微纳表面气动参数数据库；建立人工神经网络代理模型；再应用差分进化优化算法进行最优叶型表面微纳结构几何设计；将得到的最优表面微纳结构与传统设计的优化叶型耦合，即得到改进的优化叶型，该叶型可使风扇的总压损失进一步减小。

摘要： 本申请涉及一种流向拐角边界层总压损失系数估计方法、装置、计算机设备和存储介质。所述方法包括：对流向拐角边界层的数值仿真数据获取总压损失系数的分布信息进行参数分析，根据流向拐角边界层的厚度、涡流区域长度以及流向拐角的二面角，得到初始流向拐角边界层面积占比，对流向拐角的二面角进行变换，利用变换结果对初始流向拐角边界层面积占比进行修正，得到最终流向拐角边界层面积占比，通过参数拟合获取总压损失系数的经验关系式，根据预先设置的特定修正系数、总压损失系数的经验关系式以及最终流向拐角边界层面积占比，得到总压损失系数估计公式。采用本方法能够估计总压损失系数。

摘要： 本发明公开了一种利用分流叶片减少轴流风机导流叶片总压损失的方法，在导流叶片的周向距离之间设置一个平行于导流叶片的分流叶片；该分流叶片位于导流叶片的叶根处并与轴流风机的轮毂相连；所述分流叶片的弦长为导流叶片的弦长的50％，且分流叶片的高度应小于导流叶片高度的10％。分流叶片的安装角应大于导流叶片的安装角，且分流叶片与导流叶片的安装角差别应小于10度。所述分流叶片距离靠近其的导流叶片的叶根处的距离为30mm。本发明利用分流叶片不仅可以减少气流二次流的产生，而且可以减少气流在导流叶片根部与端壁面的夹角区域的聚集，最终达到减小导流叶片总压损失，提高轴流风机的工作效率的目的。