水下低速航行器動(dòng)力系統(tǒng)如果采用全周進(jìn)氣方式對(duì)短尺寸葉片做功,斜切噴管尺寸會(huì)過小,導(dǎo)致設(shè)計(jì)難度和流動(dòng)損失增大。因此部分進(jìn)氣式渦輪機(jī)就成為該類低速航行器的常用動(dòng)力裝置。部分進(jìn)氣式渦輪機(jī)內(nèi)部流動(dòng)非常復(fù)雜,氣體粘性引起動(dòng)葉入口激波和邊界層干涉效應(yīng)及各種局部產(chǎn)生的二次流動(dòng)、泄漏流動(dòng)使葉柵流道內(nèi)流動(dòng)呈三維性和有旋性。而幾何因素、氣動(dòng)因素等的變化對(duì)渦輪機(jī)的內(nèi)部流動(dòng)影響很大,有必要對(duì)這些因素所產(chǎn)生的影響開展研究,為提高渦輪機(jī)的工作效率提供一定的參考。本文首先針對(duì)文獻(xiàn)中微型實(shí)驗(yàn)渦輪進(jìn)行一維熱力計(jì)算和三維模擬,驗(yàn)證了熱力計(jì)算和模擬的合理性。然后,對(duì)常規(guī)部分進(jìn)氣式渦輪進(jìn)行三維建模,渦輪靜葉采用拉法爾噴管,動(dòng)葉采用沖動(dòng)式葉片,進(jìn)氣方式采用部分進(jìn)氣。通過一維熱力計(jì)算和三維模擬相結(jié)合方式,驗(yàn)證了模型及計(jì)算方式的合理性,并簡(jiǎn)要分析了流場(chǎng)氣流不均勻性及動(dòng)葉域激波現(xiàn)象。然后,本文討論了局部結(jié)構(gòu)的改變對(duì)功率的影響。改變?nèi)~片部分進(jìn)氣度、軸向間隙、徑向間隙及噴管擴(kuò)張角等模型尺寸,討論渦輪內(nèi)流動(dòng)損失的變化規(guī)律。重點(diǎn)研究了端部損失、噴管能量損失、動(dòng)葉能量損失及漏氣損失的影響。從葉片分力距及動(dòng)葉壓力系數(shù)角度,分析了造成渦輪機(jī)總力矩... 

【文章來源】：哈爾濱工程大學(xué)黑龍江省 211工程院校

【文章頁數(shù)】：101 頁

【學(xué)位級(jí)別】：碩士

【部分圖文】：

渦輪機(jī)熱力計(jì)算流程圖

圖 2.2.渦輪進(jìn)出口速度三角形圖 2.3.噴嘴結(jié)構(gòu) 圖 2.4 葉片設(shè)計(jì)方法（6）計(jì)算喉部、氣體狀態(tài)參數(shù)。計(jì)算公式如步驟（4）得出溫度、壓力、速，進(jìn)而得出喉部直徑，這里不再重復(fù)公式。其中由于喉部溫度無法確定，且與在公式中屬于耦合關(guān)系，由反復(fù)迭代得出。（7）同上方法計(jì)算得出動(dòng)葉出口相對(duì)速度、絕對(duì)速度、溫度、密度、絕對(duì)

圖 2.3.噴嘴結(jié)構(gòu) 圖 2.4 葉片設(shè)計(jì)方法（6）計(jì)算喉部、氣體狀態(tài)參數(shù)。計(jì)算公式如步驟（4）得出溫度、壓力、速度數(shù)，進(jìn)而得出喉部直徑，這里不再重復(fù)公式。其中由于喉部溫度無法確定，且與比γ在公式中屬于耦合關(guān)系，由反復(fù)迭代得出。（7）同上方法計(jì)算得出動(dòng)葉出口相對(duì)速度、絕對(duì)速度、溫度、密度、絕對(duì)氣度等參數(shù)。校核局部進(jìn)氣率是否符合大于 0.25，且盡量接近 0.25 的要求。（8）計(jì)算氣動(dòng)損失。其中，包含余速損失、斥氣損失、輪盤摩擦損失、鼓風(fēng)扇形損失、端部損失、噴嘴能量損失、動(dòng)葉能量損失、漏氣損失。根據(jù)文獻(xiàn)[2]中經(jīng)式可以大致計(jì)算出各類氣動(dòng)損失數(shù)據(jù)，由于計(jì)算過程過于復(fù)雜在此不一一贅述。（9）計(jì)算功率 P、內(nèi)效率ηi。lh hP=m （2-1iP=m h （2-1

【參考文獻(xiàn)】：
期刊論文
[1]火箭發(fā)動(dòng)機(jī)部分進(jìn)氣渦輪設(shè)計(jì)與流動(dòng)分析[J]. 毛凱,王曉鋒,李昌奐,袁偉為.  火箭推進(jìn). 2018(03)
[2]基于MRF模型的旋翼槳葉氣動(dòng)特性分析與試驗(yàn)[J]. 楊康,項(xiàng)松,劉遠(yuǎn)強(qiáng),趙為平.  實(shí)驗(yàn)力學(xué). 2017(06)
[3]小型部分進(jìn)氣亞聲速渦輪流動(dòng)損失研究及優(yōu)化[J]. 鄭曉宇,林奇燕,王磊.  火箭推進(jìn). 2017(01)
[4]基于流固耦合的部分進(jìn)氣渦輪數(shù)值模擬研究[J]. 趙瑞勇,陳暉,劉軍年,毋杰.  火箭推進(jìn). 2015(05)
[5]一種微型部分進(jìn)氣沖動(dòng)式渦輪機(jī)設(shè)計(jì)方法[J]. 蔣彬,羅凱,高愛軍,封啟璽,伊進(jìn)寶.  魚雷技術(shù). 2015(05)
[6]導(dǎo)葉展弦比對(duì)部分進(jìn)氣渦輪性能影響的數(shù)值研究[J]. 隋秀明,趙巍,趙慶軍.  工程熱物理學(xué)報(bào). 2015(07)
[7]大膨脹比跨聲速渦輪流動(dòng)結(jié)構(gòu)及損失的數(shù)值研究[J]. 楊林,曾軍,譚洪川,丁朝霞.  推進(jìn)技術(shù). 2014(05)
[8]軸對(duì)稱拉瓦爾噴管流場(chǎng)分析[J]. 王平,劉學(xué)山,喬立民.  飛機(jī)設(shè)計(jì). 2013(02)
[9]大膨脹比渦輪機(jī)三維非定常數(shù)值計(jì)算研究[J]. 劉廣濤,黃洪雁,王祥鋒,顏培剛,韓萬金.  汽輪機(jī)技術(shù). 2012(06)
[10]拉瓦爾噴管外發(fā)生激波反射工況詳細(xì)分析[J]. 于勇,徐新文.  航空動(dòng)力學(xué)報(bào). 2012(09)

博士論文
[1]超高負(fù)荷跨音速渦輪氣動(dòng)設(shè)計(jì)理論及其非定常流動(dòng)特性研究[D]. 張磊.中國(guó)科學(xué)院研究生院（工程熱物理研究所） 2011

碩士論文
[1]超聲速噴管的設(shè)計(jì)及工藝對(duì)流場(chǎng)品質(zhì)的影響研究[D]. 吳連勝.沈陽航空航天大學(xué) 2013
[2]超聲速噴管設(shè)計(jì)及其數(shù)值模擬和實(shí)驗(yàn)研究[D]. 鄒寧.南京航空航天大學(xué) 2009
[3]非對(duì)稱大膨脹比噴管的試驗(yàn)研究與數(shù)值模擬[D]. 馬釗.南京航空航天大學(xué) 2009
[4]魚雷渦輪動(dòng)力系統(tǒng)仿真研究[D]. 劉雄.西北工業(yè)大學(xué) 2004



本文編號(hào)：2949451