文章研究了多级涡轮内流场的CFD模拟,较好地解决了模型、边界协调2个方面的问题,并应用CFD软件对各级涡轮内流场进行模拟.通过模拟结果与实验对比,说明该方法是可行的.该方法建模容易、操作便捷,极大地降低了计算机内存和CPU的要求,收敛速度快,保证了各级涡轮的入口边界跟实际边界基本一致,提高了内流场分析的准确性.

详细介绍了PIV的工作原理、数据处理流程和使用要点。针对涡轮内部复杂的流动特性,应用具有较高空间分辨率的非接触式瞬态速度的PIV测量技术,获得了较清晰完整的沿叶高平面和叶栅出口速度场的瞬时速度场信息,并据此分析了涡轮静叶出口二次流的流动特性。叶栅实验中将模拟动叶的圆柱列每次沿周向方向移动1/4节距,测量沿叶高平面的速度场。研究发现,前排圆柱尾迹进入叶栅流道不同,对叶栅内部流场气动效率影响巨大;同时由压力面向吸力面运动的二次涡（低能流体,耗能过程）逐渐向后传递、扩张,并在吸力面卷起、堆积,使吸力面附面层骤然增厚,并引起沿叶高总压损失系数和沿叶高出口气流角的剧烈变化。

为了探索动叶尾缘结构对气冷涡轮流场及气动性能影响规律,本文针对某船用燃气轮机高压涡轮动叶模型采用CFD软件分别开展了变叶盆侧尾缘长度、变叶背侧尾缘长度及尾缘全劈缝3种结构型式下的三维数值模拟研究。结果表明涡轮进口流量主要受最小喉道面积控制,变叶盆侧尾缘长度气动性能优于变叶背侧尾缘长度,变叶盆侧尾缘长度总压损失系数随着两尾缘之间的距离增大而减小,出口相对气流角随着两尾缘之间距离的增大而有增大的趋势。两尾缘之间距离每增加1 mm,总压损失平均减少0.45%,出口气流角平均增大0.17°。尾缘全劈缝与最优变叶盆侧尾缘情况相比,尾缘全劈缝总压损失最小、出口相对气流角更接近几何出气角。

发展可靠、高效、低噪声的发动机是航空工业不懈的追求.涡轮作为航空发动机核心部件之一,其流动及换热问题始终是贯穿航空发动机设计、制造的核心问题.随着航空发动机风扇和喷流噪声得到大幅控制,涡轮噪声逐渐凸显,并日益受到关注.为推动航空发动机涡轮流动换热及噪声数值模拟方法的工程应用,首先,以航空发动机涡轮中复杂湍流及流动换热问题为主线,分别阐述了旋转盘腔、旋转叶片流动及换热问题数值模拟的研究现状;其次,对航空发动机涡轮噪声研究现状进行分析,总结了常用涡轮噪声预测方法和存在的问题.在此基础上,面向工程实际需求,对航空发动机涡轮流动、换热与噪声数值模拟进行了展望.

介绍了关于调速型液力偶合器在运行过程中,易出现故障,而进行设备维修;在日常运行和检查及维修过程中,注意和判断故障,保障生产正常运行。

针对轴流式专用涡轮发电机转子转速分析。提出一种新的设计思路；在涡轮转子叶栅结构满足无冲击流动的基础之上，分析了涡轮发电机转动力矩、转速与排量之间的关系。为轴流式涡轮发电机的性能预测和结构优化设计提供了依据。

文中计算模型选用某型燃气轮机涡轮的第一列动叶,通过中心差分格式对叶栅流场进行数值模拟。通过在前缘、尾缘、吸力面、压力面以及压力面上端壁附近开设冷气孔,在下端壁前缘附近开设冷气槽等方式对叶片进行综合冷却,分析了能量损失系数、冷却效率以及温度场的分布情况和其对透平的气动性能的影响。结果表明：喷射冷气后,能量损失系数与无冷气喷射时能量损失系数沿叶高分布趋势相同,端区损失略大,中部损失较低,喷射冷气后,顶部能量损失系数略高于根部。组合冷却条件下,叶片中部吸力面和压力面冷却效率都较高,压力面冷却效率基本不变;叶片根部压力面前缘冷却效率较低,吸力面则较高;在顶部情况与根部正好相反。吸力面喷射冷气时,在冷气孔列附近冷气可以很好地贴合叶片吸力面表面,对叶片吸力面进行冷却,压力面一侧在冷气孔列之后...

微型涡轮是气缸排气能量回收转换装置的核心部件。为了分析不同工作条件下微型涡轮所受压力、扭矩以及蜗壳内的流场分布情况，通过实验及Fluent仿真模拟，深入研究了不同涡轮叶片数量、不同风帽形式下时微型涡轮叶片表面分布压力、扭矩及蜗壳内流场分布情况的影响规律，进而设计一种使涡轮叶片所受压力均匀，产生大扭矩的微型涡轮结构，并给出了涡轮叶片数量与所受压力及所输出扭矩的函数关系，为进一步微型涡轮发电系统集成奠定了理论基础。

高性能小发双级模拟涡轮在总性能试验阶段获得的气动性能参数达到并超过了设计指标．为更详细地研究涡轮气动参数在流场中的分布及二次流的影响，进一步掌握涡轮内部流动机理，验证涡轮气动设计思想，进行了双级模拟涡轮出口扇形段流场测试工作、测试结果表明：双级模拟涡轮二次损失较小，出口参数分布合理，较好的完成了设计意图。

通过数值方法对某二级带冠涡轮的流场进行研究分析了齿顶间隙对涡轮气动性能的影响。研究结果表明：泄漏流与主流掺混后形成一个涡流区改变了叶栅上半通道的流场结构;随着齿顶间隙的增加涡轮的流量先快速增加后趋于平缓涡轮的效率先快速减小后趋于平缓;同时发现不同工况下涡轮的流量和效率的变化趋势相同。