王代军
- 作品数：9 被引量：72H指数：5
- 供职机构：中国燃气涡轮研究院更多>>
- 相关领域：航空宇航科学技术动力工程及工程热物理更多>>
- 高压涡轮主动间隙控制系统机匣模型试验被引量：4
- 2016年
- 设计和搭建了叶尖主动间隙控制系统的核心——可控热变形机匣模型试验验证台,利用机匣温度和变形量等参数的测量,验证了某主动间隙控制设计方案的基本工作特性.试验中通过改变集气腔进气流量,研究了不同试验工况下机匣温度分布规律,获得了机匣径向变形量及其在周向和轴向的分布规律.研究中发现冷却空气管的多孔冲击射流可以有效改变机匣温度,并达到调节机匣变形的最终目的.随着供气雷诺数增加,机匣的热响应时间减小,机匣的收缩速率明显增加,但该增加幅度随着雷诺数的增加而逐步减弱.试验结果表明:机匣径向冷却收缩量基本均匀.由于冷却空气管周向流量分配不均匀,使其周向上最大相对偏差为8.75%.同时冷却空气管结构和供气量差异会导致机匣轴向温度分布不均匀,在该验工况中,机匣径向冷却收缩量在轴向上最大的相对偏差为6.99%.
- 徐逸钧毛军逵王鹏飞曾军王代军郭文
- 关键词：高压涡轮换热特性
- 航空发动机压气机盘瞬态温度场的数值研究被引量：11
- 2009年
- 利用ANSYS/Thermal瞬态热分析功能对压气机盘腔进行了瞬态温度场数值模拟,并将模拟结果与试验数据进行比较,验证了压气机盘边界条件计算方法的可靠性和ANSYS软件作为压气机转子瞬态温度计算工具的有效性。
- 杨军王代军郭文
- 关键词：压气机盘数值模拟
- 旋转状态下篦齿流量特性试验研究
- 本文对2齿和10齿直通型篦齿在旋转状态下的流量特性进行了测量,获得了篦齿流量特性随进出口压比的变化关系,同时测量了不同转速情况下篦齿各齿间压力.试验表明,在低压比(＜1.8)、低转速(＜1000rpm)情况下,旋转对篦齿...
- 王代军苏云亮
- 关键词：航空推进系统封严篦齿
- 文献传递
- 正交旋转径向出流带扰流柱的矩形通道出口节流及安装角对传热的影响被引量：1
- 2000年
- 本文用实验的方法模拟研究了涡轮叶片内部径向出流的矩形冷却通道出口节流及安装角对通道换热特性的影响。实验模型为带叉排扰流柱阵列的矩形直通道。为了研究通道出口节流面积比的影响 ,共采用了3个模型 ,其通道出口面积 A0 与通道本身的横截面面积 A之比分别为 0 .0 67,0 .3 8和 1 .0。为了研究矩形通道的安装角 α对旋转通道的传热影响 ,采用了 α分别为 0和 2 0度的两个模型。实验考察了雷诺数 Re和转动数 Ro等参数对传热特性的影响。
- 吉洪湖王宝官王代军邓化愚
- 关键词：叶片传热航空发动机
- 先进涡扇发动机空气系统与零件传热设计技术验证
- 2007年
- 本文简要介绍了中国燃气涡轮研究院在先进涡扇发动机空气系统与零件传热设计技术验证方面的研究情况,内容涉及发动机空气系统设计技术、零件热分析设计技术、涡轮叶片冷却设计技术及新型铸冷双层壳型高效涡轮冷却叶片设计中的关键技术。探讨了空气系统与零件传热设计技术中的设计计算方法、设计软件校核与改进、试验研究与参数测试、以及设计体系建设等问题,通过系统的模型、部件和发动机整机三个层次的试验验证,初步形成了空气系统与零件传热设计体系。
- 郭文刘玉芳王代军曹志廷刘波
- 叉排扰流柱排列参数对旋转矩形通道对流换热特性的影响被引量：20
- 1999年
- 本文用实验的方法研究了叉排扰流柱阵列的排列参数对旋转矩形通道对流换热特性的影响。实验共采用了６个模型，扰流柱的排列参数Ｓｎ／ｄ的取值为５．０，６．５和８．０，Ｓｐ／Ｓｎ为１．２，１．６和２．０，其中ｄ为扰流柱的直径，Ｓｎ为扰流柱横向间距，Ｓｐ为２倍的纵向间距。结果表明，在实验范围内，纵向排列参数Ｓｐ／Ｓｎ的取值介于１．２和１．６之间为好；扰流柱横向排列参数Ｓｎ／ｄ＝５，即最密时，最有利于换热，但应综合考虑其引起的流阻损失。
- 吉洪湖玉宝官王代军邓化愚
- 关键词：对流换热
- 涡轮叶片尾缘出流对带叉排扰流柱阵列的内冷通道传热特性的影响被引量：19
- 1999年
- 本文用实验的方法模拟研究了涡轮叶片尾缘出流对带叉排扰流柱阵列的内冷通道的对流换热特性的影响。实验模型通道为矩形通道，扰流柱的排列参数Ｓｎ／ｄ为６．５，Ｓｐ／Ｓｎ为１．２，其中ｄ为扰流柱的直径，Ｓｎ为扰流柱横向间距，Ｓｐ为２倍的纵向间距。矩形模型通道的长边与转轴的夹角为２０°。研究了出流孔总面积Ａ０与通道最大截面积Ａ的比值，雷诺数Ｒｅ，转动数Ｒｏ等参数对传热特性的影响。并比较了尾缘出流与叶尖出流的换热特性。
- 吉洪湖玉宝官王代军邓化愚
- 关键词：尾流传热特性航空发动机
- 旋转盘腔去旋系统数值模拟被引量：13
- 2014年
- 对带有管式减涡器的盘腔内流动特性进行数值模拟,研究了减涡管的长度、管径和引气鼓筒孔的外形及尺寸,对盘腔内压力损失、流动结构的影响。计算结果表明:管式减涡器对于降低引气气流的压力损失有显著作用,存在最佳的减涡管长度使得引气的压力损失最小;减涡管管径、鼓筒孔面积增大都会减少流动损失;在鼓筒孔面积一定的情况下,长圆形鼓筒孔的性能比圆形鼓筒孔的更优。
- 赵秋月娄德仓郭文王代军
- 关键词：航空发动机旋转盘腔流动特性数值模拟
- 旋转状态下篦齿流量特性试验研究被引量：11
- 2007年
- 篦齿是航空发动机中非常重要的密封流动单元。本文用试验方法研究了2齿和10齿直通型篦齿在旋转状态下的流量特性,获得了篦齿流量特性随进出口压比的变化关系,同时测量了不同转速下篦齿各齿间压力。结果表明:在低压比(<1.8)、低转速(<1 000 r/min)情况下,旋转对篦齿流量特性影响较小;但随着转速的升高,同一压比下,流量系数会降低,在转速2 500 r/min时,流量系数比静止状态时降低了约8%,齿间压力也有一定程度的下降。
- 王代军苏云亮罗翔
- 关键词：航空发动机篦齿封严
