摘要：为了探讨某扇形涡轮过渡段的气动性能,本文进行了互补互证的数值与试验研究,分析扇形过渡段内损失的区域以及原因。通过采用试验和数值模拟方法,结合经验公式对过渡段型线进行改型设计并进行周期性数值模拟,对原型扇形涡轮过渡段进行了研究,分析了扇形过渡段中损失的主要来源。结果表明:0.07Ma、0.14Ma时扇形涡轮过渡段损失主要在机匣两侧,其余马赫数时在端壁摩擦和流动逆向压差共同作用下使损失区域向支板与左右端壁的中心靠近,周期性模拟时出口面损失区域位于支板后中心区域。本文发现不同型线模型拥有不同的流动过程,等压梯度型线先快速扩压后缓慢扩压的扩压流动方式能有效降低过渡段损失,损失相较于原型减小。

摘要：为进一步减小涡轮过渡段流动损失,深入了解涡轮过渡段中的非定常损失机理,开展了大扩张角过渡段研究。在过渡段的非定常流动机理研究中,过渡段进口流场的最显著特点是:转子泄漏涡、通道涡和尾迹。采用数值方法对大扩张角涡轮过渡段进行3维非定常数值仿真。结果表明:支板尾缘部分的静压波动小于支板前缘部分的;高压涡轮静子尾迹被转子切割后进入转子通道中向下游传播并在过渡段内形成尾迹通道,尾迹在过渡段内的时空演化是过渡段内损失的主要来源;过渡段支板表面负荷分布发生明显的周期性变化,支板表面承受较强的非定常力,在过渡段设计中必须考虑。

摘要：大涵道比发动机的发展对涡轮过渡段设计提出了更高的要求。依据涡轮过渡段设计流程的5个步骤对某大涵道比发动机过渡段进行气动设计,并且对原型进行3维校核分析。总结过渡段内流动的特点,在原型的基础上进行改型设计。结果表明:通过控制流向面积分布规律能够确定过渡段沿流向的压力分布,选择合理的流向面积分布规律形式、改变过渡段流道型线的曲率能够改善当地的局部流动,获得更好的设计。改型设计消除了原型设计中存在的流动分离,并且减小了二次流损失,增大了过渡段的总压恢复系数。

摘要：为了提高某型涡轴发动机过渡段的气动性能,采用三维数值模拟的方法对其进行了计算分析,讨论了影响过渡段流动的因素,总结了造成过渡段气动性能较差的主要原因是出现了流动分离。对过渡段的外流道进行了改进设计。结果表明通过调整过渡段外流道的曲率变化能够有效地控制过渡段的分离流动,并提高了过渡段的性能,改善了过渡段出口的流动条件。

摘要：涡轮过渡段的气动性能对涡轮部件乃至整个发动机的性能都有重要影响,国外历来重视对涡轮过渡段的研究,还制定了如AITEB-2、AIDA等专门的研究计划。根据结构形式的不同,涡轮过渡段可分为普通过渡段和一体化过渡段。普通过渡段即扩张流道+支板叶片。一体化过渡段是为了进一步提高涡轮部件的气动性能,同时降低其尺寸和质量,采用过渡段与下游涡轮静子一体化的结构来代替单独的过渡段和下游涡轮静子。相对于普通过渡段,一体化过渡段的气动性能对于整个涡轮部件气动性能的影响更大,其设计难度也更大。并且在一体化过渡段的早期设计阶段,其气动性能通常很难达到性能指标要求,需要在后期进行优化改进。

摘要：本文以涡轴发动机涡轮过渡段(ITD)为研究对象,进行了环形叶栅试验,获取了过渡段在-15°~15°迎角下过渡段的损失特性。试验结果表明,总压损失随着马赫数的增加而增加,且呈二次曲线关系。在进口迎角为-5°~0°时,涡轮过渡段总压损失最低,在正迎角时,涡轮过渡段总压损失较大,且偏离支板倾斜方向越大,损失越大。试验同时获得了设计状态过渡段内部气动参数分布,可为该涡轮过渡段支板叶型的优化设计提供一定的试验依据。