1) gas turbine starter
燃气涡轮起动机
1.
3D N-S codes are used for numerical simulation of the flow field in turbine stages and nozzle of a gas turbine starter.
通过三维N-S方程,对某型燃气涡轮起动机涡轮级和喷管内部的三维流场进行了数值模拟计算,分析了通道内的涡系产生和流动分离,揭示了该涡轮级和喷管内部流场的物理特征,为该起动机的改进设计提供了理论依据,并为整机的数值模拟奠定了基础。
2.
In order to raise the output of a gas turbine starter,its centrifugal compressor is redesigned.
为提高某型航空发动机燃气涡轮起动机的输出功率,重新设计了其离心压气机;为验证新型压气机的匹配性能,进行了压气机/涡轮共同工作的全三维数值模拟研究。
3.
In order to validate auxiliary airstart performance of a gas turbine starter designed only for the ground engine, the test of auxiliary airstart was conducted on the flight test rig.
为验证原本只为在地面起动发动机而设计的某型燃气涡轮起动机的空中辅助起动性能,在飞行试验台上,对其进行了空中辅助起动试验。
2) gas turbine engine
燃气涡轮发动机
1.
The development history of aviation engine oil is briefly described , and the trend of future aviation gas turbine engine oil is predicted.
简述了航空燃气涡轮发动机油的发展历史,预测了未来航空燃气涡轮发动机油的发展动向。
2.
This paper aims at developing an interactive CAD system for a gas turbine engine using the ANSYS finite element analysis software.
开发了基于大型有限元分析软件Ansys的燃气涡轮发动机辅助设计系统,该系统将CAD参数建模技术、工程有限元数值计算方法、经典强度计算理论与现代优化设计技术相结合,实现了涡轮盘、机匣和涡轮轴典型零件的参数优化设计的完整设计流程,建立了结构优化设计平台;并通过机匣的结构优化设计实例,验证了燃气涡轮发动机辅助设计系统的有效性。
3.
The gas turbine engine windmilling is a state that when the engine doesn t work,the rotors temporarily operate at a sub-steady rotating speed due to the airflow ram and the co-work of aerodynamics,rotor inertia and drag torque.
由于很多燃气涡轮发动机都缺乏计算风车特性必需的低转速状态的部件特性,给计算发动机风车状态的特性带来了很大的困难。
3) combustion turbine starter
燃气涡轮起动装置(火)
4) combustion turbinestarter
燃气涡轮起动装置
5) Gas turbine
燃气涡轮机
1.
The current development and application of gas turbine to torpedo power are reviewed and the developmental requirement is discussed.
回顾并展望了燃气涡轮机在鱼雷动力推进系统中的应用与发展,分析了燃气涡轮机在鱼雷动力推进系统中的发展需要,基于对鱼雷燃气涡轮机动力系统的组成、原理和特点的认识,指出满足鱼雷要求的涡轮机类型一般是轴流式或重入式部分进气单级或复级冲动涡轮机,与航空燃气涡轮机作比较,其在结构、驱动目的、能源、冷却介质以及废气排放等方面有较大区别,与液体火箭发动机燃气涡轮泵比较,其在使用燃料、使用环境和工作方式等方面也有很大区别,最后对开展鱼雷燃气涡轮机的研究提出了几点建议。
2.
The paper establishes the mathematical model of a gas turbine s main structural parameters through analyzing its impact on the performance of the engine.
通过分析水下航行器燃气涡轮机主要结构参数对发动机性能的影响,给出了涡轮动力系统主要结构参数优化的数学模型,对单级、冲动式(带小反力度)、超音速、多速制的燃气涡轮机的设计实例运用遗传算法进行了多目标函数优化设计计算。
3.
The paper establishes the mathematical model of the gas turbine s main structure parameters through analyzing the impact on performance of engine.
通过分析水下航行器燃气涡轮机主要结构参数对发动机性能的影响,给出了涡轮动力系统主要结构参数优化的数学模型,对单级、冲动式(带小反力度)、超音速和多速制的燃气涡轮机的设计实例运用遗传算法进行了多目标函数优化设计计算。
6) gas-turbine jet engine
[航]燃气涡轮喷气发动机
补充资料：燃气涡轮发动机
由压气机、燃烧室和燃气涡轮组成的发动机。它的优点是重量轻、体积小和运行平稳，广泛用作飞机和直升机的动力装置。
发展概况 1937年4月英国的 F.惠特尔首先制成第一台燃气涡轮发动机并进行了地面试验。1939年和1941年德国、英国先后造出装有涡轮喷气发动机的飞机并试飞成功。第二次世界大战以后，燃气涡轮发动机逐步取代了活塞式发动机，飞机的飞行速度很快超过了音速。50年代后期又发展了涡轮风扇发动机，它有良好的经济性，能作高亚音速甚至超音速飞行，用于各种高亚音速运输机和军用飞机。60年代中期，带加力燃烧室的涡轮风扇发动机（简称加力涡轮风扇发动机）已成为超音速军用飞机常用的动力装置。适用于直升机动力装置的涡轮轴发动机也很快得到发展。
核心机 在燃气涡轮发动机中，由压气机、燃烧室和驱动压气机的燃气涡轮组成发动机的核心机。空气在压气机中被压缩后，在燃烧室中与喷入的燃油混合燃烧，生成高温高压燃气驱动燃气涡轮作高速旋转，将燃气的部分能量转变为涡轮功。涡轮带动压气机不断吸进空气并进行压缩，使核心机连续工作。从燃气涡轮排出的燃气仍具有很高的压力和温度，经膨胀后释放出能量（称为可用能量）用于推进。核心机不断输出具有一定可用能量的燃气，因此又称燃气发生器。
现代燃气涡轮发动机压气机的增压比（压气机出口空气总压与进口总压之比）范围为4～28,消耗功率可高达数十兆瓦(几万马力)。燃气涡轮前的温度可达1200～1700K。压气机分为离心式和轴流式两类,前者增压比低、直径大，仅用于小功率发动机，后者流量大、增压比高，应用广泛。轴流式压气机增压比较高时，为防止压气机喘振常将压气机分成二个转子（低压转子和高压转子），分别由两组涡轮带动。有的分成三个转子。
分类 按照核心机出口燃气的可用能量的利用方式不同，燃气涡轮发动机分为：涡轮喷气发动机、涡轮风扇发动机、涡轮螺旋桨发动机和涡轮轴发动机。
涡轮喷气发动机 核心机出口燃气直接在喷管中膨胀，使燃气可用能量转变为高速喷出气流的动能而产生反作用推力。涡轮喷气发动机由喷管和核心机组成。在喷管中增设加力燃烧室，则成为加力涡轮喷气发动机。涡轮喷气发动机喷射气流速度高，如飞行速度在亚音速和低超音速范围内则发动机的推进效率比较低。
涡轮风扇发动机 核心机出口燃气在核心机后的涡轮中进一步膨胀作功，用于带动外涵风扇，使外涵道气流的喷射速度增加，剩下的可用能量在喷管中转变为高速喷流的动能。这两股气流同时产生反作用推力。通过外涵道的空气流量与通过核心机的空气流量之比称为流量比或涵道比。相同的核心机，涡轮风扇发动机的推进工质流量大、喷射速度低，所以推进效率高。大流量比的涡轮风扇发动机不仅起飞推力大、耗油率低，而且发动机噪声也小，是高亚音速旅客机理想的动力装置。超音速军用飞机采用小流量比涡轮风扇发动机，且带加力燃烧室，这种发动机称为加力涡轮风扇发动机。
涡轮螺旋桨发动机 靠动力涡轮把核心机出口燃气中大部分可用能量转变为轴功率用以驱动空气螺旋桨，由于螺旋桨转速较低，动力涡轮轴与螺旋桨轴之间设有减速器。燃气中的少部分可用能量（约10％）则在喷管中转化为气流动能，直接产生反作用推力。
涡轮轴发动机 工作原理与涡轮螺旋桨发动机基本相同，主要用于直升机上，也可用于飞机和其他航空器。由于在直升机上还有主减速器，所以涡轮轴发动机输出轴的转速比涡轮螺旋桨发动机高，它的减速器体积和重量都要小一些。输出轴伸出的位置比较灵活，可以从前面伸出，也可以向后或向两侧伸出。
发展概况 1937年4月英国的 F.惠特尔首先制成第一台燃气涡轮发动机并进行了地面试验。1939年和1941年德国、英国先后造出装有涡轮喷气发动机的飞机并试飞成功。第二次世界大战以后，燃气涡轮发动机逐步取代了活塞式发动机，飞机的飞行速度很快超过了音速。50年代后期又发展了涡轮风扇发动机，它有良好的经济性，能作高亚音速甚至超音速飞行，用于各种高亚音速运输机和军用飞机。60年代中期，带加力燃烧室的涡轮风扇发动机（简称加力涡轮风扇发动机）已成为超音速军用飞机常用的动力装置。适用于直升机动力装置的涡轮轴发动机也很快得到发展。
核心机 在燃气涡轮发动机中，由压气机、燃烧室和驱动压气机的燃气涡轮组成发动机的核心机。空气在压气机中被压缩后，在燃烧室中与喷入的燃油混合燃烧，生成高温高压燃气驱动燃气涡轮作高速旋转，将燃气的部分能量转变为涡轮功。涡轮带动压气机不断吸进空气并进行压缩，使核心机连续工作。从燃气涡轮排出的燃气仍具有很高的压力和温度，经膨胀后释放出能量（称为可用能量）用于推进。核心机不断输出具有一定可用能量的燃气，因此又称燃气发生器。
现代燃气涡轮发动机压气机的增压比（压气机出口空气总压与进口总压之比）范围为4～28,消耗功率可高达数十兆瓦(几万马力)。燃气涡轮前的温度可达1200～1700K。压气机分为离心式和轴流式两类,前者增压比低、直径大，仅用于小功率发动机，后者流量大、增压比高，应用广泛。轴流式压气机增压比较高时，为防止压气机喘振常将压气机分成二个转子（低压转子和高压转子），分别由两组涡轮带动。有的分成三个转子。
分类 按照核心机出口燃气的可用能量的利用方式不同，燃气涡轮发动机分为：涡轮喷气发动机、涡轮风扇发动机、涡轮螺旋桨发动机和涡轮轴发动机。
涡轮喷气发动机 核心机出口燃气直接在喷管中膨胀，使燃气可用能量转变为高速喷出气流的动能而产生反作用推力。涡轮喷气发动机由喷管和核心机组成。在喷管中增设加力燃烧室，则成为加力涡轮喷气发动机。涡轮喷气发动机喷射气流速度高，如飞行速度在亚音速和低超音速范围内则发动机的推进效率比较低。
涡轮风扇发动机 核心机出口燃气在核心机后的涡轮中进一步膨胀作功，用于带动外涵风扇，使外涵道气流的喷射速度增加，剩下的可用能量在喷管中转变为高速喷流的动能。这两股气流同时产生反作用推力。通过外涵道的空气流量与通过核心机的空气流量之比称为流量比或涵道比。相同的核心机，涡轮风扇发动机的推进工质流量大、喷射速度低，所以推进效率高。大流量比的涡轮风扇发动机不仅起飞推力大、耗油率低，而且发动机噪声也小，是高亚音速旅客机理想的动力装置。超音速军用飞机采用小流量比涡轮风扇发动机，且带加力燃烧室，这种发动机称为加力涡轮风扇发动机。
涡轮螺旋桨发动机 靠动力涡轮把核心机出口燃气中大部分可用能量转变为轴功率用以驱动空气螺旋桨，由于螺旋桨转速较低，动力涡轮轴与螺旋桨轴之间设有减速器。燃气中的少部分可用能量（约10％）则在喷管中转化为气流动能，直接产生反作用推力。
涡轮轴发动机 工作原理与涡轮螺旋桨发动机基本相同，主要用于直升机上，也可用于飞机和其他航空器。由于在直升机上还有主减速器，所以涡轮轴发动机输出轴的转速比涡轮螺旋桨发动机高，它的减速器体积和重量都要小一些。输出轴伸出的位置比较灵活，可以从前面伸出，也可以向后或向两侧伸出。
说明：补充资料仅用于学习参考，请勿用于其它任何用途。
参考词条