1) Multistage gas turbine
多级燃气涡轮
2) gas turbine
燃气涡轮
1.
Sensitivity analysis of controlling elements on a gas turbine performance test bench
燃气涡轮性能试验台的控制因素敏感度分析
2.
Considering volumetric effects,combined with modular modeling,a mathematical model for calculating the varying specific heat in gas turbines has been deduced.
结合模块化建模的方式,引入容积效应,推导了燃气涡轮变比热计算的数学模型。
3.
With the breakout of some key technologies, the traditional gas turbine engine will be improved greatly.
传统的燃气涡轮发动机仍具有巨大的发展潜力 ;随着超燃冲压发动机以及涡轮和火箭基组合循环发动机的应用 ,高超声速飞行将成为现实 ,并有可能迎来以高超声速空天往返飞行为标志的新的航空时代 ;脉冲爆震发动机、超微型发动机等新概念发动机必将登上历史舞台 ;新能源航空发动机将占据一席之地 ;航空动力技术将继续在人类科技发展和社会进步中占据重要的地
3) multi-stage turbines
多级涡轮
1.
The main conclusion is that,this approach doesn\'t affect the time average performance parameters and can also be applied to multi-stage turbines.
在实际叶片排几何模型不变的条件下,采用交接面周期性处理方法可大大缩小非定常流计算域,减小计算量,但该处理方法会给非定常流计算带来一些近似,通过某跨声速涡轮级三维粘流数值计算,分析和评估计算方法,结论是该方法不改变时间平均下的稳态性能参数,而且可用于多级涡轮非定常流计算。
4) 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。
5) compound turbine
复式涡轮机，多缸汽轮机;多缸燃气轮机
6) multiple turbine inter-stage burners
涡轮级间燃烧室
1.
In order to contrast the performance of the multiple turbine inter-stage burners turbofan(MTIBT) engine and the ordinary turbofan engine,we established performance simulators for MTIBT engine,ordinary turbofan engine and supersonic cruise missile respectively.
为了对比分析多级涡轮级间燃烧室发动机和常规涡轮喷气发动机性能,文中分别计算分析了多级涡轮级间燃烧室发动机和常规涡轮喷气发动机性能参数的变化规律,并对配装相同参数的多级涡轮级间燃烧室发动机和常规涡轮喷气发动机的某型超音速导弹进行了飞行性能模拟。
补充资料：燃气涡轮
将高温高压燃气流的能量转换为机械能的一种叶片机，简称涡轮，又称燃气透平。机械能以涡轮轴功率的形式输出，用来驱动燃气涡轮发动机中的压气机和其他附件（发电机、油泵等），在涡轮螺旋桨或涡轮风扇发动机上还用来驱动空气螺旋桨或风扇，在涡轮轴发动机上还用来驱动直升机的旋翼。
涡轮分为径向涡轮和轴向涡轮两类。
径向涡轮 燃气在径向涡轮中主要沿径向流动，径向涡轮由导向器、叶轮等部分组成（见图），一般用于小型燃气涡轮发动机或作为液压泵的动力。
轴向涡轮 在轴向涡轮中燃气主要沿轴向流动。燃气涡轮发动机多数采用轴向涡轮,因此,单独称"涡轮"时一般即指"轴向涡轮"。它由静子和转子两部分组成。静子又称导向器，转子又称工作轮。一排静子叶片和一排转子叶片组成一级涡轮。涡轮喷气发动机一般有1～2级涡轮。涡轮风扇发动机的涡轮一般为4～5级，多的可达6～7级。导向器叶片与大多数的转子叶片所组成的气流通道均是收敛形（出口面积小于进口面积）的，高温高压燃气首先进入导向器中膨胀加速，以接近或略大于当地音速的速度冲向转子叶片，使工作轮转动；燃气在转子叶片的收敛通道中继续膨胀，又给工作轮以驱动力，使工作轮高速旋转并输出功率，这种涡轮称为反力式涡轮。在少数燃气涡轮中，工作轮的叶片通道只使燃气改变流动方向而不膨胀加速，工作轮完全是由导向器流出的高速燃气所驱动，这种涡轮称为冲击式涡轮。在双转子发动机中，驱动风扇或低压压气机的涡轮称低压涡轮，驱动高压压气机的涡轮称高压涡轮。
在涡轮螺旋桨发动机和涡轮轴发动机中，为空气螺旋桨或直升机旋翼提供动力的涡轮称动力涡轮，它与驱动压气机的涡轮是分开的，故又称自由涡轮。高温高压燃气在涡轮中膨胀作功的同时，燃气压力、温度与密度逐级减少。涡轮的性能参数有：转速、燃气流量、燃气温度、膨胀比和效率。由这些参数决定涡轮的输出功率。涡轮进口燃气总压与出口总压之比称为涡轮膨胀比或涡轮落压比。当涡轮前燃气温度一定时，膨胀比越大则燃气通过涡轮作功越多；在膨胀比相同的条件下，燃气通过涡轮所作的机械功与理论上膨胀功之比称为涡轮效率，它反映燃气在涡轮中膨胀作功的有效程度。在各种工作状态下的涡轮的性能称涡轮特性。涡轮转速受到涡轮叶片叶尖切线速度的限制。一般为数千转至数万转每分。通过涡轮的燃气流量从数公斤每秒至一百多公斤每秒。涡轮前燃气温度受材料耐热性能的限制并与冷却措施有关,一般温度可高达1600～1700K，涡轮效率可达0.88～0.92。提高涡轮叶片和涡轮盘材料的高温强度和采取有效的冷却措施能够提高涡轮前的燃气温度，对于发展高性能的燃气涡轮发动机具有重要的意义。
涡轮分为径向涡轮和轴向涡轮两类。
径向涡轮 燃气在径向涡轮中主要沿径向流动，径向涡轮由导向器、叶轮等部分组成（见图），一般用于小型燃气涡轮发动机或作为液压泵的动力。
轴向涡轮 在轴向涡轮中燃气主要沿轴向流动。燃气涡轮发动机多数采用轴向涡轮,因此,单独称"涡轮"时一般即指"轴向涡轮"。它由静子和转子两部分组成。静子又称导向器，转子又称工作轮。一排静子叶片和一排转子叶片组成一级涡轮。涡轮喷气发动机一般有1～2级涡轮。涡轮风扇发动机的涡轮一般为4～5级，多的可达6～7级。导向器叶片与大多数的转子叶片所组成的气流通道均是收敛形（出口面积小于进口面积）的，高温高压燃气首先进入导向器中膨胀加速，以接近或略大于当地音速的速度冲向转子叶片，使工作轮转动；燃气在转子叶片的收敛通道中继续膨胀，又给工作轮以驱动力，使工作轮高速旋转并输出功率，这种涡轮称为反力式涡轮。在少数燃气涡轮中，工作轮的叶片通道只使燃气改变流动方向而不膨胀加速，工作轮完全是由导向器流出的高速燃气所驱动，这种涡轮称为冲击式涡轮。在双转子发动机中，驱动风扇或低压压气机的涡轮称低压涡轮，驱动高压压气机的涡轮称高压涡轮。
在涡轮螺旋桨发动机和涡轮轴发动机中，为空气螺旋桨或直升机旋翼提供动力的涡轮称动力涡轮，它与驱动压气机的涡轮是分开的，故又称自由涡轮。高温高压燃气在涡轮中膨胀作功的同时，燃气压力、温度与密度逐级减少。涡轮的性能参数有：转速、燃气流量、燃气温度、膨胀比和效率。由这些参数决定涡轮的输出功率。涡轮进口燃气总压与出口总压之比称为涡轮膨胀比或涡轮落压比。当涡轮前燃气温度一定时，膨胀比越大则燃气通过涡轮作功越多；在膨胀比相同的条件下，燃气通过涡轮所作的机械功与理论上膨胀功之比称为涡轮效率，它反映燃气在涡轮中膨胀作功的有效程度。在各种工作状态下的涡轮的性能称涡轮特性。涡轮转速受到涡轮叶片叶尖切线速度的限制。一般为数千转至数万转每分。通过涡轮的燃气流量从数公斤每秒至一百多公斤每秒。涡轮前燃气温度受材料耐热性能的限制并与冷却措施有关,一般温度可高达1600～1700K，涡轮效率可达0.88～0.92。提高涡轮叶片和涡轮盘材料的高温强度和采取有效的冷却措施能够提高涡轮前的燃气温度，对于发展高性能的燃气涡轮发动机具有重要的意义。
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参考词条