小展弦比涡轮叶片的弯曲优化设计

该文重点讨论弯扭叶片设计方法在小展弦比的涡轴发动机涡轮叶片设计中的应用,旨在通过多方案的弯曲设计分析具有强二次流动的涡轮叶片的弯曲优化所能带来的气动性能改善和流场结构变化。给出了弯高固定而弯角不同的14个叶片弯曲设计方案。通过数值模拟计算分析了这些方案中总压比和流量,初步得出在该叶片设计中反弯设计要优于正弯和直叶片设计,且反弯15°方案为最优方案。根据密流沿叶高分布图分析了正弯、直和反弯叶片情况的下端区和中间区域的通流能力变化。结合叶片壁面极限流线图和静压分布,可发现反弯情况下造成的反向C型压力分布使得端区流动不但没有改善反而恶化,但是中间区域的低能流体却大大减少,从而总体损失得到减少。从出口截面的总压分布也可看出通道涡尺度变大,造成端区总压损失较大。     

展弦比对某跨音速风扇性能影响的数值研究(英文)

使用数值模拟方法,对比研究了三个采用不同大小动叶展弦比设计得到的高负荷跨音速风扇的性能.设计方案选择的动叶展弦比分别为0.937,0.871,0.804.计算结果表明,动叶展弦比大小对风扇性能影响显著.采用较大展弦比设计的风扇具有更宽广的流量范围,但是最高效率点偏低,而且总压比范围较小.通过流场分析揭示了转子展弦比的变化会影响到气动负荷在叶展方向的分布规律.使用较大展弦比设计时,动叶顶部激波损失增加,通流能力下降.     

基于圆柱面的高负荷叶型设计方法研究

与平面相比,圆柱面能更好地近似涡轮通道内流体流动的路径.因在圆柱面上定义、修改叶型的需要,发展了一种新的三维叶型设计方法.同时探讨了不同于传统二维平面叶栅流场计算方法的三维曲面叶栅流场计算方法.设计与数值模拟结果表明,该方法能快速、高效、可靠地设计出理想的叶型.     

航空发动机涡轮流动及噪声数值模拟

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...     

低雷诺数下小展弦比机翼绕流的实验研究

应用粒子图像速度场仪（PIV）和烟线两种流动显示技术,测量低雷诺数下小展弦比机翼粘性绕流的流场.风洞实验结果表明,弦长雷诺数为1.8×10⁴,机翼处于5.0°攻角时,展向中间截面出现了层流分离,翼型后缘产生“驻留涡”.随着机翼攻角的增大,分离涡向翼型前缘迁移.当攻角增大至12.5°时,分离涡覆盖整个翼型上表面,翼型完全失速.此外,2种流动显示技术在同一工况下得到的实验结果较一致.将2种流动显示技术相结合,丰富了流场信息,能够更好地反映低雷诺数下小展弦比机翼粘性绕流的流动现象.     

涡轮基组合循环发动机进气道设计

采用等激波强度的方法,考虑进气道的气动性能和进气道前体斜板的调节规律。对高超声速涡轮基组合循环发动机的二维混压式几何可调进气道的设计进行了探索。控制进气道喉部出口马赫数的大小,给出了三斜板内外混合压缩进气道设计点的几何尺寸和非设计点的斜板调节规律。运用二维CFD数值计算手段,通过求解欧拉方程,对所设计进气道在不同飞行条件下的流场进行了计算。计算表明,设计的进气道结构简单,附加阻力小,总压恢复系数高,低速起动性能好,调节规律容易实现。     

波纹度偏差对高负荷压气机叶型的影响

基于对压气机叶片局部加工质量的分析,针对描述波纹度的关键参数,提出了描述波纹度加工偏差的正弦函数数学模型。该模型针对叶片加工型面存在的“微小波纹”现象,用幅值、频率和初始相位高效直观地体现了波纹度的波纹高度、波纹宽度和波纹初始相位参数。以某发动机高负荷叶型为对象,采用数值模拟手段研究了波纹度偏差关键几何参数对压气机高亚声速叶型气动性能的影响规律及机理。结果显示：在波纹宽度与起始相位相同的前提下,攻角范围会随着波纹高度的增加而减小,叶背局部波纹高度增加会导致流动损失增加;加工质量差的波纹高度大且波纹宽度小的叶型性能退化最严重,Ma=0.8时损失系数相较于设计叶型至少升高24.2%。根据文中结果对现有加工工艺提出两点建议：其一,叶背波纹高度较小和波纹宽度较大,若能保证其中之一,能使得叶型性能下降程度不显著;其二,可根据叶型的低损失攻角范围选择性接受叶背起始加工偏差状态。     

高负荷轴流式电辅助增压器的初步设计与性能研究

为解决增压发动机涡轮迟滞效应所带来的环境和操纵性问题,从实际使用角度出发,参考国内外的设计技术标准,采用轴流压气机的形式,为大功率发动机设计了一款在设计工况点流量为0.53 kg/s、总压比为1.3、等熵效率为86.95%的电辅助增压器.通过全三维数值模拟方法,对电辅助增压器的性能进行计算,得到流场细节和设计转速下的性能曲线,并对设计工况点和近失速工况点的流动状态和造成流动损失的原因进行分析.     

涡轮叶栅叶顶间隙泄漏流动实验研究

针对一种高负荷涡轮叶栅,利用低速矩形叶栅风洞实验研究叶顶间隙泄漏流动．研究了不同叶顶间隙和不同来流冲角情况下,涡轮叶栅的流场结构和气动性能．研究工况包括无间隙,0.5%、1.0%、1.5%叶高间隙和±10°、±5°、0°冲角．通过五孔探针获得矩形叶栅出口截面上总压、气流角以及速度分布;通过叶片表面开设的静压孔,获得叶片中部以及靠近叶顶截面的叶片表面静压分布．实验结果表明:叶顶间隙的存在增强了叶栅顶部的二次流动,恶化了上半叶展的流动状况,涡系结构发生了改变．随着叶顶间隙的增大,叶栅总压损失增加,气流偏转不足/过偏现象加剧;随着冲角的增大叶栅总压损失增加．     

铁路编组站高负荷解决措施探讨

随着经济快速发展，铁路编组站长期处于高负荷运行状态。本文针对改编作业量频繁、车流的不均衡，折角车流等影响铁路编组站通行能力主要因素进行分析，并提出了解决措施，从而有效提高编组站通行能力。     

大展弦比复合材料机翼的突风响应

大展弦比复合材料机翼受到的载荷主要来源于突风,较大的突风响应会影响飞机的飞行性能和安全性.为此建立了大展弦比机翼突风响应的分析方法.对于离散突风,通过时间积分得到响应的时间历程;对于连续突风,由频响函数求得响应的功率谱密度.以某机翼为例进行了数值计算,得到了不同突风速度、不同铺层角下,机翼的突风响应.结果表明,对于离散突风,翼尖的最大加速度和翼根最大弯矩都随突风速度的增加而增加,铺层角对翼尖处的最大加速度影响不明显,但对翼根弯矩有较明显的影响;对于连续突风,随着铺层角的增加,翼尖响应的均方值有明显的增加.     

大型风电长叶片气动外形的高效低载三维设计

海上风力机等大型风电设备叶片较长，所承受气动载荷较大，易产生变形，影响气动性能和运行稳定性。针对这一问题，以美国NREL实验室的5 MW大型风电叶片为例，对其进行以各截面翼型形线、安装角及额定功率下桨距角为设计变量的高效低载三维优化。优化基于动量叶素理论和多岛遗传算法，以叶根弯矩最低和风能利用率最大为优化目标，并将优化叶片与原始叶片于变桨、变风况下的气动性能进行对比。结果表明：在设计工况下，相较于原始叶片，优化叶片在保证高气动效率的同时叶根弯矩降低了5%；变风况条件下，变桨前优化叶片的风能利用率平均提升了1%，叶根弯矩平均降低了5.8%，变桨后优化叶片的叶根弯矩平均降低了4%。     

低噪声排风扇叶片的设计和研制

介绍采用修改后的stratford压力分布而设计的大攻角失速高升力特性翼型应用到500mm型排风扇叶片设计和研制中．试验结果表明：该台A声级噪声为58分贝，排风量比原来的排风扇风量大4％，A声级噪声比原来的排风扇噪声均下降15dB．     

几何特征对高深宽比微结构零件注射成型充填深度的影响

采用基于Navier-Stokes运动方程开发的Moldflow MPI 6.0软件,以聚甲基丙烯酸甲酯 (PMMA)材料为对象, 在型腔压力为100 MPa、熔体温度为250 ℃、不同模具温度下,研究零件几何特征(微结构所在位置、微结构形状、微结构截面尺寸、微结构深宽比和微结构型腔截面尺寸)对微结构充填深度的影响.研究结果表明:微结构与型腔末端间距越小,充填越深,但当微结构与型腔末端间距超过某一值时,微结构充填深度与其位置无关;微结构倾角越小,充填越深;微结构截面尺寸越大,充填时熔体所受阻力越小,充填越深;型腔截面尺寸与微结构尺寸相差越小,越有利于微结构充填;微结构充填深度与其深宽比无关.     

涡轮增压器叶片高低周疲劳寿命特性分析

转子是涡轮增压器高速旋转部件,在运行中承受高低周疲劳载荷,其安全运行尤为重要.为获得涡轮增压器叶片的高低周疲劳寿命,通过改变高低周疲劳中高周应力比和单个复合疲劳载荷块中的高周频率,分析疲劳寿命特征,建立了基于Miner理论的寿命评估模型,利用此模型分析得出160 000 r/min转速下涡轮叶片的高低周复合疲劳寿命.通...     

200MW汽轮机的大负荷滑停运行

针对200MW汽轮机在常规滑参数停机时,在低负荷滑降时汽缸温度比较高,滑停时间较长,锅炉低负荷时须投油稳燃等问题,通过对大负荷滑参数停机的技术分析及与常规滑参数停机的比较,得出了采用大负荷滑参数停机方法,成功的解决了常规滑参数停机中存在的问题。     

大高宽比隔震结构地震反应预测理论

针对大高宽比隔震结构体系,提出了两质点系剪切型简化计算模型、高宽比影响系数的概念和计算式．基于剪切型简化计算模型和高宽比影响系数,建立了大高宽比隔震结构最大加速度反应、隔震层位移反应、上部结构层间剪力等地震反应预测理论．对一栋高宽比为5.01的隔震结构进行了地震反应预测,结果表明本文提出的地震反应预测理论具有较高的计算精度．     

小长径比张开式尾翼弹气动力三维数值模拟

基于有限体积法计算了一种具有小长径比、大展弦比张开式尾翼弹在有攻角超声速粘性流动时的气动特性,分析了该弹周围的流场特性。研究结果表明,该尾翼弹的阻力系数和升力系数均随着马赫数增大而减少,随攻角增大而增大,且呈线性变化;当马赫数从2增大到4时,攻角从4°增大到12°,压心位置变化范围占全弹长的10.3%。     

静动态压缩下千枚岩长径比效应影响研究

为了研究长径比效应对层状千枚岩力学特性、能量耗散及破坏模式的影响,文中选用4种倾角（α=0°、30°、60°、90°）下不同长径比（L/D=0.5、0.6、0.8、1.0、1.2、1.6、2.0）的千枚岩分别进行了静载单轴压缩和分离式霍普金森杆（SHPB）试验。结果发现,静载压缩试验条件下,不同倾角下千枚岩随长径比的增大,峰值强度和峰值应变均减小。通过单轴动态压缩试验,发现4种层理倾角千枚岩动态抗压强度与试样长径比呈二次函数关系,随着长径比的增加,动态抗压强度出现一个峰值后逐渐降低;千枚岩峰值应变与试样长径比呈指数函数关系下降;对动态冲击压缩试验进行能量分析,发现不同工况的千枚岩在同一冲击气压下,入射能、反射能、透射能均呈现出先缓慢上升再快速上升最后趋于稳定的三段式变化;随着试样长径比增大,千枚岩反射能比先增大后减小,透射能比先减小后增大;采用能量比值法进行对比分析,发现在长径比L/D=1.2时,千枚岩的反射能比达到最大,透射能比达到最小;对千枚岩的宏观破坏模式进行分析,发现动态冲击压缩下千枚岩的宏观破坏模式受长径比影响较大,长径比越小破坏越完全;长径比越大,破坏越不充分。     

高低周复合疲劳工况下汽轮机转子钢寿命模型

高周疲劳和低周疲劳交互作用产生的高低周复合疲劳会引起汽轮机转子钢10Cr-1Mo-1V的快速失效.研究了高低周复合载荷下10Cr-1Mo-1V钢的应变-寿命特性,通过分析应变比-寿命比的关系,提出一种研究高低周复合疲劳寿命的新方法.通过引入四种材料的高低周复合疲劳实验数据,用于不同工况下模型的验证与分析.结果表明,所提...