基于改进叠加法的变几何轴流压气机性能预测

压气机作为燃气轮机的核心部件,对燃气轮机及其热力循环的性能影响显著,准确预测压气机性能至关重要。该文基于通用级特性曲线,采用改进的逐级叠加法构建了一个变几何多级轴流式压气机性能预测模型。该模型针对现代重型燃气轮机压气机的变几何特点,提出了考虑入口导叶(IGV)和可变静叶(VSV)的压气机级特性计算方法。通过在引气级所对应的连续性方程中扣除引气量的方式,该模型还预测了级间引气对压气机性能的影响。与实验结果的对比验证表明：该模型不仅可准确地预测压气机整机性能及变几何结构、级间引气对压气机性能的影响,结果的相对误差最低可达0.450%,而且可得到压气机各级的几何参数和热力学参数,为后续开发压气机部件稳态和动态模型提供了基础。     

船用柴油机增压器喘振的计算与特性分析

为研究压气机喘振的特点和影响因素,在现有船用四冲程柴油机仿真模型基础上,对压气机系统的模型进行改进,建立可以预测压气机喘振动态特性的仿真模型,提出确定压气机非稳定工况特性曲线的方法.柴油机在变工况下压气机发生喘振的仿真计算表明:柴油机的进气流通面积减小会造成压气机喘振,流通面积越小,喘振周期越短;空气流经压气机的时间延迟会影响压气机喘振的振幅,但不会改变喘振的周期;柴油机进气管的容积对喘振的振幅无影响,但会改变喘振的周期.计算结果和实验数据基本吻合.     

压气机动应力测试的叶-盘耦合分析方法

为评估发动机压气机转子叶片的振动特性和工作可靠性,基于循环对称结构模态分析基本理论,建立了大叶片在轮盘装配条件下的耦合振动特性分析方法。以压气机某级为研究对象通过循环对称建立叶-盘耦合结构有限元模型,得到叶-盘系统在静态和工作转速下的模态及应力分布,并通过与实验结果的对比验证了该方法的可靠性。利用Campbell图确定了叶片的危险转速,并评估特定转速下系统频率裕度,为压气机工作叶片动应力测量提供数值仿真技术支撑。     

跨音速压气机非设计点性能预测

基于二维流线曲率法数学模型,参考公开发表的研究成果,拓展了一种适应于跨声速压气机的损失和落后角模型,并考虑3D和雷诺数的修正,对轴流跨音速压气机转子NASA Rotor37进行了数值计算,得到了设计点与非设计点的特性曲线,并与实验数据进行了对比和分析.结果表明,该方法能较好地预测轴流压气机特性和参数分布,可为压气机的设计和优化提供参考.     

轴流压气机三维流场数值模拟

使用商业软件Numeca对某型轴流压气机进行三维数值模拟计算,采用Spalart-Allmaras湍流模型,运用隐式残差光顺法、多重网格法以及当地时间步长加速收敛技术缩短计算周期,得出了设计转速下的特性曲线,在此基础上进一步改变压气机出口参数来分析压气机叶轮发生失速喘振的原因,这对防止压气机失稳非常重要.然后对压气机内部流场进行了详细分析,得出了轴流压气机转子内部的流动参数分布规律,并指出造成压气机效率及压比损失的原因.     

改变几何参数对离心压气机特性的影响

离心压气机特性计算的目的是预估离心压气机在各种不同工况下的压比——流量曲线。本文所提出的计算方法是基于文献中介绍的半经验的叶轮损失模型以及作者提出无叶扩压器的环量计算方法,通过一个实例计算,并与试验进行比较,然后计算了不同几何参数的压气机特性。     

级环境下离心压气机扩压器叶片气动优化设计

在级环境下采用人工神经网络和遗传算法在对设计工况下的离心压气机扩压器叶片型线进行了优化,并采用数值方法对优化前、后离心压气机级的气动性能进行了对比分析.结果表明:在设计工况下,优化后的叶片扩压器静压恢复系数提高了11.7%,总压损失系数减少了21.12%,离心压气机级绝热等熵效率提高1.64%,达到了86.01%;非设计工况下离心压气机的气动性能也有显著改善;优化后离心压气机级在设计转速下喘振裕度有所提高,阻塞裕度略有降低.     

基于改进粒子群算法的轮胎模型参数两级辨识

为提高PAC89(Pacejka'89 tyre model)轮胎模型的辨识速度和辨识精度,采用加入自适应权重和自然选择性的粒子群算法,并将PAC89轮胎模型参数分为两级,依次进行辨识.以轮胎模型侧偏力曲线的辨识为例,轮胎模型中的刚度因子、形状因子、峰值因子、曲率因子、垂直和水平偏移率为一级参数,通过改进粒子群算法进行一级辨识得到;组成上述因子的特性参数为二级参数,通过改进粒子群算法进行二级辨识得到.一级辨识收敛时的迭代次数小于40,二级辨识收敛时的、迭代次数在100左右,通过实验数据与辨识模型的对比得出平均相对残差为1.6961％.辨识结果表明,采用改进粒子群算法分两级对PAC89轮胎模型进行辨识的方法,能够在保证模型精度的同时提高辨识速度,是一种有效的多参数辨识方法.     

高阶FDTD方法在三维散射问题中的应用

从麦氏方程出发,详细推导了三维情形下散射问题中高阶FDTD方法的迭代公式,并实现了该方法对应的高阶PML吸收边界条件;在此基础上,对传统近远场外推公式进行了改进,将三次递归多项式理论与传统外推方法结合,提出了高阶外推方法,并将所作的改进对三维导体和介质目标的电磁散射特性进行了数值验证.     

成对排序本体学习算法

本体作为一种结构化数据模型已广泛应用于知识表示和信息处理,并成为近几年计算机领域的研究热点.提出基于成对排序学习方法的本体相似度计算和本体映射算法,利用Mahalanobis距离函数得到计算模型,通过梯度下降策略得到模型的最优解,从而将本体图或多本体图中的顶点对映射成实数来表示它们的相似程度.通过两个实验表明,新算法对特定的应用领域具有较高的效率.     

基于动力方法的改进杆件轴力识别

在针对杆系结构中轴力杆或者索缆结构中的短索所提出的识别边界不确定的杆件轴力的解析方法基础上,提出了一种改进的轴力识别方法.首先,采用修正的Timoshenko梁理论,充分考虑转动惯量、剪切变形、剪切变形引起的转动惯量和传感器质量对结构动力特性的影响,建立改进的动力方程;然后通过Matlab软件进行数值模拟,提取某杆件的前五阶频率和模态参数,以此构建特征方程进而识别杆件轴力,从4个方面分析了修正Timoshenko梁理论相对传统Timoshenko梁理论识别精度提高的原因;最后通过实验数据验证了该方法的精确性和适用性.这种改进方法的优点在于无须事先假定边界条件,仅知传感器之间的相对位置即可实施,因而适用范围较广.     

多级轴流压气机失速边界预测方法研究

对Ｃ．Ｃ．Ｋｏｃｈ所提出的计算轴流压气机失速压计升能力的方法加以改进，提出改进的预测失速流量的半经验准则，并对２台１０几级轴流压气机的多条转速线进行了计算，与实验结果相比，吻合良好，符合工程应用要求。     

Unsteady cooperative flow type in the axial compressor

For increasing the performance of the axial compressor, a method for realizing unsteady cooperative flow type is proposed in this paper as a critical objective in the new generation of the axial compressor design system. Unsteady excitations were utilized to trigger the transformation from the unsteady natural flow pattern into the unsteady cooperative flow pattern, resulting in increment of aerodynamic performances of axial compressor. Numerical simulations show that distinct positive effect can be obtained for the 2D cascade in a wide range of subsonic working conditions. No positive effect can be observed under the 2D supersonic working conditions and unsteady excitations have little influence on the flow field space-time structure. However, positive effect can be obtained under the 3D trans-sonic working conditions. In addition, engineering applications of unsteady cooperative flow type are discussed.     

民用大涵道比涡扇发动机性能分析

为了更加深入地了解民用大涵道比涡扇发动机的非设计点性能和引起性能参数变化的原因,通过模型民用大涵道比涡扇发动机为载体,采用部件法对其建模,然后对该模型进行仿真计算,研究了大涵道比涡扇发动机在给定控制规律下的转速特性、温度特性、速度特性和高度特性。结果表明,保持其他条件不变,增加发动机低压转子转速,耗油率先减小后增加,先减小主要因为单位推力增加,后增加主要由于油气比增加和涵道比减小,推力则不断增大;保持其他飞行条件不变,增加大气温度,在海平面时尾喷管中的气体都能完全膨胀,由于单位推力变化量较小,内外涵道空气流量减少较多,因此推力减小;研究速度特性时发现,随着飞行马赫数增加,单位推力减小是使耗油率增大的主要原因,马赫数小于0.8时,单位推力减小主导了推力减小,马赫数大于0.8时,空气流量增加较大最终导致推力增加;研究高度特性,对采取低雷诺数修正的高度特性进行研究;在高度大于11 000 m后,耗油率增加主要是由于低雷诺数导致部件效率降低进而引起油气比的升高,就压气机而言,高压压气机效率的下降大于低压压气机。     

叶顶间隙对压气机非设计转速气动性能影响的试验研究

为研究叶尖间隙对压气机非设计转速性能特性与稳定边界的影响,以某大涵道比涡扇发动机的十级高压压气机为研究对象,在高转速压气机试验器上开展了试验研究.采用精细化的级间参数测量,以揭示叶尖间隙影响多级压气机级间匹配的机理.结果 表明:叶尖间隙增大后,压气机非设计转速的流量减小、效率降低,且间隙对气动稳定性有显著影响,压气机的前面级未出现压比降低的情况,后面级做功能力明显降低,间隙影响主要集中在叶高80％截面以上,使得压气机更容易进入失速状态.     

轴流压气机可调静子叶片间隙泄漏流数值研究

为了探究轴流压气机前面级可调静子叶片部分间隙泄漏流对压气机性能和流场的影响,通过数值方法模拟某轴流压气机带有可调静子叶片的前面级1.5级流场,并详细分析了部分间隙泄漏流特征。数值仿真结果表明,相较带容腔原型算例,部分间隙使得压气机特性线往左下方偏移,设计点效率降低0.12%,近失速点效率降低1.83%,但喘振裕度提升6.4%;可见受到部分间隙泄漏流影响,静子叶片根部出口气流角明显增加;部分间隙泄漏流可以给吸力面根部角区低能流体充能,降低设计点端壁处的损失,降低近失速点吸力面分离涡的强度,提升喘振裕度;根部部分间隙造成叶片根部做功能力降低,但影响范围控制在5%叶高以内;部分间隙造成静子根部流场发生改变,使得设计工况点静子根部产生一条附着线,并形成闭式分离。     

涡旋压缩机排气过程的三维数值模拟计算

根据涡旋压缩机实际排气过程的特点,通过对物理模型的合理简化,建立了描述排气过程的准静态三维湍流流动数值模拟计算模型,对排气一周内不同动盘转角时刻中心腔内的流动分布及通过排气孔的流动进行了详细的数值分析.数值计算结果表明,涡旋压缩机工作腔内存在大量环流,沿着轴向在靠近排气孔0～10mm(型线高度为52mm)的范围内轴向速度很大,比同一截面内径向速度大一个数量级.从无量纲压力损失系数分布图得出,排气流动阻力损失主要集中在排气孔开启阶段,排气孔的开启特性对流动损失影响最为明显.在开设排气孔时应着重考虑孔的开启特性,纠正了目前开设排气孔面积越大越好的观点,为排气孔口的合理开设提供了理论依据.     

多级轴流压缩机总体性能预测模型的建立及其优化

在描述机内流动、各种损失与压升的物理模型的基础上,建立了多级轴流压缩机设计工况下性能预测模型,并以设计工况点的实测性能参数来确定模型中的修正系数组．在系数的确定中,建立了该预测模型的优化目标函数,并采用单纯形法得到了优化的修正系数组．由此建立的预测模型不仅可以很好地预测设计点的性能,同时也能较好地预测非设计工况的性能．通过比较某11级轴流压缩机性能预测数据与实际运行数据,表明了该预测模型具有良好的精度与工程应用可靠性。     

大型连续式跨声速风洞轴流压缩机故障分析与预测

大型连续式跨声速风洞是开展飞行器外形精确模拟、气动弹性评估和机体/推进一体化设计技术研究的重要地面试验设备,具备运行范围宽、动态指标要求高、系统组成复杂和投资规模巨大等特点。轴流压缩机是连续式跨声速风洞的动力源,被称为风洞的“心脏”,对风洞性能指标实现、安全稳定运行具有决定性作用。风洞轴流压缩机与工业轴流压缩机、航空压气机相比有其相似性,也有其独特性。系统分析工业轴流压缩机中常见的故障类型、诊断预警方法、故障处理方案和健康监测等,对大型连续式跨声速风洞轴流压缩机设计制造和运行维护具有重要的借鉴意义。通过分析国内典型轴流压缩机故障处理案例,结合大型连续式跨声速风洞轴流压缩机关键技术研究,为大型连续式跨声速风洞轴流压缩机研制提供了参考建议。