动叶栅倒角对透平级气动性能的影响

对Aachen透平第一级动叶栅添加倒角结构,应用全三维黏性数值模拟方法,分析了级环境下动叶栅倒角对透平级性能和内部流场的影响.结果表明:过小的倒圆夹角会明显降低透平级效率,在叶栅加工中应给予足够重视;倒角结构降低了动叶根、顶处横向压差,气动负荷向动叶栅后半部分转移;动叶根部和顶部倒角对流场的影响主要分布于0%～55%和70%～100%叶高范围内,受倒角影响上、下通道涡向叶栅中部靠近,端壁处角涡强度增大,次流损失上升.      

基于全局气动优化方法的跨声速叶栅气动优化

提出了适用于叶栅三维气动设计优化的全局自动气动优化方法.对NASA Rotor 37转子叶栅进行了气动优化设计.利用该叶栅的试验数据校核了计算流体(CFD)程序的可靠性.以等熵效率最高为目标函数,在满足流量约束和总压比约束的条件下,完成了跨声速叶栅的气动优化设计.优化叶栅的等熵效率提高了1.66%,具有优秀的气动性能和变工况性能.优化结果表明,通过优化三维跨声速叶栅的型线和径向基迭方式,可以有效的减小跨声速叶栅的激波损失.      

涡轮多学科优化中的气动设计技术探讨

通过对涡轮多学科优化的分析,讨论了多学科优化中的气动设计技术.提出了基于叶栅特征参数和贝塞尔函数的二维叶栅参数化造型方法,并结合积叠轴的掠、弯形成三维复杂几何叶片成型技术.通过对气动优化过程中的数学模型分析,给出了一般要求的约束条件,并根据不同阶段的气动设计和约束条件提出了分阶段嵌套优化方法.针对三维气动计算,对商用软件CFX进行了二次开发,实现了三维计算的自动分网、建模、求解和后处理.最后,结合具体算例完成的优化设计结果表明,其涡轮效率提高了约2.3%,工作叶片数减少13.21%,叶片叶身总质量下降8.96%.      

基于NURBS曲线的轴流透平叶片气动 数值优化

通过搭建适用于轴流式透平叶片气动数值优化的设计平台,对某NASA透平级动静叶片进行等熵效率、流量相对变化、落压比相对变化的多目标寻优.该平台包括三个核心模块: 叶片的参数化造型、流场气动性能评估、优化策略.采用非均匀有理B样条(NURBS)曲线对叶片进行参数化拟合;针对叶片气动数值优化的多变量、多模态的特征,采用试验设计和遗传算法组合优化策略进行寻优.经过气动优化, 在设计工况点优化叶片性能较原始叶片有明显提高,为轴流式叶片的气动优化提供了可借鉴的措施.      

基于并行多点采样策略的串列叶栅多目标优化设计及分析

为了改善高负荷串列叶栅的设计质量,基于改进粒子群算法、Kriging模型的改进并行多点采样策略、物理规划方法三个模块,建立了一套多目标优化设计系统,该系统可以快速实现串列叶栅设计攻角和非设计攻角的多目标优化设计。为了减少多目标优化的计算量,该优化设计系统采用了物理规划方法将多目标优化设计问题转化为考虑设计者经验的单目标优化问题,并基于Kriging模型的改进并行多点采样准则实现了在一次迭代过程并行评价多个样本点的并行优化方法。应用该系统实现了一高负荷串列叶栅的多目标优化,优化后的串列叶栅在全攻角下的总压损失系数减小,静压升增加,在进口马赫数0.7的条件下,在攻角分别为-6°和3°时,总压损失分别降低21%和35%,证明了本文设计的多目标优化系统具有很好的实际应用价值。基于优化设计结果,分析了串列叶栅的5个造型参数:弯角比(TR)、弦长比(CR)、后排近似攻角(KBB)、轴向重叠度(AO)和节距比例(PP)对串列叶栅设计攻角和非设计攻角性能的影响,研究发现大的PP (约为0.9)和负的KBB (约为-6°)有助于串列叶栅实现较优的设计攻角性能,减小串列叶栅前排叶型的负荷,可以改善串列叶栅非设计攻角的性能和扩宽叶栅的稳定工作范围。     

多级轴流压气机静子三维造型优化设计

以Isight为优化平台,通过集成三维造型程序、CFD计算程序与多岛遗传算法,搭建了一套三维造型优化设计系统。以高效高负荷多级轴流压气机的前两级为研究对象,针对第一级静子根区存在的角区分离,对其50%叶高以下的3个主要叶片造型控制参数的径向分布形式进行了优化。结果表明:优化叶型有效削弱了第一级静子的角区分离,根部区域的总压恢复系数最大增加了1.8%,且改善了级间匹配,提高了压气机效率。     

基于响应面法的可靠性稳健设计优化

针对极限状态函数和结构性能函数为隐式的结构可靠性稳健设计优化问题,将结构性能稳健性、可靠性灵敏度稳健性与6σ稳健设计思想相结合,建立了一种基于响应面法的可靠性稳健设计优化模型并给出了具体算法.采用多项式拟合结构性能函数和极限状态函数,推导了基于响应面函数的1阶可靠度指标以及性能函数均值和均方差的计算方程;将结构可靠度作为基本约束条件,采用序列二次规划法得到稳健设计优化结果.运用该方法对某涡轮叶片型线进行设计优化,经过优化后,静、动叶的动能效率均值分别提高1.5%和6.4%,动叶片最大应力均值下降7.9%,动叶叶身最大变形均值下降5.6%,动叶片结构强度可靠度由初始的91.3%提高到了99.9%.      

基于双循环的涡轮叶冠多学科设计优化

针对经典的多学科设计可行方法(MDF)的低效率问题,开展了利用可变复杂度建模方法改进MDF策略的研究.以涡轮叶冠为对象,综合考虑优化精度和优化效率,利用响应面方法近似高精度分析,简化计算难度,提高优化效率;合理引入可变复杂度建模方法,通过双循环结构优化策略周期性地调用高精度分析更新响应面方程来保证优化精度.基于双循环的涡轮叶冠多学科优化设计(MDO)表明,优化设计目标降低了1.4%,明显好于经典MDF策略(0.97%),整个优化策略共耗时2h39min,仅是经典MDF的优化时间的1/3.     

基于参数敏感性的涡轮平面叶栅多目标优化设计

涡轮叶片平面叶栅优化方法借鉴已有研究成果,综合考虑了造型方法、性能评估方法、优化方法三个关键环节,在i SIGHT平台下完成了叶栅优化过程集成,建立了适合工程应用的涡轮叶栅多目标优化设计系统。以高压涡轮导叶中截面为例,从参数敏感性、反设计及多目标优化三个方面,对优化方法进行了较为深入的分析。结果表明,该方法可快速有效地优化涡轮叶栅流场和性能。     

大膨胀比向心涡轮多学科优化设计及敏感性分析

向心涡轮内部流动复杂,功率密度大且结构限制严,因此,向心涡轮的设计必须考虑到气动、强度、结构等多学科间的耦合问题。采用多学科优化策略是提升向心涡轮气动效率和安全可靠性的一种可行途径。基于向心涡轮结构特点,发展了通用的向心涡轮三维参数化造型方法。耦合多目标优化算法和向心涡轮三维参数化方法,建立了向心涡轮多目标多学科优化设计体系。以频率为约束,以提高总静效率、降低叶根最大应力为优化目标,开展了向心涡轮的多学科优化设计。优化后,在避开所有危险共振频率的前提下,就单一性能指标而言,涡轮级的总静效率最高可提高1.35%,叶根最大当量应力最高可降低12.54%。进一步,对设计空间开展了敏感性分析,揭示了对性能指标影响显著的设计变量,阐明了关键设计变量对性能指标的影响机制。     

非均匀有理B样条曲线及节点插入算法在透平叶片优化设计中的应用

将非均匀有理B样条(NURBS)曲线及节点插入算法应用到透平叶栅的二维参数化造型,可以兼顾造型参数的实际物理意义和型线调节的灵活性;将控制点可调的NURBS曲线应用到三维叶片积叠线造型,能够构造任意形状的弯、扭、掠叶片.在此基础上搭建的透平叶片三维气动优化平台,将参数化造型、网格自动划分、流体计算并行求解集成在一起,应用实验设计和响应面分析方法进行多目标寻优.对某单级实验透平分别进行单排叶片和整级优化后,单排叶片总压损失降低了0.57%;单级绝热效率提高了0.8%.      

NURBS曲线及节点插入算法在透平叶片优化设计中的应用

将NURBS曲线及节点插入算法应用到透平叶栅的二维参数化造型,可以兼顾造型参数的实际物理意义和型线调节的灵活性;将控制点可调的NURBS曲线应用到三维叶片积叠线造型,能够构造任意形状的弯、扭、掠叶片。在此基础上搭建的透平叶片三维气动优化平台,将参数化造型、网格自动划分、CFD并行求解集成在一起,应用实验设计和响应面分析方法进行多目标寻优。对某单级实验透平分别进行单排叶片和整级优化后,单排叶片总压损失降低了0.57%;单级绝热效率提高了0.8%。     

基于人群搜索算法的Dykas汽轮机叶栅型线重构

针对汽轮机叶片智能优化设计中的叶片参数化建模与型线重构问题,首先基于三次Bezier曲线推导了叶片型线的坐标方程,根据叶片基本几何参数实现了汽轮机叶片型线的参数化表达。在构建的参数化模型的基础上,根据已知的叶型坐标点数据,采用人群搜索算法(SOA)重构实际汽轮机叶片型线,并通过叶型重构算例对SOA和粒子群算法(PSO)进行了对比分析。结果表明：基于Bezier曲线构建的参数化型线光滑性好质量高,所提方法可以任意修改叶型几何参数并再生模型,实用性较强且效率较高。基于SOA优化算法的叶片型线重构方法可以准确重构Dykas汽轮机叶片型线,且SOA重构叶型的方法收敛速度快、收敛结果更稳定,为汽轮机叶片优化设计奠定基础。     

涡轮转子径向变形多目标协同稳健性优化

考虑到涡轮转子径向变形对涡轮叶尖径向间隙以及篦齿径向封严间隙的影响,提出涡轮转子径向变形多目标协同稳健性优化方法。利用基于Kriging模型的分布式协同响应面法(DCRSM)分别建立涡轮转子和涡轮篦齿的参数与径向变形间的响应面模型,并求解单目标下的稳健最优解。采用理想点法建立涡轮转子和篦齿径向变形多目标协同稳健性优化模型,并进行多目标协同稳健性优化求解。优化结果显示:提出的多目标协同稳健性优化方法与单目标稳健性优化方法相比涡轮转子和篦齿径向变形量的标准差分别降低了2.6%和4.9%。提出的方法为涡轮转子参数设定提供一定的参考。      

涡轮榫头/榫槽的结构优化设计

建立了一个涡轮榫头/榫槽的一体化结构设计优化系统.在此优化系统中,采用榫头/榫槽间隙配合的参数化建模方法.利用ANSYS对结构进行非线性接触分析,基于二次开发实现了目标函数以及其他相关结果的自动提取.采用多岛遗传及二次序列规划算法对优化空间进行寻优,在满足几何约束和强度约束的条件下,优化降低了最大拉应力值和当量应力值.实例分析结果表明,一体化优化设计使涡轮叶片、叶盘性能得到明显的提高,所建系统稳定、高效,具有应用于工程实践的可行性和可靠性.      

多级涡轮多目标气动优化设计流程

在准三维设计基础上,采用多目标优化设计方法,给出一个多级涡轮气动优化设计流程,优化联合采用人工神经网络和遗传算法,流场计算采用全三维粘性流N-S方程求解。此优化设计流程有三个特点:针对每列叶栅的气动特性进行局部优化;各列叶栅反复多次优化;粗细网格交替使用。并采用此设计流程对一三级涡轮进行优化设计,效率提高1%,说明此方法可以有效的用于多级涡轮气动优化设计。     

Research on disruptive design pre-identification in the preliminary design phase of aero engine flow pass multidisciplinary optimization

In aero engine design, determining whether the preliminary design will have disruptive effects on the detailed design is the key to multidisciplinary design optimization in the preliminary design stage. In order to adapt to the non-orthogonal parameter value range caused by the self-constrained parametric modeling method, a non-orthogonal space mapping method that maps the optimal Latin hypercube sampling points of the traditional orthogonal design space to the non-orthogonal design space is proposed. Based on the logical regression method in machine learning field, a kind of feasible domain boundary identification method is employed to identify whether the sample spatial response meets the relevant criteria. The method proposed in this paper is used to identify and analyze the key technologies of the high-pressure turbine mortise joint structure. It is found that the preliminary design of the aero engine may lead to the failure to obtain a mortise joint structure meeting the design requirements in the detailed design stage. The mortise joint structure needs to be pre-optimized in the preliminary design stage.     

涡轮盘/榫整体结构优化设计方法

考虑到榫联接和轮盘子午面在结构设计时的相互影响,针对典型的枞树型榫联接,提出了通用的榫联结构/轮盘子午面分步优化设计、总体协调的涡轮盘/榫整体结构优化设计方法.基于ANSYS优化平台及参数化建模技术,筛选了优化设计变量,以涡轮盘/榫整体结构总质量最小为优化目标,以涡轮盘/榫联结构关键应力为约束,建立了涡轮盘/榫整体结构优化设计的数学模型.通过对某型发动机涡轮盘和榫联结构设计方案进行结构优化设计,在满足所有几何约束及强度要求的条件下,二齿及三齿盘/榫结构优化后总质量都有明显降低,说明涡轮盘/榫整体结构优化设计方法的合理性;且二齿盘/榫结构的总质量较三齿盘/榫结构明显减小,榫槽底部最大第一主应力也明显降低.任意榫齿数可选的通用涡轮盘/榫整体结构优化设计方法及平台可适用于不同涡轮的结构设计,具有较强的工程实用性.