涡轮典型部件冷热态尺寸换算的方法研究

涡轮叶尖间隙影响发动机的性能,涡轮典型部件的冷、热态尺寸换算是间隙设计的重要内容。本文介绍了涡轮部件冷、热态尺寸换算原理,并应用优化设计方法对某涡轮叶片的冷、热态尺寸换算进行了分析,比较了优化算法与简化算法的结果。比较结果表明,优化算法的结果是合理的,此方法是可行的。最后,将优化算法应用于某涡轮盘的冷、热态尺寸换算．成功地解决了该部件的冷、热态尺寸换算问题。     

涡轮典型部件冷热态尺寸换算方法研究

应用优化设计的方法,将涡轮典型部件的热态尺寸换算到冷态尺寸,并对某型发动机涡轮叶片进行了分析;对优化算法与简化算法的结果进行了比较,同时将应用于涡轮盘的冷、热态尺寸换算,解决了涡轮典型部件冷、热态尺寸换算问题。     

航空发动机综合飞行换算率的确定

为实现国内某型现役军用航空发动机寿命控制与管理，基于实测飞行剖面和任务混频，研究建立了军用航空发动机综合飞行换算率的确定算法和计算流程。考虑温度对材料强度的影响，将应力剖面向同一温度折算，综合应用雨流计数方法、古德曼方法和线性累积损伤方法，加权计算得到了国内某型现役军用航空发动机同时适用于压气机部件和涡轮部件的飞行任务换算率；基于工厂交付试车、部队地面试车、最坏发动机系数和削顶因子等因素，对飞行任务换算率进行修正，计算得到了国内某型现役军用航空发动机综合飞行换算率。工程应用表明，计算得到的综合飞行换算率准确合理，工程适用。     

基于过渡态测试数据的高压涡轮盘瞬态热分析模型优化方法

为了提高发动机高压涡轮盘瞬态温度场的分析精度,提出利用试车过程中旋转部件过渡态壁温测试数据的高压涡轮盘瞬态热分析模型优化方法。引入自适应模拟退火（ASA）优化算法,将典型位置处温度计算值与测试数据之间的均方根误差最小为优化目标,建立了过渡态热分析计算模型优化方法,实现了高压涡轮盘瞬态热分析模型的自动优化。以高压涡轮盘实际历程下壁温测点数据为基准,开展瞬态热分析模型优化及验证。结果表明：优化后热分析模型的节点温度计算值随时间的变化曲线与实测温度变化趋势吻合良好,且在全时间域内高压涡轮盘典型位置处瞬态计算壁温与测试值的平均偏差为11 K,最大偏差为15 K,满足工程计算的精度要求。算例表明高压涡轮盘瞬态热分析模型优化方法在提升温度场修正计算效率的同时具备较高的计算精度。     

航空发动机涡轮叶尖间隙损失的统计设计

应用数值计算方法对发动机涡轮叶尖间隙引起的涡轮效率损失进行了分析，结合计算机辅助公差设计，提出了基于涡轮叶尖间隙损失的间隙尺寸和公差优化设计方法。以制造成本和涡轮效率损失最小为优化目标函数，采用Monte Carlo随机模拟法和基因遗传算法，分析计算了涡轮间隙尺寸公差和装配组成环的尺寸公差分配。     

基于封严间隙的涡轮盘篦齿综合优化设计

为了降低涡轮盘级间封严发生碰摩的风险,同时保证封严效率不降低和涡轮盘质量不增大,对涡轮盘结构进行优化设计。利用有限元法对稳态下涡轮篦齿径向间隙进行确定性分析,结果表明:3道篦齿的间隙不同;以灵敏度分析的方式确定影响篦齿间隙与涡轮盘质量的关键尺寸,并将其作为优化的设计变量;综合考虑载荷、材料性能、尺寸参数的不确定性和转子不平衡振动进行间隙概率分析,发现第3道篦齿有碰摩的风险;建立以减小前2道篦齿间隙、增大第3道篦齿间隙和不增加涡轮盘质量为约束条件的综合优化模型,并用NSGA-II算法进行计算。优化结果表明:篦齿发生碰摩的风险降低了99.07%,涡轮盘质量减小了0.73%,在不同压比下流量系数减小了5.39%～6.01%,证明该综合优化方法可行。     

燃气轮机涡轮叶顶间隙气热技术研究进展

涡轮叶顶间隙泄漏流动对其流道内气动损失、传热状况甚至总体效率都有较为明显的影响,是降低涡轮气热性能的关键因素之一。长期以来,叶顶间隙区域的流动传热机理及其气热控制一直是燃气轮机领域研究的一个热点和难点问题。鉴于此,从叶顶间隙泄漏流动机理及影响因素、间隙泄漏控制方法、叶顶传热冷却机理、影响因素与控制、叶顶间隙气热优化以及过渡态叶顶间隙变化规律及建模与控制等方面对国内外近十年来涡轮叶顶间隙气热技术方面的研究进展进行综述,并简要总结了叶顶间隙泄漏流的常用研究方法,包括流动传热试验与数值计算方法等。最后,对涡轮叶顶间隙气热技术的未来研究重点和发展趋势进行了展望。     

叶尖间隙对涡轮性能影响的试验研究

为了获取叶尖间隙对涡轮性能的影响规律,通过对某型发动机高压涡轮第1、2 级叶尖间隙的主动调控,进行叶尖间隙 对涡轮性能影响的试验研究。采用精密传感器对叶尖间隙进行测量,通过试验得到不同叶尖间隙下涡轮效率、换算流量、换算功以 及出口流场的变化数据。结果表明：第1、2 级叶尖间隙每增大1%,涡轮效率约降低0.58%～0.69%;存在1 个叶尖间隙变化对涡轮效 率影响较明显的敏感区;叶尖间隙变化对叶尖出口流场有明显影响。     

叶尖间隙对涡轮性能影响的计算与试验研究

采用电容型叶尖间隙测量系统,在国内首次对单级涡轮级性能试验状态下的转子叶尖间隙进行了实时测量,并利用获得的叶尖间隙热态试验数据,完善了涡轮转子叶尖间隙计算方法。同时,开展了变叶尖间隙的涡轮级性能试验,总结了叶尖间隙对涡轮性能的影响规律。另外,还对试验方案进行了数值模拟,并与试验结果进行对比分析,进一步研究了叶尖间隙对涡轮性能的影响。结果表明,电容型叶尖间隙测量系统具有较高的准确性,利用该系统有助于掌握叶尖间隙真实变化规律,提高试验安全;通过对叶尖间隙实时测量,可正确评估涡轮性能随叶尖间隙的变化规律,具有较高的工程应用价值。     

CFM56系列发动机高压涡轮面向维修的设计改进分析

分析了主动间隙控制活门漏油、高压涡轮叶片榫头裂纹、高压涡轮叶片腐蚀和高压涡轮冷却部件堵塞等四个典型故障的解决方法,总结出高压涡轮主动间隙控制系统、高压涡轮叶片、高压涡轮导向器及高压涡轮罩环的设计改进措施,为我国设计出维修性好和性能高的大涵道比涡扇发动机的高压涡轮提供了参考。     

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。      

涡轮转子H形叶片叶尖间隙测量

叶尖间隙是燃气轮机中的一个重要性能参数和安全监测参数。现代燃气轮机中采用H形凹腔冷却涡轮叶片,该叶片具有单叶片双间隙的特点。利用电容式叶尖间隙测量系统,通过改进算法,实现了H形叶片的叶尖间隙测量,并成功应用于H形叶片涡轮级性能试验。试验录取了三种不同设计间隙下的实际叶尖间隙变化数据,分析了叶尖间隙与涡轮性能之间的关系,并对试验中的转子异常运动进行了成功监测。     

An equilibrium multi-objective optimum design for non-circular clearance hole of disk with discrete variables

An Equilibrium Multi-objective Optimization Model(EMOM) with self-regulated weighting factors has been proposed for the optimum design of non-circular clearance hole on the front flange of turbine disk. In the ‘‘equilibrium design", both the stress decrease around the hole and the least hole's profile variation are considered, which balances two ambivalent design goals. Specific discrete variables are applied to realize the standardization design in the optimization process, in which a Surrogate Genetic Coding Algorithm(SGCA) is introduced, and a special check module is used to get rid of repeated fitness evaluation of the samples. The method offers an equilibrium design for the non-circular clearance hole of the turbine disk with great accuracy and efficiency.     

某型涡喷发动机状态空间模型的提取与修正研究

以某型单转子涡喷发动机为研究对象,在提取该型发动机状态空间模型的基础上,提出了单转子涡喷发动机状态空间模型的稳态及动态的修正算法,获得基于稳态及动态的修正模型.以阶跃输入响应对模型进行了检验,检验结果表明使用该方法修正的状态空间模型具有与原非线性数学模型完全一致的稳态及动态过程响应,解决了单转子涡喷发动机状态空间模型检验与修正的问题.     

低压涡轮的气动-声学三维数值优化: 倾斜导叶策略

 低压涡轮既是飞机进场着陆时发动机的重要声源,也是发动机中对效率要求很高的部件之一,为了实现低压涡轮低噪声的设计目标必须同时兼顾气动性能指标。研究给出了高效低噪声低压涡轮气动-声学三维优化的思路,即首先通过计算流体力学(CFD)定常计算评估三维设计变化对气动性能的影响;然后利用非定常CFD方法与三平面压力模态匹配(TPP)方法的结合来评估其降噪的效果与非定常气动影响;最后确定最佳的设计方案。以GE-E³(Energy Efficient Engine)低压涡轮末级为算例,数值模拟了导叶倾斜作为低压涡轮降噪措施的潜力。计算结果表明,正倾斜导叶角度小于19°时单级涡轮气动性能较直列叶栅要好,效率最大提高了0.3%。对单音噪声级的评估指出,正倾斜由于改变了导叶的尾迹特征,涡轮级噪声水平是增大的,因此不能作为有效的降噪策略。数值研究的结果表明CFD方法能够同时反映出叶片三维设计的细节变化对气动和噪声级的影响,可以作为三维气动-声学优化的手段。     

Active generalized predictive control of turbine tip clearance for aero-engines

Active control of turbine blade tip clearance continues to be a concern in design and control of gas turbines. Ever increasing demands for improved efficiency and higher operating temperatures require more stringent tolerances on turbine tip clearance. In this paper, a turbine tip clearance control apparatus and a model of turbine tip clearance are proposed; an implicit active generalized predictive control （GPC）, with auto-regressive （AR） error modification and fuzzy adjustment on control horizon, is presented, as well as a quantitative analysis method of robust per- turbation radius of the system. The active clearance control （ACC） of aero-engine turbine tip clear- ance is evaluated in a lapse-rate take-off transient, along with the comparative and quantitative analysis of the stability and robustness of the active tip clearance control system. The results show that the resultant active tip clearance control system with the improved GPC has favorable steadystate and dynamic performance and benefits of increased efficiency, reduced specific fuel consump- tion, and additional service life.     

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。