基于主动间隙控制系统的高压涡轮机匣试验

为研究某型主动间隙控制(Active Clearance Control,ACC)系统的工作特性,设计并搭建了高压涡轮机匣试验台。依据高压涡轮机匣的热环境分析结论,采用了控制温度的方式模拟热源。通过对该试验方案的误差分析及不同工况的重复性试验分析,对该试验方案进行了验证,并进行了有无ACC系统、不同热源温度下机匣温度场与位移场的测试。试验结果表明:在ACC系统未作用时,机匣径向热变形随温度增加近似线性增长,每升高1℃机匣径向热变形在3.5μm左右;在ACC系统作用时,温度场在周向出现"山峰"分布,位移场的周向不均度增大,最大周向不均匀度为335μm,并观察到壁面流区与泉流区呈现"IOI"状的交错分布现象。通过对不同工况下试验数据的分析,得出了ACC系统工作效率与机匣热变形率呈负相关的结论。     

高压涡轮机匣加强肋表面换热特性试验

针对高压涡轮叶尖间隙主动控制机匣的多层结构,重点分析了机匣内部加强肋和安装螺栓共同组成的基本换热单元,利用热膜法研究了加强肋表面的局部和平均传热系数,得到了不同进气状态、加强肋高度对传热系数的影响规律。研究发现:冲击靶面传热系数随着冲击雷诺数的增长而增大,但传热系数的增长速率随着冲击雷诺数的增大而缓慢降低。3排冲击射流工况中,靠近出流位置的加强肋表面平均传热系数最高。试验结果表明,加强肋表面的传热系数受到加强肋高度和冲击雷诺数耦合作用。在高雷诺数时,增加加强肋高度带来的换热强化效果更加明显。      

基于六西格玛设计的高压涡轮机匣优化设计

结合航空发动机高压涡轮机匣优化设计绿带项目,通过对高压涡轮机匣结构因素的优化,改善了转子与静子间的热匹配特性,保证了该型涡轮小叶尖间隙设计,阐述了六西格玛设计的方法和工具在航空发动机预先研究中的运用。通过应用客户需求分析、产品质量屋模型和试验设计分析等,确定了机匣的关键设计因子和传递函数,并通过仿真计算表明设计满足产品使用要求。采用的方法具有通用性,对航空发动机同类产品的六西格玛设计具有一定的指导作用。     

多层涡轮机匣内螺栓对换热特性影响的试验研究

针对叶尖间隙主动控制系统的高压涡轮多层机匣,研究了机匣内部斜向冲击高肋结构中,定位螺栓对机匣换热特性的影响规律。试验中改变孔平均雷诺数-Re(2543~7121)、螺栓直径与冲击孔直径比D d(2.67,4.13,5.33)、螺栓间距与冲击孔直径比S d(23.2,30.7,45.2)等参数,获得了不同工况下螺栓安装面局部和平均Nu数变化规律,并整理出对应的经验关系式。研究中发现,安装螺栓的存在,显著增强了机匣表面的局部换热效果,但是平均换热系数的提升幅度有限。研究结果表明,在本文试验参数范围内,当保持螺栓间距比不变时,增加螺栓直径可以有效强化机匣表面的换热系数,如当螺栓直径比D d由2.67增加到5.33时,螺栓周围机匣表面平均Nu数增加幅度达20%~30%。当螺栓直径比保持不变的工况中,螺栓间距比S d为30.7时机匣表面平均Nu数达到最大值,但是螺栓间距比参数对机匣表面换热系数影响相对较小,平均Nu数的变化幅度在10%以内。     

涡轮机匣热辐射-对流耦合换热特性数值计算与实验测试

开展了整环机匣的热辐射-对流耦合计算,获得了综合传热系数拟合关系式,并进行了实验测试验证。研究发现：封闭腔内,热辐射的存在大幅强化了壁面换热,辐射热流占总换热量比值可达90%以上。在3层机匣结构中,当发射率在0.3~0.8变化时,机匣沿径向方向上的温度梯度减小,主流区域的对流换热得到加强,半封闭区域对流强度降低。发射率为0.8时,外机匣流体侧壁面的辐射热流占总换热量的33.3%。     

基于熵产理论设计方法的多目标翼型优化

将熵产理论引入翼型的多目标气动优化设计,通过理论推导湍流流场熵产率计算公式,进而阐述熵分析方法在翼型气动优化中的作用。通过CST参数化方法对翼型进行参数化建模,并将多目标优化算法与CFD计算耦合起来,计算翼型升阻比和流场熵产率,建立一种以最大升阻比和最小熵产率为目标的翼型优化方法,进而得到优化翼型的Pareto解,并与传统翼型优化方法进行对比。与初始种群相比,优化翼型具有更优的气动性能,在升阻比提高的条件下,流场熵产率减少,能量效率提高。采用多目标遗传算法得到的非支配解集分布均匀,质量较高,设计者可以根据设计需要选择具有相对低熵产的一组翼型来改善空气动力性能。结果分析表明,本文所建方法具有较强的全局收敛性,具有一定的工程应用前景。     

气热耦合条件下涡轮静叶三维优化

为解决涡轮静叶尾缘烧蚀问题并提升气动效率,采用气热耦合优化的方法对该叶片进行优化,优化分为对叶型优化以及对弯叶片优化两部分。优化结果显示,对叶型进行优化时由于叶型变化以及冷气流量增加2.68%导致叶片平均温度降低4.15%,最高温度下降61.7K,气动效率提升0.17%;对弯叶片进行优化时,顶部正弯效果明显,冷气流量增加0.11%,叶片平均温度下降2.4%,最高温度下降10.6K,气动效率提升0.16%。通过分析,对于该径高比较小的叶片,无论是叶型变化还是弯叶片变化,低能流体由端区进入主流导致的端区损失降低和激波损失的降低是导致气动效率提升的主要原因;冷气流量加大以及端区二次流减弱是造成叶片温度场降低的主要原因。     

基于多目标遗传算法的大型客机总体参数优化

在大型客机总体参数设计的基础上,提出总体参数优化的问题。建立多目标优化的数学模型,采用多目标遗传算法对大型客机的总体参数进行优化设计。考虑只对一个目标函数进行优化的单目标优化问题,设计程序进行单目标优化的计算。比较单目标优化和多目标优化的结果,分析两种优化方法的差异。算例表明,采用单目标优化在提升优化目标性能的同时会牺牲其他目标函数的总体性能,而多目标优化能兼顾各个目标函数的需求,并使整体达到最优。     

涡轮叶片流固耦合协作优化方法

针对结构和流场相互影响的流固耦合多学科设计问题,提出一种耦合量曲面拟合的协作优化方法。其特点是用曲面函数拟合结构-流场界面耦合量(温度、气压和变形)的空间分布,并用曲面拟合参数的一致性代替原有耦合量界面分布的学科一致性。涡轮叶片的算例表明:曲面拟合函数可以表征结构和流场界面的耦合量;用拟合参数的一致性代替界面直接耦合是可行的;该协作优化方法是可以用来解决流固耦合多学科优化设计问题的。     

涡轮冷却叶片热-固耦合分析与优化设计

根据涡轮冷却叶片热-固耦合分析和基于遗传算法-有限元的涡轮叶片优化设计方法,发展了涡轮冷却叶片热-固一体化优化设计方法.以某航空发动机涡轮转子叶片为原型,分析了冷却孔的位置、形状(圆形和四边形)、大小和数量对热应力与冷却效果的影响.结果表明,该方法能有效地降低涡轮叶片的应力、改善其冷却效果;四边形孔具有更好的冷却效果和更低的最大应力;随着冷却孔大小和数量的增加,最高温度下降,而最大应力上升.      

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。      

低速模拟技术在高压涡轮级中的应用

借鉴低速模拟技术在航空发动机高压压气机研究中的成功经验,探索了将其应用于高压涡轮部件时的气动设计方法,提出了一种改进的叶型重设计方法.以此方法为设计准则,选取E3发动机高压涡轮的第1级为原型高压涡轮,设计了与其相似的低速涡轮试验设备.在设计过程中保证了两者之间相等或相近的稠度、展弦比等结构参数,相近的效率、负荷系数、沿径向分布的效率和气流角等气动参数,以及类似的无量纲叶片表面等熵马赫数分布形式.数值模拟结果表明:由于低速涡轮设备的落压比、总温比等参数均与原型高压涡轮差别较大,压气机低速模拟中常用的流量系数、叶片表面压力分布等相似参数不再适用.按照给出的结构和气动相似参数所设计的低速涡轮模型达到设计要求,其能够反映出原型高压涡轮主要的气动参数变化趋势,能够作为涡轮内部气动热力学研究的试验载体.      

基于响应面方法的风力机叶片多目标优化设计研究

运用基于响应面方法的优化设计技术,于径向使用NPU-WA-风力机专用翼型族的某1.5MW水平轴风力机叶片的多目标、多约束优化设计研究中。风力机气动性能使用基于叶素-动量理论的风力机性能分析和设计软件PROPID51。设计变量为叶片径向外形参数,包括弦长和扭转角分布,但是相对厚度保持不变;设计目标为年发电量和功率系数的最大化;在多目标优化中,使用"统一目标函数"法将多个设计目标函数通过加权求和统一到一个目标函数中。为减小计算量,响应面模型使用不含二阶交叉项的二阶多项式模型;构建模型中试验点的选择满足D-优化准则。以某1.5MW变速变矩型风力机叶片为例,进行了优化设计研究。叶片径向使用西北工业大学翼型研究中心设计的NPU-WA-风力机专用翼型族,使用CFD计算的气动性能数据作为输入进行了设计,分析了目标函数的权值分配对设计结果的影响;使用风洞测量自由转捩的气动性能数据进行了设计并分析了表面光滑条件对气动性能的影响。     

透平级通流部分全设计变量多目标优化设计

采用优化设计方法优化某轴流透平级通流部分造型,利用基于非均匀有理B样条(NURBS)曲线技术的参数化造型方法提取包括叶片和端壁造型的全设计变量,选取级效率最大化和动叶根部最高温度最小化进行多目标优化设计.引入基于并行子空间的组合优化策略,缩短了优化设计周期.优化设计后的透平级效率提高了0.664%,动叶根部最高温度下降达透平级内温度变化范围的1.5%.该工作表明该优化设计方法在透平级设计上具有重大应用价值.      

直升机桨叶气动外形多目标优化设计

基于自由尾迹方法建立了直升机桨叶空气动力学分析模型,应用人工神经网络方法建立代理模型,采用改进的多目标遗传算法构建了优化框架,对直升机的悬停和大速度前飞状态进行优化.以悬停效率、旋翼等效升阻比及桨叶叶素的最大阻力系数为约束,对两个飞行状态的需用功率进行优化,得到了Pareto最优解集.并以UH-60A直升机的桨叶为算例,对其外形进行优化设计,优化结果表明,提出的桨叶气动外形多目标优化框架是有效可行的.      

某双级高压涡轮全三维计算

采用自主研发的全三维黏性涡轮设计体系对某双级高压涡轮进行了反设计,并利用商业软件CFX12.0在采用二方程湍流模型SST(shear stress transportation)模型、考虑冷气和转捩等条件下对反设计得到的叶型进行了全三维计算分析,采用源项模拟技术处理气膜冷却流动.计算结果与试验数据进行了对比,结果表明计算得到的效率与试验值吻合,中等负荷高压涡轮气冷叶型采用后部加载设计技术可有效控制流动损失.      

采用改进减缩模型的涡轮叶尖间隙快速分析方法

改进了一种预测涡轮叶尖间隙的缩减模型,此模型可模拟发动机各工况下温度、转速和压差对间隙的影响.利用该改进模型在某发动机高压涡轮结构设计中进行叶尖间隙计算,结果显示改进的模型能较好地揭示各工况下叶尖间隙的变化规律.此分析模型只需要输入发动机总体参数、几何参数、基本的材料参数以及传热参数,便能快速得到各个工况下叶尖间隙的变化规律,从而找出最小和最大间隙值及发生时所在工况,可在发动机初步方案设计阶段为叶尖间隙评估提供一种高效率的方法.