涡轮叶片的网格参数化方法及其寿命可靠性优化

涡轮叶片的寿命可靠性优化对保障发动机安全,提高发动机使用寿命具有重要意义。传统的确定性优化由于没有考虑不确定性因素的影响,其结果往往导致结构可靠性低,严重威胁发动机的安全。针对复杂的含气膜孔几何变量的涡轮叶片几何构型,提出局部参数化网格变形方法,在关注的叶片前缘部分采用六面体网格,并利用局部网格变形法实现其参数化变形,其他部分采用四面体网格,以缩短其网格划分时间,提高其网格划分效率。所提方法实现了不确定条件下的含气膜孔几何变量涡轮叶片的寿命可靠性优化,在满足可靠性约束和几何约束的条件下,使得涡轮叶片基于不确定性的寿命均值提高了18.36%。     

涡轮叶片导管快速建模

导管是涡轮叶片冲击冷却的核心部件。为实现复杂冷却结构叶片导管的快速建模,提出了创成式导管快速建模方法。首先应用截形法构建适应叶片内腔几何形状的管身截面线以创建管身,然后应用截交包络裁剪法与特征等弧长阵列方法保证了导管冲击孔与导管突起的建模稳定性与建模效率,并构建了突起定位迭代公式,保证了导管与叶片内腔的配合精度。最后采用UG Open API工具开发了导管快速建模程序,验证了所提方法的可行性。      

涡轮叶片尾缘复合冷却通道换热的数值模拟

用数值模拟的方法对一种典型的涡轮叶片尾缘冷却结构进行了数值计算,该冷却结构由横肋通道和交错扰流柱排构成.通过对不同进气雷诺数的计算结果分析可以看出:对所研究的冷却结构,扰流柱通道顶部及底部这两处冷气流速较高的区域的换热系数也比较高,温度较低;尾缘冷气出流孔处的换热系数也比较高;但扰流柱区的中部则由于冷气量明显不足导致明显的换热系数降低.      

基于STEP的航空发动机工作叶片特征建模

对并行工程环境下航空发动机转子工作叶片基于特征的设计进行了研究和探索.在对叶片的结构特点进行分析的基础上,借助参数化特征建模技术,按照STEP(AP203/AP214)标准,建立了工作叶片的特征体系结构,并以此实现了一个三维实体特征建模系统.继而,在实现了模型由设计平台向分析平台的传递之后,成功地完成了模型的有限元静强度和振动分析.      

面向涡轮叶片方案优化的变保真度设计系统

提出了面向涡轮叶片初始设计的变保真度的多学科设计优化方法,建立了自动化的设计系统以提高设计效率.该系统集成了分析工具和设计团队以及数据管理系统,使得设计过程自动地运行.开始设计阶段使用基于经验公式的低保真度模型;优化中的三维仿真过程使用基于精确的流体分析和结构分析的高保真度模型.过程按照模型保真度的不同分3个阶段,渐近地获得最优解,同时考虑非设计点的优化.通过实验设计搜索并逐渐缩小设计空间,使得高保真度分析所带来的计算成本得以减少.最后以一个2级轴流涡轮的叶片初始方案设计验证了本设计系统.     

基于CAD模型的涡轮叶片误差检测系统

涡轮叶片型面误差检测是其制造过程中的重要环节.研究了涡轮叶片型面误差检测关键技术的实现方法,提出了基于测量数据的叶片截面关键参数的自动提取方法以及测量数据与计算机辅助设计(CAD)模型的坐标配准方法,制定了衡量叶片截面轮廓度、倾斜度、弯曲度和扭曲度的评估指标,并基于UG平台开发了叶片型面误差检测系统.应用实例表明,该系统可显著提高叶片的误差检测速度和分析质量.      

基于引导线的涡轮气冷叶片伸根建模方法

发动机涡轮气冷叶片伸根段是复杂的过渡曲面,设计过程繁琐.针对伸根段的几何结构特征,提出了基于引导线的伸根过渡曲面建模方法,由伸根段边界条件生成引导线,使用最小能量法优化引导线,以此为基础完成伸根段的建模,实现了指定高度截面面积修改.开发了伸根段参数化建模模块,提高了叶片设计效率,并为航空发动机复杂过渡曲面参数化建模提供参考.     

适应弯扭隔肋的涡轮叶片多种扰流肋造型方法

针对弯扭冷却通道内扰流肋的特点,提出了基于等距曲面的扰流肋造型方法,用隔肋等距面和叶盆或叶背等距面裁剪平板工具体得到肋条,以此为基础完成扰流肋建模.深入分析了该方法的原理;提出隔肋面自动识别和曲面匹配算法;提取了关键造型参数;给出了基于草图的参数化实现方法,并在UG上开发出了造型模块,实现了适应弯扭隔肋的多种扰流肋造型.      

冲压空气涡轮性能的局部改进升力线算法

将现代螺旋桨的改进升力线算法应用于空气涡轮性能计算，结合冲压空气涡轮结构特性对叶片模化作了局部改进，对一个冲压空气涡轮模型作了计算，与实验结果和改进升力线法的对比表明，局部改进后的叶片环量和诱导速度分布合理，计算精度和宽度有明显改善，与实验符合较好。     

旋转状态下涡轮叶片压力面气膜冷却特性

通过1.5级涡轮叶片旋转气膜冷却实验,揭示了整级涡轮叶片在旋转状态下的气膜冷却规律.实验中,主流雷诺数为8×104,旋转数分别为2.092,2.324和2.448,吹风比从0.3到3.0变化,冷却工质分别采用空气和二氧化碳,对应射流主流密度比分别为1.03和1.57.叶片表面喷有宽幅液晶,通过高精度CCD相机得到表面温度场.结果表明:压力面上,气膜冷却效率随吹风比的增大而升高,随旋转数的增大而降低;气膜轨迹向高半径方向偏转,偏转程度随旋转数的增大而加剧;提高射流主流密度比,有利于提高冷却效率.     

透平静叶型叶片反弯曲作用的实验研究

在平面透平叶栅风洞中,测量了一种典型透平静叶型直叶片叶栅和叶片弯曲角分别为-10°、-20°的反弯曲叶片叶栅的出口流场和叶片表面静压.定量地分析了叶片反弯曲对叶栅出口二次流、总压损失和气流角的影响,并探讨了叶片反弯曲作用的机理.结果表明:叶片反弯曲在叶片表面特别是吸力面建立了反"C"形压力分布,它是引起叶栅性能和流场变化的主要原因,但叶片反弯曲不能改善叶栅的气动性能.      

低可探测机身参数化造型与优化

为提高低可探测机身外形造型效率,在概念设计中针对典型机身剖面研究了参数化造型方法.定义了若干设计参数对B样条的控制顶点进行调整,从而用单条B样条表示出机身和座舱盖的典型剖面,包括尖劈及凹凸曲线等.以此为基础,构造了一系列参数化剖面曲线模板,调整选用模板的参数生成机身各站位处外形,从而实现了机身快速造型.最后,利用提出的方法建立了两种隐身飞机概念方案的外形,并以侧向雷达散射截面为目标分别进行了优化,验证了该方法在机身外形优化中的有效性.      

液体火箭发动机高效率反力式涡轮的设计

为提高比冲,闭环系统的液体火箭发动机的涡轮泵多采用反力度不大的反力式涡轮,这种火箭反力式涡轮不同于航空涡轮,其以极低的压比、极高的负荷和低展弦比为特征,在给定的叶栅大气流转折角、低展弦比、低反力度和相对大的径向间隙条件下,采用了沿叶高正攻角设计和沿叶高变功率损失设计,用以加大叶栅通道的几何收敛性,减少二次流和叶顶间隙损失,从而获得相对高的涡轮效率.      

动态桨叶RCS特性的实验研究

在微波暗室中测量了金属平板桨叶动态模型的高频雷达散射截面RCS(Radar Cross Section),并通过快速傅立叶变换FFT(Fast Fourier Transform)得到相应的频谱图;详细分析了时域和频域RCS随桨叶片数、雷达波入射方向、入射频率、极化状态和桨叶转速等因素的变化.实验结果表明主要特征是时域RCS呈周期性起伏,频谱图因前行桨叶与后行桨叶散射有差别而不对称,且频谱宽度反映了多普勒效应.取得的结果与已有文献的计算分析一致,对直升机的探测和识别具有重要的参考价值.      

复合弯扭涡轮叶片尾缝的快速建模

尾缝是涡轮叶片中的重要冷却结构.为解决复合弯扭叶片尾缝的精确建模问题并提高其建模效率,提出了包含尾缝工具体创建和尾缝窗口创建过程的创成式尾缝快速建模方法.首先通过叶身内外型截面线自动匹配算法、叶盆叶背曲线方位判断算法,创建具有和叶身相同或相近弯扭状况的尾缝工具体.之后借助自定义的数据结构记录各组尾缝窗口信息,创建多组不同规格的尾缝窗口,完成尾缝建模.最后使用UG Open API工具开发了尾缝快速建模程序,并通过实例验证了所提出方法的可行性.      

基于DTW的涡扇发动机气路故障定量诊断方法

提出了一种利用动态过程信息对气路故障进行定量诊断的新方法.采用动态时间规整(DTW, Dynamic Time Warping)技术,对动态测试样本同已知的故障模式进行相似性度量,充分利用发动机的过渡态特征信息,实现了发动机气路部件故障的定量诊断.结果表明:这种方法的漏报率和误报率低,具有很高的诊断准确性,对测量噪声和其它不确定性具有很好的鲁棒性.