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引入Kriging代理模型,选取若干不同头罩外形的运载器,进行气动性能分析,利用运载器气动性能参数作为拟合样本建立代理模型.以具有足够精度的代理模型替代CFD分析,发展了一种基于代理模型的运载器头罩外形优化设计方法.在马赫数为3、飞行攻角为3°、飞行高度为8km条件下,利用该方法对运载器进行最小阻力系数、最大纵向压心系数的单目标优化和综合考虑上述2个目标的多目标优化.结果表明:2个目标存在冲突,为同时兼顾减小阻力和增强纵向稳定性,必须对运载器头罩外形进行多目标优化,得到的外形阻力系数减小了1.95%,纵向压心系数增大了5.93%,采用基于代理模型的优化设计方法能在保证精度条件下有效提高计算效率. 相似文献
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双旋流燃烧室单头部油雾特性实验 总被引:3,自引:3,他引:3
为了获得双旋流燃烧室油雾特性,采用粒子图像测速仪(PIV)对其单头部油雾场进行测量.通过实验,获得了不同燃油流量分配、不同预燃级喷嘴位置对油雾特性的影响.在实验设计工况下所得结果表明:①直径约为80μm处的油珠体积分数最大,其他粒径的油珠体积分数都较小;②随着燃油流量增加,单开预燃级喷嘴时燃油雾化变差,单开主燃级喷嘴时雾化质量相差不大;③预燃级喷嘴位于旋流器出口处有助于改善燃油的雾化质量;④同时打开主燃级和预燃级喷嘴时,保持油气比不变,随着主燃级供油流量增加,雾化质量得到改善. 相似文献
634.
为研究气膜冷却涡轮叶片中叶型与气膜孔参数变化对涡轮静叶性能的影响,利用气膜冷却涡轮多目标优化平台对存在多列气膜孔的静叶进行多目标优化.获得在优化变量允许范围内针对气动效率与传热效果以及高温目标函数的Pareto前沿解集,整体性能得到了提高,不同方案中气动效率最高提升0.35%,叶片表面温度最大下降0.74%,高温函数降低的最大幅值为45.71%.结果表明:气动效率提升的主要原因是后弯角的提升使得叶型和二次流损失下降;接近驻点处前缘气膜孔方向的改变导致的冷气分流是叶片根部和前缘附近压力侧的冷却情况得到改善的主要原因. 相似文献
635.
基于Taguchi方法的转子系统动力学容差设计 总被引:1,自引:0,他引:1
提出了基于Taguchi方法的转子系统动力学容差设计理论.从结构的动力响应要求出发,以Taguchi方法为基础,对结构的制造及装配容差进行动力学容差设计,减小结构在制造过程的设计参数不确定和安装工艺不确定影响下其动力响应的波动.该设计过程为:①通过正交试验及方差分析完成参数设计,初步确定符合要求的参数设计值组合;②确定容差设计的初始设计值及初始设计范围,确定目标函数,形成多目标优化问题;③利用遗传算法对多目标优化问题进行解算,得到容差设计结果.对某型双转子航空发动机具有初始不平衡量轮盘的安装工艺进行了容差设计.设计表明:具有初始不平衡量的轮盘在装配时通过控制不平衡量的幅值及相位角差的搭配可有效降低支承振动响应,设计后支承最大振动响应合格率由17.7%提高至97%,验证了该设计理论的可行性. 相似文献
636.
介绍了多种平均方法,包括常用的流量或面积加权平均方法,以及CMME(流量/动量/能量守恒)方法和CMES(动量/能量/熵守恒)方法。以超燃冲压发动机进气道-燃烧室构型为对象,研究了不同平均方法得到的等效一维结果差异,以及不同平均方法的入口参数对超燃燃烧室一维计算结果的影响。结果表明:在超燃燃烧室多维热态仿真数据分析时,推荐使用通量守恒方法;CMES方法能准确的保留总压信息,CMME方法得到的总压损失会大于实际,在处理总压恢复性能时,CMES方法更优;亚燃模态时,CMME方法和CMES方法均不能反映隔离段激波串的渐变压缩;超燃模态时,CMES方法能较好地保持动量的近似守恒,在亚燃模态则较差;不同平均方法得到燃烧室入口参数的一维计算结果与三维流场等效一维沿程静压分布均存在一定偏差,Case1流量加权平均解误差高达27.8%,通量守恒解误差仅约13%,Case2流量加权平均解误差为14.9%,通量守恒解误差仅约5%,说明CMME方法与CMES方法符合程度更高,推力计算结果更为可信。 相似文献
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