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221.
为使高压涡轮导叶非轴对称端壁造型在减少二次流损失、提高气动性能方面更好的发挥作用,以某一级高压涡轮为研究对象,采用端壁参数化造型、三维Navier-Stokes(N-S)方程流场求解和基于人工神经网络的遗传算法相结合的优化方法对涡轮导叶进行非轴对称端壁的优化设计。优化目标为在控制涡轮导叶进口质量流量、出口马赫数及出口气流角的情况下,导叶出口总压损失系数和出口二次流动能最小化。对比分析优化前后端壁对涡轮导叶出口参数和涡轮级性能的影响。结果表明:优化后得到的非轴对称端壁有效地改善了涡轮导叶通道内的流场,抑制了通道内二次流涡系的发展,降低了导叶出口处的流动损失,涡轮导叶出口总压损失系数降低了14.85%,高压涡轮级等熵效率提高了0.456%。 相似文献
222.
223.
本文在综合国外进气道/发动机相容性研究沿革的基础上,介绍了美国自动车工程学会宇船推进分会S-16技术委员会(SAES-16)颁布的“燃气涡轮发动机总压畸变评定方法”(AIR1419)和“燃气涡轮发动机进口流场畸变指南”(ARP1420)的主要内容,重点论述进口畸变下发动机稳定性和性能的评定方法及其试验研究。 相似文献
224.
225.
226.
短S形进气道流动特性数值模拟研究 总被引:5,自引:0,他引:5
借助于流体分析软件对5种特定的短S形进气道进行了三维粘性流场的数值模拟。计算采用结构/非结构的混合式网格、标准的k-ε湍流模型求解三维Navier—stokes方程。计算选用零迎角、零侧滑角、马赫数为0.7的亚声速飞行状态。通过这5种管道的流动特性,即总压恢复系数及其分布、马赫数和流场畸变,表明采用2次弯折的短S形进气道,即使增加其等值段的长度,也难以减缓气流的分离,且出口存在着较大的低能区,应增加流动控制手段;而1次S形弯折的进气道,S形轴线较平滑,其长度可以大大缩短,但3.5倍直径长度的管道可以获得较好的流动效果。 相似文献
227.
带尖脊进气口的大S弯扩压器流动特性研究 总被引:2,自引:3,他引:2
应用骑波机理论设计了一个设计Ma数为2的“Caret”进气口,并试验研究带有该进气口的矩形大S弯扩压器在地面起飞状态下的流动特性。通过壁面流谱观察,有关截面的总压恢复系数分布图和速度矢量图等分析了进气口和S弯扩压器流动特性。并与带有常规进气口的该大S弯扩压器性能进行对比。试验结果表明在地面起飞状态下及相同扩压器出口平均Ma数下,带有“Caret”进气口的大S弯扩压器出口总压恢复系数略高于带有常规进气口的大S弯扩压器的值,但前者的周向总压畸变指数△σo和DC60均大于后者的相应值 相似文献
228.
我国自行研制成功的2.4m风洞现已投入使用,该风洞控制系统与国内现有风洞相比,控制执行系统多而复杂。该风洞成功地采用了所有试验工况M数与稳定段总压同时控制的运行方式。针对被控对象的杂性,分别对神经网络控制、模型随自适应控制、自校正控制、智能控制及智能学习控制在该风洞上应用的可行性进行了分析。撮后给出一种智能控制策略,调试结果说明该风洞采用的这种控制策略是成功的。 相似文献
229.
230.
为了研究气动弹性对高超声速进气道性能的影响,基于模态方法对不同厚度的二维进气道薄壁结构进行气动弹性分析。首先,对DLR中GK01二维进气道实验模型进行数值模拟,计算结果与实验结果吻合较好,验证了计算方法的可靠性。以此模型为研究对象,在时域内,对不同厚度的二维进气道薄壁结构进行气动弹性分析,其中二维进气道的模态数据从三维模态数据中提取。计算结果表明:(1)随薄壁结构厚度的增加,进气道的气动弹性特性由发散变为收敛,由于结构的固有频率比较接近,广义位移随时间的变化历程表现出"拍"效应;(2)即使是较小幅度的振动,也会对进气道性能产生较明显的影响,对于本文模型,其流量系数、总压恢复系数和压升比的最大变化幅度分别达到14.34%,25.07%和110.37%。因此,设计进气道结构时,应考虑气动弹性的影响。 相似文献