弯叶片对大转角平面涡轮叶栅气动性能影响的实验研究

本文选择叶型折转角为113°的平面涡轮叶栅,开展了直叶栅、正,反弯曲叶栅的流场测量和流动显示研究,讨论了叶片弯曲对壁面流谱、静压分布以及流动损失的影响.结果表明：对于大折转角(113°)平面涡轮叶栅,叶片反弯(DHN)使得叶栅流场明显恶化,叶栅损失增加;叶片正弯(DHP)则在一定程度上减少流动损失,但效果没有普通小折转角的涡轮叶栅明显.     

燃气涡轮叶栅的周向积叠规律优化设计

优化设计方法是叶轮机械设计的重要手段,可以有效地提高设计效率.周向弯曲是叶轮机械叶栅设计的一个非常重要的自由度,改变周向积叠规律可以改变叶栅的内部流动,进而提高叶栅的流动性能.本文采用自动优化设计方法对某燃气涡轮叶栅进行周向积叠规律的优化设计,优化过程联合采用遗传算法和人工神经网络,流场计算采用全三维粘性流N-S方程求解.优化时分别进行正弯、反弯和正反弯结合的三种优化设计方案.优化后得到一根部反弯叶栅,其叶展中部性能得到改善,总流动损失降低,流量基本不变.总体性能提高.     

低马赫数条件下几何折转角对平面扩压叶栅弯叶片流场性能的影响

将低马赫数大转角弯叶片数值计算结果与实验结果进行了比较,结果表明计算与实验结果吻合得较好,在计算中弯叶片降低能量损失系数为11%,在实验中弯叶片降低能量损失系数为13%.为了深入讨论压气机中弯叶片的适用条件,在0°迎角下,只改变几何折转角,共做了4套平面叶栅的数值分析,其结果表明大转角弯叶片的效果较为明显,比如在59.5°折转角叶栅中,最佳弯角为30°的正弯叶片降低能量损失系数的17.9%;而在39.5°折转角叶栅中,最佳弯角15°正弯叶片只减小了损失系数的0.7%,当进一步增加弯角时,损失反而增加.可以证明在低马赫数条件下叶型折转角的大小是在压气机中是否使用弯叶片的一个重要参考因素.     

基于混合遗传算法的压气机叶型自动优化设计

1引言遗传算法(Genetic A lgorithms,简称GA)是模拟生物在自然环境中的遗传选择和自然淘汰的进化过程而形成的一种全局优化概率搜索算法。遗传算法实施群体搜索,概率转移,不需要目标函数的导数信息,其全局搜索能力强,简单通用,适于并行处理,因而广泛应用于各种复杂系统的优化问     

纳米Fe2O3的制备及其对AP热分解的催化作用

采用溶胶-凝胶法、水热法及强迫水解法,制备了球形、立方形、纺缍形及针形四种不同形貌的纳米Fe2O3粒子.通过透射电子显微镜(TEM)、X衍射(XRD)、比表面积(BET)对纳米粒子的粒径、形貌、结构、比表面积进行了表征,用差示扫描量热仪(DSC)研究了Fe2O3对高氯酸铵(AP)热分解的催化性能.结果表明纳米Fe2O3对AP的高温热分解催化作用较微米的效果好.不同形貌的纳米Fe2O3粒子有着各自不同的比表面积,比表面积较大的纳米纺缍形和针形Fe2O3较比表面积较小的纳米立方形和球形的催化效果好.比表面积最大的纳米针形Fe2O3使AP的高温热分解峰温度降低了67.3℃,表观分解放热提高了785J·g-1,表现出较好的催化性能.     

非对称来流隔离段流动特性研究

1引言隔离段是超燃冲压发动机的一个重要气动部件,在进气道与燃烧室之间构建一气动热力缓冲区域,为进气道提供一个较宽的连续工作范围。通常超燃冲压发动机位于高超声速飞行器下表面的中后部,这样自由来流需要经过一段较长的前体后进入进气道,这就造成进气道进口靠近机体一侧存     

带CFRP箍环整体叶盘强度和寿命分析及试验

1引言随着叶轮机叶尖切线速度的日益提高,传统转子材料和结构的使用已经达到了极限。带碳纤维增强复合材料(CFRP)箍环整体叶盘(blisk)结构是上世纪90年代国外在风扇转子设计中采用的一种新型结构形式[1,2],其特点是在整体叶盘叶尖位置有金属外环,在外环上带有CFRP箍环,叶片的部     

进口边界层对采用弯叶片的平面扩压静叶栅流场性能的影响

给定不同型式的进口边界层,在两种不同亚音速条件下对一平面扩压静叶栅的弯叶片流场进行了数值模拟。结果表明弯叶片对扩压叶栅的改善的能力受进口边界层的特征影响。这种影响分为两个方面:(1)边界层厚度的影响和(2)边界层动量损失厚度的影响。边界层越厚或动量损失厚度越大,在低马赫数条件下弯叶片对吸力面角区密流增加越明显,从而更大程度地提高了端区的流动性能,降低了叶栅损失。在高马赫数条件下,若边界层越厚或动量损失厚度越大,角区密流虽变化不大,但因端区损失较大,其性能的提高会给叶栅总性能的改善带来较大的收益。      

弯掠叶片气动性能的实验研究

与直叶片相比较 ,对一种具有前掠和正弯积迭线的独特的压气机叶片进行了实验研究。在不同位置采用五孔探针测量了两种叶栅的气动参数并在叶片表面做了墨迹流动显示。结果表明弯掠叶栅端部损失降低而叶展中部损失增加 ,但相应的端部扩压因子有所减小。此外该叶片吸力面上形成了有助于防止低能流体在角区积聚的反C型压力分布。弯掠叶栅改善了端壁角区内的流动并显著降低了叶栅总损失     

可变弯尾飞行器空间螺旋机动的实现

可变弯尾飞行器具有气动控制独特、机动范围可调等特点,是高超声速飞行器实现机动飞行的有效途径。可变弯尾飞行器不仅可以实现射面内的拉起和下压机动,还可以利用入轨时起旋与尾部的上下摆动实现空间的螺旋机动,并且可以在不起旋时利用可变的弯尾部分进行绕球铰的空间转动使飞行器产生空间螺旋运动。通过气动力工程预测方法与飞行器六自由度弹道的耦合计算,研究了此类飞行器在再入过程中的螺旋运动、稳定性及飞行特性。