检索结果-南通市图书馆

基于自适应本征正交分解的涡轮级多学科设计优化

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推进技术 2017年第6期38卷 1249-1258页

作者：张立章尹泽勇米栋朱剑锋钱正明李坚北京航空航天大学能源与动力工程学院北京100191 中国航空发动机集团湖南动力机械研究所湖南株洲412002

为了提高涡轮级多学科设计优化的优化效率,基于本征正交分解(Proper Orthogonal Decomposition,POD)技术,并结合快照样本自适应更新方法,提出了一种综合的涡轮级多学科优化系统。首先,通过进行POD分析,仅保留占优势的基函数,并以POD系... 详细信息

为了提高涡轮级多学科设计优化的优化效率,基于本征正交分解(Proper Orthogonal Decomposition,POD)技术,并结合快照样本自适应更新方法,提出了一种综合的涡轮级多学科优化系统。首先,通过进行POD分析,仅保留占优势的基函数,并以POD系数作为新的设计变量,设计变量个数由60个缩减为5个,提高了优化效率。然后,基于自适应进化规则,优化过程中对快照样本进行不断的进化和修正,从而提高POD精度。最后将该方法与涡轮多学科优化流程相结合,建立了一种高效率、高精度的优化策略。某涡轮优化的结果表明:该优化策略适于设计变量较多的复杂优化问题,且具有良好的收敛性,优化后设计点等熵效率提高了3.5%。

关键词：涡轮级多学科设计优化优化效率本征正交分解自适应优化策略

叶顶压力侧小翼对跨声速涡轮级气动性能影响的数值研究

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推进技术 2021年第1期42卷 94-102页

作者：陈绍文李伟航王松涛哈尔滨工业大学能源科学与工程学院黑龙江哈尔滨150000

为了研究涡轮叶顶间隙泄漏流动有效控制的方式,本文将肋条小翼结构这种被动流动控制技术应用于涡轮级动叶叶顶中,以控制跨声速涡轮级叶顶间隙泄漏流动并改善其气动性能。通过数值模拟方法,分析了采用平顶方案、肋条方案和小翼肋条方案... 详细信息

为了研究涡轮叶顶间隙泄漏流动有效控制的方式,本文将肋条小翼结构这种被动流动控制技术应用于涡轮级动叶叶顶中,以控制跨声速涡轮级叶顶间隙泄漏流动并改善其气动性能。通过数值模拟方法,分析了采用平顶方案、肋条方案和小翼肋条方案的涡轮级气动性能和叶顶间隙流动特性,研究了变间隙条件下小翼肋条方案对间隙泄漏流的控制效果,深入探讨小翼最大偏置距离和外倾角对小翼控制效果的影响。结果表明:所采用的肋条小翼结构能够有效地控制叶顶间隙泄漏流动并提高涡轮级的效率;在间隙高度为1mm时,涡轮级效率的提升达到0.51%,叶顶间隙泄漏流率下降48.6%;此外,随着小翼外倾角的增加,涡轮级效率逐渐增加并存在一个最佳的向外偏置距离为1.2mm。

关键词：涡轮级叶顶间隙肋条小翼涡轮效率间隙泄漏流

非结构网格下涡轮级三维非定常N-S方程的数值解

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工程热物理学报 2004年第6期25卷 940-942页

作者：王保国刘淑艳杨英俊张雅靳艳梅北京理工大学机电工程学院北京100081 北京理工大学机械与车辆工程学院北京100081

本文在非结构网格下,采用时间上二阶精度、空间上不低于二阶的高分辨率格式求解涡轮级三维流场,得到了与实验数据大体接近的N-S方程数值解。计算表明:本文所构造的双时间步迭代格式具有稳定、高效的特征。实践显示:本文用FORTRAN与C语... 详细信息

本文在非结构网格下,采用时间上二阶精度、空间上不低于二阶的高分辨率格式求解涡轮级三维流场,得到了与实验数据大体接近的N-S方程数值解。计算表明:本文所构造的双时间步迭代格式具有稳定、高效的特征。实践显示:本文用FORTRAN与C语言混合编制的N-S方程源程序,可用于涡轮级三维非定常流场计算。

关键词：涡轮级非结构网格双时间步迭代格式 N-S方程数值解

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可调二级增压系统涡轮级热力学分析

内燃机工程 2008年第1期29卷 43-47页

作者：魏名山何永玲马朝臣北京理工大学机械与车辆工程学院北京100081

针对重型车用、带有调节阀的可调二级增压系统的涡轮级进行了热力学分析,推导了涡轮级绝热效率的计算公式,给出了高、低压涡轮流量和膨胀比的计算方法。计算结果显示,当高压级涡轮进口压力和温度保持不变的时候,随着调节阀逐渐关闭,高... 详细信息

针对重型车用、带有调节阀的可调二级增压系统的涡轮级进行了热力学分析,推导了涡轮级绝热效率的计算公式,给出了高、低压涡轮流量和膨胀比的计算方法。计算结果显示,当高压级涡轮进口压力和温度保持不变的时候,随着调节阀逐渐关闭,高压级涡轮的流量和膨胀比均逐渐上升,低压级涡轮的流量和膨胀比均逐渐下降。涡轮级绝热效率在调节阀开度为60°时最低,在调节阀完全关闭时最高。

关键词：内燃机可调二级增压系统涡轮级绝热效率流量

基于改进的BLISS2000优化策略的涡轮级多学科设计优化

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机械强度 2015年第4期37卷 639-645页

作者：张立章尹泽勇米栋钱正明贾志刚北京航空航天大学能源动力工程学院北京100091 中国航空工业集团航空动力机械研究所株洲412002 中国航空工业集团中航空天发动机研究院北京100028

为了提高涡轮级多学科设计优化的优化效率,保留了双级集成系统综合(BLISS2000)优化策略的基本算法结构,取消了构造近似模型的过程,在计算耗时的气动分析模块中应用具有自修正功能的可变复杂度建模(VCM)方法以缩短计算时间。在此基础上,... 详细信息

为了提高涡轮级多学科设计优化的优化效率,保留了双级集成系统综合(BLISS2000)优化策略的基本算法结构,取消了构造近似模型的过程,在计算耗时的气动分析模块中应用具有自修正功能的可变复杂度建模(VCM)方法以缩短计算时间。在此基础上,提出了一种改进的涡轮级优化策略(BLISS2000/VCM)。采用该策略对某发动机涡轮级进行了优化,并与标准优化策略(MDF)进行了对比,结果表明优化效果基本接近,优化效率提高了2.75倍。

关键词：双级集成系统综合优化策略可变复杂度建模多学科设计优化涡轮级

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近似等反力度涡轮级设计的研究

航空动力学报 1989年第4期4卷 310-312页

作者：崔济亚林平基李雨春北京航空航天大学

This paper is a successful trial of an approximately constant reaction stage designed by through-flow streamline curvature method for the first time tension *** tip to root reaction difference within 0 1 is attained mainly by the nozzle vanes with positive lean angle of 15° at leading edge and a reverse to usual exit angle twist of 11 6°.To avoid undesirable tip clearance increase in hot running state which would lead to excessive leakage loss,the shroud diameter is kept essentially constant with only a slight taper from nozzle inlet to axial clearance mid-section and then turning outward to the rotor shroud constant *** variations of main gasdynamic parameters,total pressure loss coefficients and stage efficiency along the blade height are shown in figures together with those for a corresponding conventional stage of same meridional geometry for reference purpose which is seen giving even a little (0 20%) higher ***,owing to lack of accurate loss model,especially in regard to leakage loss and shock loss,the efficiency results including their comparison are subject to experimental verification,although the design of constant reaction in general is credible.

关键词：涡轮级等反力度设计叶片

用张力样条流线曲率法计算近似等反力度涡轮级的研究

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工程热物理学报 1989年第3期 280-283页

作者：崔济亚林平基李雨春北京航空航天大学

一、前言等反力度涡轮级可减小叶尖压差而减小轴向漏气损失、改善叶根叶型损失。苏联学者三十年前提出,现已达到沿叶高反力度差0.10的级,效率比常规级高2.2％,美国的近似等反力度级效率也较常规级高2.2％。本文试用张力样条法计算这样... 详细信息

一、前言等反力度涡轮级可减小叶尖压差而减小轴向漏气损失、改善叶根叶型损失。苏联学者三十年前提出,现已达到沿叶高反力度差0.10的级,效率比常规级高2.2％,美国的近似等反力度级效率也较常规级高2.2％。本文试用张力样条法计算这样的一个涡轮级。二、张力样条加张力使样条适度拉紧,可消除凹陷或鼓包,有可能解决流向网格密时易发散的问

关键词：涡轮级叶高流线曲率法计算方法张力样条

轮缘密封导流段轴向相对位置对涡轮级气动冷却特性影响的数值研究

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同方期刊数据库

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汽轮机技术 2021年第4期63卷 264-267,272页

作者：高庆朱蓬勃石慧屈杰居文平李军西安热工研究院有限公司西安710054 西热节能技术有限公司西安710054 西安交通大学叶轮机械研究所西安710049

系统深入研究了不同导流段轴向相对位置轮缘密封射流对涡轮级气动性能及下游动叶端壁冷却性能影响规律。通过求解三维RANS方程组和SST湍流模型,计算对比了L_(d)=5mm、L_(d)=11mm以及L_(d)=14mm时3种不同导流段与动叶前缘相对位置、轮缘... 详细信息

系统深入研究了不同导流段轴向相对位置轮缘密封射流对涡轮级气动性能及下游动叶端壁冷却性能影响规律。通过求解三维RANS方程组和SST湍流模型,计算对比了L_(d)=5mm、L_(d)=11mm以及L_(d)=14mm时3种不同导流段与动叶前缘相对位置、轮缘密封射流对涡轮级气动性能的影响以及对下游动叶端壁气膜保护的效果。研究结果表明:随着导流段与动叶前缘轴向相对距离的增加,涡轮级气动性能提高,同时冷气流可以更加深入到动叶通道内部,从而增加动叶端壁前缘冷却区域的面积。

关键词：涡轮级轮缘密封气动性能冷却特性数值模拟

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蜂窝机匣对涡轮级性能影响的数值研究

蜂窝机匣对涡轮级性能影响的数值研究

作者：郭玉杰哈尔滨工业大学

学位级别：硕士

随着叶轮机械向高温、高压、高负荷、高转速方向的发展,叶顶泄漏损失成为一项重要损失。密封结构选取是降低泄漏损失、提高效率的关键。本文采用数值模拟的方法,对比研究涂层机匣和蜂窝机匣下涡轮级流场的定常/非定常特性,为工程上密封... 详细信息

随着叶轮机械向高温、高压、高负荷、高转速方向的发展,叶顶泄漏损失成为一项重要损失。密封结构选取是降低泄漏损失、提高效率的关键。本文采用数值模拟的方法,对比研究涂层机匣和蜂窝机匣下涡轮级流场的定常/非定常特性,为工程上密封结构的选择提供理论参考。在定常计算中,密封结构改善了静叶通道上半部分的流动,降低了吸力面低压区范围以及尾缘处的激波损失。通过降低顶部间隙的通流面积,增大机匣的阻滞作用,密封结构可以有效的减小泄漏量,降低泄漏涡强度,提高涡轮级效率与做功能力。动静叶栅的相对运动导致上游静叶尾迹、激波周期性通过动叶通道,经历切割、迁移、衰退等过程,与动叶通道内流体相互作用,降低了涡轮级效率。静叶流场的非定常性主要集中在静叶尾缘处,而动叶整个流道都受影响,进行周期性改变。动静叶干涉改变了叶顶间隙压力场,使泄漏强度周期性改变。当叶片两侧压差较大时,泄漏量增大,泄漏损失增加。由于上通道涡的阻挡作用,相对于动叶中部截面,上游对顶部截面的干涉作用较弱。蜂窝机匣将流经的流体分割成小涡流,增大了耗散量,同时腔内反冲出来的流体形成密封屏障,增大流动阻力,从而达到封严效果。与涂层机匣相比,蜂窝密封能更好的减少顶部泄漏量,延迟了泄漏涡的发展,降低了泄漏涡、顶部激波的强度,增大了涡轮级的做功能力,但是由于泄漏涡的位置靠下,增加了与通道涡的掺混程度,增大流动的气动损失,降低涡轮级的效率。在非定常分析中,动叶气动力脉动主要是由一倍频引起的,蜂窝机匣下动叶的一倍频的扰动振幅小于涂层机匣下的一倍频扰动振幅。

关键词：涡轮级泄漏损失蜂窝机匣涂层机匣定常特性非定常特性