基于遗传算法的压气机叶片的多目标三维优化

为了提高轴流压气机的效率,需要研究一种新的高性能的转子叶片.采用人工神经网络与遗传算法寻优相结合的方法对某单级轴流压气机亚音速叶片进行三维叶片型线优化设计.优化目标是尽可能的提高转子叶片的总压比、流量和等熵效率.优化仿真结果显示,流动分离区明显后移,损失显著降低,等熵效率提高了0.48%,同时总压比和流量也都得到了提高,优化叶片的气动性能较原型叶片明显提高.结果表明,优化方法能很好的完成亚音速叶片的优化设计,是获得低损失高效率性能的叶片的有效途径.     

压气机性能衰退和清洗恢复仿真研究

针对于压气机叶片表面积垢的研究,清洗能在一定程度上可恢复压气机的性能.但清洗后性能恢复程度研究很少.针对压气机性能衰退和清洗恢复进行研究,采用仿真方法,根据仿真得到压气机叶顶间隙和粗糙度增大后性能衰退的特性曲线.对于叶片积垢情况,分析了积垢对压气机流通能力的影响,在此基础上改变叶片粗糙度对叶片积垢和清洗进行特性仿真,通过对比压气机叶片清洗前后的压比和效率参数,以及流场中流速、总温的变化,证明清洗后可以使压气机的性能恢复.说明实验对比为压气机性能衰退和清洗恢复研究提供参考依据.     

轴流压气机叶片优化仿真系统的开发

为了进一步提高压气机性能,需要对现有压气机叶片进行快速改型设计.为满足叶片快速改型设计的需要,着重论述了系统仿真原理、系统功能和实现方法,综合运用叶片造型、流场数值仿真和神经网络优化技术,采用面向对象、模块化等软件开发方法,设计并开发了一套叶片优化仿真软件系统,使其具备叶片造型设计、性能仿真和优化等功能,并给出了某叶栅叶片的优化改型实例.仿真结果表明,能改善压气机的气动性能、提高设计效率,较好地满足了压气机叶片优化仿真需求,具有良好的工程应用前景.     

叶型前缘对损伤的敏感性研究

压气机叶片由于腐蚀或者撞击等原因在形状和尺寸上往往会偏离设计状态,这会对叶片的气动性能带来重要影响,找到其中的规律对于设计、生产和维护具有重要指导意义。通过一个简单函数给叶型前缘添加扰动,来改变前缘的形状和尺寸,用以模拟腐蚀和撞击对叶型的影响。研究表明,如果扰动很小或者扰动位于压力面,那么叶型的气动性能不会受到影响。只有当扰动位于吸力面并且达到足够大的强度时,叶型的损失才会显著变大,可用正攻角范围变小。大椭圆度、小半径和非连续曲率叶型生成方法的叶型对于扰动表现出了更强的不敏感性,表明这种叶片造型方法的鲁棒性更强,对损伤更不敏感。     

跨声压气机转子进口总压畸变的数值仿真

研究燃气涡发动机问题,进气畸变会严重影响压气机的稳定性,针对目前对进气畸变问题研究的不足,为提高工作稳定性,利用全三维定常数值仿真方法研究了一跨声压气机转子在不同类型的稳态总压畸变入口条件下的特性,并对比分析了三种典型转速工况下稳态周向总压进气畸变对压气机转子的影响并进行仿真.仿真结果表明,在设计转速,相同进气畸变强度下,径向叶尖畸变时转子的性能和稳定性的降低最大,而径向轮毂畸变时转子的稳定裕度有所提高,证明系统的性能得到改善.     

压气机三维流场数值仿真及湍流模型研究

本文利用商用CFD软件对压气机转子通流部分建立了一个三维的数值模拟计算平台.对NASA Rotor 37跨音速压气机转子全工况特性进行了计算,与NASA Rotor37的实验结果对比表明,本文的网格生成技术和数值模拟方法都是比较成功的,满足一定的数值求解精度,具有工程技术应用价值.在湍流模型方面引入Baldwin-Lonax(B-L)湍流模型和Spalart-All-maras(S-A)湍流模型,并对模拟结果进行了分析对比研究.对跨音速压气机转子内流场的数值模拟结果表明:S-A湍流模型对跨音速压气机转子的模拟能力优于B-L湍流模型.     

高负荷跨音速轴流压气机的叶型优化设计

研究轴流压气机优化设计问题,在高负荷跨音速轴流压气机相应的叶型优化设计工作中,针对压气机等熵效率过低,由于转子叶顶通道出现流动分离,导致损失过大。为提高等熵效率,结合人工神经网络与遗传算法对压气机转子的吸力面50%叶展以上叶型进行调整。优化后的新叶型可以有效地改善叶顶流动结构,抑制分离,在总压比基本不变的情况下使压气机峰值效率提升约1.7试验证明,叶型优化设计有显著效果,同时也指出了单一优化方案的局限性。     

16V265H型增压柴油机涡轮设计与仿真分析

新型大功率内燃机车以其高效、节能、环保的优良性能而被广泛使用。涡轮作为其核心部件,它的性能对铁路运能有着重要的意义。根据开发的增压系统热力参数估算和轴流涡轮一维设计程序,完成了16V265H型增压柴油机轴流涡轮的设计,从结果看出,模拟出的质量流量高于设计要求0.22%,而总静效率约高于设计要求2.4%;并通过三维数值模拟研究了叶轮基础流场和变工况性能分析,可以看出设计的涡轮在不同的工况下气动性能良好;在以上研究的基础上分析了叶片厚度分布和前缘半径对涡轮性能的影响,在设计工况下,不同叶片厚度分布和不同前缘半径对涡轮性能有一定的影响,只通过改变叶型厚度和前缘半径可以在一定程度上改善叶片载荷分布。     

带放气型周向槽的离心压气机失速控制研究

机匣处理技术足工业上压气机解决气动失稳问题最常用的手段.然而离心压气机内部流场极其复杂,呈强烈三维紊流特性,由于目前实验条件的限制,只有依靠精确的计算机仿真模拟,才能获得其内部流场的详细情况.现提出一种在周向槽机匣处理的基础上增加放气的机匣处理方案,并就方案在离心压气机上进行了精确的计算机仿真,将计算结果与实验结果进行了比较,并详细对比分析了带实壁机匣和放气型周向槽处理机匣的雎气机转子顶部区域流场结构,及叶片通道内二次流动情况,结果表明:放气型周向槽机匣处理结构使得离心压气机在扩大稳定裕度的同时压气机效率有所改善,并分析得到放气型周向槽机匣处理的扩稳机理.     

单级轴流压气机数值仿真研究

压气机作为发动机推进系统的关键部件,部件的性能对发动机多项性能指标有决定性的影响.为了提高发动机的稳定性,需要对压气机数值模型进行研究.采用计算流体力学方法,空间离散格式采用二阶精度的高精度数值格式来求解雷诺平均的N-S方程.通过数值仿真数据和公布的通用压气机实验数据对比,在压气机数值计算中得到与实验一致的结果,并分析了湍流模型和动静叶交接面对压气机总性能数值计算的影响.结果表明,选择适当的模型可以使数值仿真更接近实验结果,对工程应用有一定的指导作用.     

柔性多体系统动力学在直升机旋翼桨叶上的应用

提出了一种全新的计算旋翼桨叶动力响应的方法。以柔性多体系统动力学为基础，结合有限单元法和拉格朗日方程，推导出绕动轴转动的多柔体动力学质量矩阵，建立了直升机旋翼桨叶的动力学控制方程及其系数矩阵的解析表达式，采用Rung-Kutta法进行数值积分．分析了挥舞运动在强耦合状态下的运动规律。仿真结果表明采用此方法建立旋翼桨叶的动力学控制方程。可以更真实的反映桨叶的实际运动状态。     

模拟加速方法的设计和验证

为在直升机旋翼气动性能数值模拟时简化建模过程、缩减计算时间,利用用户自定义函数（User Defined Function,UDF）设计混合模型盘激励模型和线激励模型,并对简单旋翼的悬停工况进行模拟.与风洞试验结果的对比表明：所设计的混合模型在简化旋翼模型的同时,能有效地计算旋翼的气动特性,模拟旋翼悬停时的流场,具有正确性和可行性;盘激励模型作为定常计算模型能够较快地计算得到旋翼的气动性能,缺点是不能体现每个桨叶对流场的单独作用;所设计的线激励模型在计算时由于所用的诱导速度为平均值,所以计算结果中旋翼效率比实际值偏高;通过与粒子图像测速（Particle Image Velocimetry,PIV）测量结果对比发现,线激励模型能较好地模拟出桨尖涡的分布.     

直升机尾桨叶疲劳试验技术的研究

基于直升机尾桨叶疲劳试验技术研究的现状,对尾桨叶疲劳试验实现技术进行了重点阐述.根据尾桨叶疲劳试验的加载及测量要求,结合尾桨叶构型特性,设计制造了可同时对尾桨叶施加离心力、挥舞力、摆振力、扭力及法兰盘压载荷的尾桨叶疲劳试验台,并说明了尾桨叶疲劳试验台的工作原理.通过应用对尾桨叶粘贴应变片的方法测得了 3件尾桨叶疲劳试验...     

轴流压气机转子叶顶间隙流动结构及机理研究

研究某轴流压气机叶顶复杂流动问题,为深入了解压气机叶顶泄漏流流动机制和引发失速的机理,对一亚音速轴流压气机进行全工况数值仿真与试验测量。提出通过对比试验数据和分析泄漏流的流动特性,随着压气机负荷的提高,泄漏流方向的改变引起叶顶堵塞区增大,并诱发压气机失速。采用不同工况下叶顶流场进行仿真对比分析。仿真结果表明,泄漏流与主流相互作用形成泄漏涡,距前缘40%弦长范围内泄漏流影响泄漏涡形态变化,其余部分泄漏流主要通过周向输运低能流体进一步堵塞通道;叶顶压力分布是决定泄漏流方向的主要因素。     

基于变参数环板等效叶片组的叶盘模型耦合振动分析方法

转子系统常见于旋转机械装置中,在航空、电力、化工等工业和民用的诸多行业中发挥着重要作用.转子系统一般由轴和多级叶轮组成,存在强度、疲劳、振动和噪声等一系列问题,亟待通过优化设计等手段提高产品的各项性能.由于每级叶轮都含有由多条叶片构成的叶片组,因此在应用有限元等方法分析时,即便利用了回转周期的性质,转子系统的整体自由度数目依然庞大,优化设计的计算效率有待提高.为了提高转子系统分析的效率,可将根据气动性能要求设计的单级叶盘视为状态已经确定的子系统,在具备足够计算精度的前提下对其有限元模型进行缩聚或简化,以降低整体系统的自由度.文章介绍叶片组模型的等效建模方法,以固有振动特性相近为等效准则,将有限元模型中周向环绕的叶片组等效为变参数圆柱型正交各向异性环形板,并通过理论推导和计算得到了环板模型的几何与材料等物理参数.以航空发动机低压涡轮叶盘模型为例,实现了叶片组的模型等效过程.结果表明,等效方法可在保证精度的前提下大大降低模型的自由度数目,为后续整体转子系统的优化设计提供了高效的叶盘建模方法.     

基于双目视觉的直升机旋翼桨叶挥舞角测量

为实现直升机旋翼桨叶挥舞角的测量,提出了一种基于双目视觉的测量方法.首先,在直升机旋翼桨叶上均匀布置编码标记点,用已标定的双目摄像机对旋翼桨叶每隔一定角度采集标记点图像;其次,对左右摄像机图像上的标记点进行解码和匹配,得到标记点的左右图像视差,进而计算标记点三维坐标;再次,利用标记点在各个角度下的三维坐标,计算旋翼中心和转轴方向,建立旋翼坐标系;最后,在旋翼坐标系下,根据标记点静止与高速旋转时在同一角度下的三维坐标,计算挥舞角大小.利用风扇叶片进行仿真试验,结果验证了该方法具有自动化程度高和测量精度高的特点,可满足直升机旋翼桨叶挥舞角测量的要求.     

直升机旋翼锥体与动平衡主动调节技术

针对直升机桨叶质量、气动条件等不平衡引起的旋翼低频振动过大的问题,提出一种以旋翼锥体为约束、仅通过调整桨叶变距拉杆的主动减振技术.该技术在建立的桨叶挥舞摆振扭转耦合的动力学模型基础上,使用最小二乘辨识方法估计振动频域分量和变距拉杆位移之间的线性模型,从而构造并求解以旋翼锥体为约束条件、低频振动分量为控制目标的二次型性能指标函数,同时将该算法用Simulink模块实现,进行实时化仿真计算,并验证控制结果的有效性.结果表明：该算法约束旋翼锥体的同时能够降低旋翼80%以上的低频振动,而且对桨毂中心升力、扭矩等的影响在0.3%以内,并未对直升机其他动力响应产生不良影响,结合Simulink模型的实时化仿真为直升机锥体和动平衡调整提供了一种工程应用思路.     

控制超塑性充模胀形过程的计算机仿真技术

运用刚粘塑性有限元法，对控制超塑性充模胀形过程的计算机仿真技术研究包括：本构关系确定，接触摩擦约束处理，载荷控制算法及其优化，数据采集实时处理，计算机自动控制系统研制。基于刚粘塑性有限元法的最大应变速率恒定法可将压力加载过程控制在最佳状态（优化的Ｐ－Ｔ曲线）；改善了钣料胀形轮廓的厚度分布状况。本文的研究解决了控制超塑性充模胀形过程中的主要问题：数据形成、采集、处理、传输、控制；对变化的压力加载曲线能实现计算机可视化实时控制；所预示的胀形件壁厚变薄趋势与实验结果吻合；缩短胀形时间；实现了一次胀形成功的目的。