燃气透平进口热斑迁移及其影响机制研究进展 被引量：13

1

作者 丰镇平 王志多 刘兆方 《中国电机工程学报》 EI CSCD 北大核心 2014年第29期5120-5130,共11页

燃气轮机燃烧室出口燃气温度场分布严重不均匀,其中燃气流的高温核心即热斑会加剧燃气透平内部非定常流动和传热的复杂性,引起叶栅的局部过热甚至烧蚀,从而降低透平的可靠性和寿命。研究并揭示热斑迁移机制对于透平叶栅高效冷却技术及... 燃气轮机燃烧室出口燃气温度场分布严重不均匀,其中燃气流的高温核心即热斑会加剧燃气透平内部非定常流动和传热的复杂性,引起叶栅的局部过热甚至烧蚀,从而降低透平的可靠性和寿命。研究并揭示热斑迁移机制对于透平叶栅高效冷却技术及非定常气动优化设计方法的发展至关重要。文中综述了燃气透平进口热斑迁移及其影响机制的研究现状及进展,着重介绍了燃烧室特性参数、叶型结构和冷气对热斑迁移的影响规律。有关热斑现象的研究虽然取得一定进展,但尚需要更深入的试验和数值研究,文中指出:目前试验和数值研究中广泛采用的圆形热斑与实际情况差异较大,需要在燃烧室真实出口温度场下实现透平非定常流场和传热的精确测量;关于燃烧室特性参数对热斑迁移影响的研究未考虑湍流强度和旋流等流场特征的影响且缺乏试验数据;叶型结构对热斑迁移影响的研究才刚刚开始,需要对热斑与叶排间的"时序效应"及其对叶栅热负荷和透平整体性能的影响机制开展深入的试验研究;最后,还需要对冷却气流与热斑干涉作用及其引起的透平非定常气热性能的变化进行试验和数值研究,从而为透平的高效冷却和气动传热优化设计奠定理论基础。 展开更多

关键词 燃气透平 燃烧室 热斑 非定常迁移 叶栅结构 冷却气流

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轴流压气机串列叶栅参数优化研究 被引量：8

2

作者 程昊 刘波 +1 位作者 李俊 杨小东 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2017年第10期2224-2234,共11页

为发展串列叶栅优化设计体系,首先提出了串列叶型的参数化造型方法,并对某传统叶栅进行了串列改型,设计点总压损失系数下降了41.8%,静压升上升了0.92%。发展了主从式并行微分进化算法,并对该串列叶栅的5个配置参数进行了数值优化,设计... 为发展串列叶栅优化设计体系,首先提出了串列叶型的参数化造型方法,并对某传统叶栅进行了串列改型,设计点总压损失系数下降了41.8%,静压升上升了0.92%。发展了主从式并行微分进化算法,并对该串列叶栅的5个配置参数进行了数值优化,设计点总压损失系数降低了8.67%,静压升提高了0.3%。采用偏相关分析法对优化全过程进行数据挖掘,揭示了5个配置参数对串列叶栅性能的影响程度。提出并验证了串列叶栅前后叶的弯角和弦长分布对攻角特性的影响关系,并定义一个新的参数用于衡量这一影响关系,实现了对攻角特性的调节,得到了全工况更优的方案。 展开更多

关键词 串列叶栅 流动控制 微分进化 轴流压气机 叶型造型 并行优化

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仿灰鲭鲨尾鳍襟翼的翼型气动性能数值研究

3

作者 苏顺龙 叶学民 +1 位作者 吴英明 李春曦 《动力工程学报》 CAS CSCD 北大核心 2024年第6期895-904,共10页

为进一步提高翼型的气动性能,基于灰鲭鲨尾鳍上尾叉型线结构,提出一种仿生襟翼结构。利用SST k-ω湍流模型模拟仿生翼型的气动性能和内流特征,分析了仿生襟翼相对位置和角度的影响,得到了气动性能最优的仿生襟翼翼型,并将其与格尼襟翼... 为进一步提高翼型的气动性能,基于灰鲭鲨尾鳍上尾叉型线结构,提出一种仿生襟翼结构。利用SST k-ω湍流模型模拟仿生翼型的气动性能和内流特征,分析了仿生襟翼相对位置和角度的影响,得到了气动性能最优的仿生襟翼翼型,并将其与格尼襟翼进行对比。结果表明:安装仿生襟翼后,翼型升阻比较原翼型显著提高;当襟翼相对高度不变时,减小襟翼安装角和增大襟翼与尾缘间的距离均导致翼型失速提前;安装角为45°且逆流向安装在尾缘处的仿生襟翼翼型气动性能最优,其升力系数较格尼襟翼翼型在失速前平均提高5.9%;安装仿生襟翼后流场结构更复杂,流场内涡的位置、数量及大小均有所改变。 展开更多

关键词 翼型 仿生襟翼 气动性能 结构优化 数值模拟

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翼型动态失速气动力二次峰值数值模拟研究 被引量：3

4

作者 井思梦 赵国庆 招启军 《南京航空航天大学学报》 CAS CSCD 北大核心 2022年第2期191-202,共12页

为揭示翼型动态失速状态下气动力二次峰值的发生机理,基于运动嵌套网格技术、有限体积方法、LU⁃SGS隐式格式和Roe⁃MUSCL格式建立了俯仰振荡翼型非定常流场的数值模拟方法。首先,基于所建立的数值方法对NACA0012翼型在深度动态失速状态... 为揭示翼型动态失速状态下气动力二次峰值的发生机理,基于运动嵌套网格技术、有限体积方法、LU⁃SGS隐式格式和Roe⁃MUSCL格式建立了俯仰振荡翼型非定常流场的数值模拟方法。首先,基于所建立的数值方法对NACA0012翼型在深度动态失速状态下的气动特性进行模拟,计算结果与试验数据吻合良好,验证了数值模拟方法的准确性。然后,通过对NACA0012翼型动态失速状态流场的研究,揭示了气动力二次峰值的发生机理。最后,开展了翼型厚度、弯度和弯度位置等外形参数对气动力二次峰值的影响研究。结果表明,动态失速涡诱导形成的后缘涡是导致气动力二次峰值的关键因素;翼型外形参数的变化会引起动态失速过程中动态失速涡和后缘涡的变化,使得气动力二次峰值相对谷值的增量有规律地增加或减小,二次峰值位置有规律地前移或后移。 展开更多

关键词 翼型 动态失速 二次峰值 动态失速涡 后缘涡 翼型外形

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燃气透平叶型气动与传热的优化设计 被引量：5

5

作者 杨玉骏 戴韧 王蛟 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2017年第2期438-445,共8页

建立了一个透平叶型气动与传热优化的两步模型.第1步采用解析多项式曲线构造叶片的参数化造型,基于CFD数值模拟,通过正交设计和敏感性分析,优选几何设计参数.第2步采用贝塞尔(Bezier)曲线参数化叶型型线,以总压损失和表面热流加权函数... 建立了一个透平叶型气动与传热优化的两步模型.第1步采用解析多项式曲线构造叶片的参数化造型,基于CFD数值模拟,通过正交设计和敏感性分析,优选几何设计参数.第2步采用贝塞尔(Bezier)曲线参数化叶型型线,以总压损失和表面热流加权函数为优化目标,调整叶型型线,获得了气动性能与热负荷较优的叶型.设计案例的结果表明:增加安装角可以降低叶片压力面热负荷;增大叶片前缘直径可以降低前缘滞止点热负荷.调整叶型的表面曲率分布,有可能推迟吸力面的转捩,弱化叶片表面的传热.两步优化法计算量小,收敛性好,具有工程应用价值. 展开更多

关键词 叶型优化 平面叶栅 参数化造型 试验设计 降低表面热负荷

原文传递

叶型几何变形对涡轮载荷分布的影响 被引量：1

6

作者 王世安 《哈尔滨工程大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第7期845-850,共6页

为了寻找将中部加载涡轮叶片改型为后加载涡轮叶片的设计规律,用三维流体软件NUMECA对某四级动力涡轮的第一静叶进行了后加载改型设计研究.通过调整Bezier曲线控制点改变叶型的中弧线和内背弧.数值模拟结果表明:保持叶型中弧线轴向长度... 为了寻找将中部加载涡轮叶片改型为后加载涡轮叶片的设计规律,用三维流体软件NUMECA对某四级动力涡轮的第一静叶进行了后加载改型设计研究.通过调整Bezier曲线控制点改变叶型的中弧线和内背弧.数值模拟结果表明:保持叶型中弧线轴向长度不变而缩小中弧线的周向长度,同时通过增加叶型厚度来控制喉部面积,可以得到性能先进且保持与原始涡轮级动叶气动匹配的后加载静叶叶型.三维流场研究表明:后加载叶型改善了叶型损失,同时减小了二次流损失,改型的后加载静叶使得涡轮级效率提高了0.62%. 展开更多

关键词 涡轮叶型 几何变形 载荷分布 静叶 后加载 气动性能

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前缘形状对可控扩散叶型性能影响 被引量：24

7

作者 刘宝杰 袁春香 于贤君 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2013年第7期890-897,共8页

采用改进的形状函数变换技术(CST)造型方法对一个可控扩散叶型(CDA)的前缘进行优化设计,实现了叶片前缘与叶身连接之间的曲率连续,消除了设计状态下叶片前缘速度尖峰,使得叶片的气动性能得到了显著改善。利用不同的形状函数生成不同的... 采用改进的形状函数变换技术(CST)造型方法对一个可控扩散叶型(CDA)的前缘进行优化设计,实现了叶片前缘与叶身连接之间的曲率连续,消除了设计状态下叶片前缘速度尖峰,使得叶片的气动性能得到了显著改善。利用不同的形状函数生成不同的曲率连续前缘,叶型的最小损失相同,可用攻角范围的差别却很大。研究表明,这是由于前缘速度尖峰在非设计工况下的发展变化过程不同造成的。过强的前缘尖峰会导致附面层迅速增厚甚至提前转捩。 展开更多

关键词 CST造型方法 可控扩散叶型(CDA) 前缘形状 可用攻角范围

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典型翼型参数化方法的翼型外形控制能力评估 被引量：17

8

作者 张德虎 席胜 田鼎 《航空工程进展》 2014年第3期281-288,295,共9页

现代飞行器的精细化设计需求要求翼型参数化方法具有精准的翼型外形控制能力。依据标准的风洞模型公差要求,以五个典型翼型作为测试翼型,分别对Hicks-Henne参数化方法、样条参数化方法、PARSEC参数化方法和CST翼型参数化方法的翼型外形... 现代飞行器的精细化设计需求要求翼型参数化方法具有精准的翼型外形控制能力。依据标准的风洞模型公差要求,以五个典型翼型作为测试翼型,分别对Hicks-Henne参数化方法、样条参数化方法、PARSEC参数化方法和CST翼型参数化方法的翼型外形控制能力进行评估,依据每个翼型参数化方法的评估结果并结合其固有特点进行适应性分析。结果表明:四种翼型参数化方法对翼型外形的控制能力存在较大差别,具有不同的适用范围。评估典型翼型参数化方法的所得结果可指导设计人员依据具体的设计需求选择适当的翼型参数化方法。 展开更多

关键词 翼型外形控制 Hicks-Henne参数化方法 样条参数化方法 PARSEC参数化方法 CST翼型参数化方法

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风力机叶片21%相对厚度翼型粗糙敏感性研究 被引量：9

9

作者 黄宸武 杨科 +3 位作者 刘强 白井艳 张磊 徐建中 《工程热物理学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第6期953-956,共4页

基于变速变桨水平轴风力机,依据动量叶素理论和风力机实例,分析得出了叶片外侧翼型(包括21%相对厚度翼型)在低于额定风速变速运行阶段的粗糙敏感性评价指标为升力系数和升阻比的下降率;提出了根据升、阻力系数对输出功率的作用大小来确... 基于变速变桨水平轴风力机,依据动量叶素理论和风力机实例,分析得出了叶片外侧翼型(包括21%相对厚度翼型)在低于额定风速变速运行阶段的粗糙敏感性评价指标为升力系数和升阻比的下降率;提出了根据升、阻力系数对输出功率的作用大小来确定两粗糙敏感性评价指标权重系数的方法,并用实例演示了21%相对厚度翼型粗糙敏感性评判基准的获得;另外,通过正交设计、XFOIL软件几何造型与气动计算和方差分析得出了翼型各几何参数在不同雷诺数下对粗糙敏感性不同评价指标的影响程度和最优组合是不一样的。本文结论可为不同风况下风力机翼型的设计和粗糙敏感性评价提供参考。 展开更多

关键词 水平轴风力饥 翼型几何参数 粗糙敏感性 评价指标 评判基准

原文传递

翼形参数对某弹道修正迫弹气动特性的影响 被引量：8

10

作者 沈皓敏 杨新民 《弹道学报》 CSCD 北大核心 2017年第3期32-37,55,共7页

为研究不同翼形几何参数对某弹道修正迫弹流场特性和气动特性的影响,基于3D N-S方程和S-A湍流模型,对不同翼形结构的弹丸流场进行模拟,得到了不同翼形几何参数下的弹丸在平衡攻角时的升力系数和稳定储备量。仿真结果表明:翼型弯度越大,... 为研究不同翼形几何参数对某弹道修正迫弹流场特性和气动特性的影响,基于3D N-S方程和S-A湍流模型,对不同翼形结构的弹丸流场进行模拟,得到了不同翼形几何参数下的弹丸在平衡攻角时的升力系数和稳定储备量。仿真结果表明:翼型弯度越大,升力系数越大,稳定储备量呈先增加后减小的趋势;头部舵翼的安装位置不宜过于靠后;舵翼展长越大,升力系数越大,稳定储备量越小;尾翼根弦长度越大,升力系数越大,稳定储备量先增加后减小。 展开更多

关键词 弹道修正 翼形几何参数 流场仿真 升力系数 稳定储备量

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CDA叶型前缘流动的实验和数值研究 被引量：6

11

作者 刘宝杰 徐晓斌 +1 位作者 于贤君 朱宏伟 《工程热物理学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第8期1767-1774,共8页

气流绕过可控扩散叶型(CDA)叶片前缘时,前缘局部的突然膨胀加速与减速压缩过程对叶表边界层发展有重要影响。前缘曲率对局部绕流影响尤为突出,恰当的曲率连续设计可以大幅改善前缘局部绕流对边界层发展的负面影响。本文在叶栅实验中采... 气流绕过可控扩散叶型(CDA)叶片前缘时,前缘局部的突然膨胀加速与减速压缩过程对叶表边界层发展有重要影响。前缘曲率对局部绕流影响尤为突出,恰当的曲率连续设计可以大幅改善前缘局部绕流对边界层发展的负面影响。本文在叶栅实验中采用叶表静压与粒子图像测速技术(PIV)测量了不同前缘形状的CDA叶片在前缘附近的流动。实验结果与数值模拟分析表明,曲率连续前缘的叶表静压升系数的压力尖峰相比圆形、椭圆形前缘更小;PIV获取的气流在绕过圆形前缘后边界层各项厚度参数的发展变化和前缘压力尖峰有紧密联系。不同的前缘形状和攻角大小都会影响叶表边界层的起始状态,进而影响叶型性能。 展开更多

关键词 可控扩散叶型 前缘形状 实验研究 激光粒子测速技术

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基于PCA降维的气动外形参数化方法

12

作者 余婧 蒋安林 +3 位作者 刘亮 吴晓军 桂业伟 刘深深 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第10期62-81,共20页

几何参数化建模是气动布局设计的关键技术之一,简洁、高效、准确的几何表征对于提高飞行器设计效率和质量有着至关重要的作用。基于主成分分析(PCA)的特征提取降维,可以在满足几何表征精度的条件下,进一步降低现有参数化方法的维度,更... 几何参数化建模是气动布局设计的关键技术之一,简洁、高效、准确的几何表征对于提高飞行器设计效率和质量有着至关重要的作用。基于主成分分析(PCA)的特征提取降维,可以在满足几何表征精度的条件下,进一步降低现有参数化方法的维度,更好地服务于气动布局设计。本文介绍了基于PCA的翼型参数建模方法,分析了采样空间设计、样本数量、采样参数、几何重构方式等各个因素对PCA建模过程中降维能力、基模态特性以及几何表征能力的影响。通过CFD仿真分析,进一步探究PCA建模方法在气动性能表征方面的能力。仿真分析指出:基于PCA的翼型参数化方法,可以在满足几何外形表征精度的条件下降低现有方法参数维度,且其设计参数与几何特性有对应关系,利于在布局设计中加入工程经验;基于同一类采样方式的PCA建模,其模态特性、降维能力和几何外形拟合能力受采样空间、样本数量的影响很小,但对采样方法的参数配置较为敏感;本文所研究的建模方法,可在保证几何表征精度的同时满足气动力表征精度,其在气动布局设计优化中,具有一定的指导意义。 展开更多

关键词 气动外形优化 翼型参数化 主成分分析 几何参数化 本征正交分解

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翼型气动特性对高原环境旋翼气动性能影响研究 被引量：1

13

作者 柴春硕 袁明川 樊枫 《飞行力学》 CSCD 北大核心 2022年第1期19-25,共7页

以HARTⅡ模型旋翼为研究对象,开展了高原环境下翼型气动特性对旋翼气动性能影响的研究。首先,基于CAMRADⅡ综合分析软件,采用自由尾迹模型建立适合于HARTⅡ旋翼的气动计算模型,并采用相关试验数据进行了计算验证。在此基础上,针对悬停... 以HARTⅡ模型旋翼为研究对象,开展了高原环境下翼型气动特性对旋翼气动性能影响的研究。首先,基于CAMRADⅡ综合分析软件,采用自由尾迹模型建立适合于HARTⅡ旋翼的气动计算模型,并采用相关试验数据进行了计算验证。在此基础上,针对悬停和前飞状态开展了计算研究,分析了不同飞行速度和海拔高度下剖面翼型气动环境对直升机旋翼性能的影响规律。计算结果表明,高原环境悬停效率受翼型本身阻力特性的影响在大拉力系数下下降更快;高原环境旋翼升阻比曲线受剖面翼型工作迎角和马赫数的影响在平原环境升阻比曲线之下;高海拔大前进比时,桨叶尖端区域剖面翼型前行侧的来流马赫数超出阻力发散马赫数,受空气压缩性影响,旋翼性能降低。 展开更多

关键词 HARTⅡ旋翼 高原环境 翼型特性 旋翼性能 自由尾迹

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