低展弦比CAES向心涡轮叶顶型线的正交设计优化（英文）

为降低叶顶泄漏损失,本文首次将NACA翼型引入向心涡轮,并采用正交试验设计和计算流体动力学(CFD)方法获得了具有最优NACA叶顶型线的向心涡轮叶片,并揭示了该叶片对叶顶泄漏损失的控制机理。结果表明,最优NACA叶顶型线具有较大的前缘内接圆半径、较小的尾缘厚度,以及更靠近前缘的最大厚度位置。其内接圆半径和最大厚度位置对向心涡轮等熵效率的影响度也随叶顶间隙增加而增大。当叶顶间隙为8%出口叶高时,最优NACA叶顶型线可使向心涡轮等熵效率提高1.47%,并使向心涡轮能够在非设计工况下具有较高效率。该型线能够降低尾缘附近的叶顶泄漏速度,减弱泄漏流与主流掺混强度,使流动损失降低。     

尾缘厚度对压气机叶栅气动性能的影响研究

针对不同尾缘厚度对压气机叶栅气动性能影响的问题,采用尾缘对称加厚的方法,在保证弦长、最大厚度、最大厚度相对位置、前缘半径、安装节距和安装角等参数不变的条件下,使尾缘厚度相对于弦长在0.1%~8.0%范围变化。根据Baldwin-Lomax模型建立了压气机叶栅二维湍流流动模型,并对模型近壁面进行了网格加密处理,通过隐式多重网格法加速计算的收敛,利用NUMECA软件,对叶型原型和对称加厚尾缘叶型的总压损失系数、叶型气流转折角和升阻比进行了数值计算。研究结果表明,尾缘厚度在一定范围内增大时,气流转折角减小,升阻比呈先增后降的趋势,而尾缘厚度较大时,推迟了叶型失速的出现,但尾迹损失和总压损失系数较大。     

小直径井下发电机涡轮叶片仿真研究

采用计算流体动力学分析软件FLUENT对小直径井下涡轮发电机的涡轮叶片叶型进行了流体动力学分析,得到其定转子内部的流场分布。将仿真得到的入口压力与理论计算所得的设计压力降做对比,验证了简化后的二维叶型仿真的可行性。分析结果表明,转子叶片吸力面的弯曲程度过大将造成脱流,并且适当增大转子叶片出口角,可减少其尾缘出现涡的可能,提高涡轮叶片的水利效率。根据仿真结果对该叶型进行优化。     

一种涡轮钻具叶片叶型参数化设计方法

涡轮钻具是一种重要的钻井工具,涡轮叶片的型线设计对涡轮钻具的性能影响很大。提出了一种涡轮钻具叶片二维叶型参数化设计方法,及阐述了参数化特征造型的思路并提出三次曲线作为叶片型线模型,并根据叶片的几何特征关系给出了模型的求解方法及叶片造型的关键步骤。结合设计实例并完成叶型的参数化造型,从而对该设计方法的可行性进行了验证。该方法对涡轮钻具产品的优化设计具有参考价值,也可应用于其它一些叶片结构件的参数化设计,具有较好的工程应用性。     

基于中弧线的叶片蜡模模具型面优化方法

针对高精度复杂涡轮叶片成形精度难控制的问题,提出了基于叶型中弧线的蜡模模具型腔优化设计方法。对反映中弧线几何特征的参数进行提取与偏差分析后进行逆向迭代,经过对叶型的复原和对叶身的重构,建立优化的蜡模模具型腔,实现了对叶片凝固和冷却过程中非线性变形的补偿。与有限元法模具型腔逆向设计方法相比,无需后续复杂的曲面拼接和光顺技术。采用该方法对某型涡轮叶片蜡模模具型面进行优化,使铸件的尺寸误差得到了大幅度降低。数值模拟与实验结果吻合情况良好,经过4次迭代优化,得到的仿真铸件模型与设计模型的二维偏差平均值由优化前的0.350 94 mm降低至0.111 51 mm。     

基于z-θ流面的径流式叶片中弧线造型设计方法

提出一种基于z流面的径流式叶片中弧线造型设计方法。在子午流面中,定义径流式叶型中弧线径向半径沿轴向的变化规律;在z流面中,结合进出口的气流参数,定义叶型中弧线周向角沿轴向的变化规律;组合生成叶型的中弧线。利用Bézier曲线描述中弧线的子午型线和z流面型线,在升级算法和曲率优化的基础上保证了连接处的曲率连续。沿中弧线法线方向依据一定的厚度分布规律生成径流式叶型,并实现了含大小叶片离心式压气机的参数化造型设计。在设计空间中,以超拉丁方试验设计方法采样原始数据,在此基础上生成具有最小无偏估计的Kriging近似模型,基于此近似模型实现了气动优化设计,提高了离心式压气机的气动性能。     

离心叶轮叶型参数化设计研究

基于最大流量设计原则,建立离心叶轮的基本结构与气动参数;采用子午型线设计、叶片中弧线设计和叶片厚度设计方法获得叶轮叶型的三维参数。以Eckardt计,并采用数值计算方法对新叶轮进行三维模拟,通过与原叶轮的性能对比验证了本文参数化设计的有效性。     

径流叶片扩压器的气动设计与优化

径流叶片扩压器的优化设计对提高离心风机的静压效率有重要作用。基于NACA65平面叶栅试验数据和叶栅保角变换方法,建立径流叶片扩压叶栅的气动设计方法,解决了径流叶栅气动设计中基准叶型的转换问题。通过对叶型的参数化和应用遗传算法的优化,可以进一步优化叶片安装角和局部型线,控制叶片表面的流动分布,降低叶栅总压损失和出口气流落后角,相关算例证明了本文方法的可行性。     

基于钝尾缘翼型叶片的三维风力机性能分析

随着风力机向大型化发展,为有效提升风力机叶片的性能以及结构强度,将钝尾缘翼型应用于风力机叶片设计。以NACA639XX系列翼型为基准翼型,通过Hicks-Henne型函数和钝尾缘函数对翼型进行参数化拟合,使用多岛遗传算法优化得到层流钝尾缘翼型族(USST-XXX)。将此翼型族中相对厚度为21%的USST-211翼型与NACA63921层流翼型替换NREL PhaseVI叶片截面的S809翼型,建模得到两种三维风力机叶片,采用数值模拟的方法,对这两种叶片不同风速下的流场进行分析,并与NREL Phase VI风力机叶片的气动性能进行对比。数值模拟结果表明,在额定风速附近,采用层流钝尾缘翼型所构造的新叶片风力机的风能利用系数高于其他两种叶片。研究结果表明优化得到的层流钝尾缘翼型族可以有效提升风力机气动性能,在大型水平轴风力机叶片设计方面具有良好的应用前景。     

尾缘弯折角对宽攻角范围涡轮叶片气动性能影响的数值研究

采用数值模拟方法研究了涡轮尾缘弯折角对宽攻角叶型气动性能的影响,对比研究了尾缘弯折角和攻角变化对涡轮叶型载荷、出口气流角和损失系数的影响。计算结果表明:当攻角小于7°时,涡轮叶栅损失系数随尾缘弯折角增大而减小;当攻角大于7°时,涡轮叶栅损失系数随尾缘弯折角增大而增大。当尾缘弯折角一定时,涡轮叶栅损失系数先减小后增大,攻角为-23.35°处损失系数最小。随着攻角增加,出口气流角减小,叶片载荷后移。在全攻角范围内,尾缘弯折角增大,涡轮叶栅出口气流角增大,叶片载荷后移。