基于遗传算法的竖轴变攻角潮流能水轮机性能优化研究

为了提高竖轴变攻角潮流能水轮机能量利用率,建立了该类水轮机在不同工况下的数学优化模型,以直叶片摆线式水轮机为原型应用遗传算法结合计算水轮机水动力的流管模型进行优化求解,给出了优化后叶轮能量利用率系数、叶片攻角和偏角随位置角的变化规律,并据此分析了该类轮机流体动力性能改变的规律及其原因。计算结果表明遗传算法是解决这类问题的有效方法.

垂直轴风力机非对称翼型叶片变攻角方法

分析了H型垂直轴风力机非对称翼型叶片在一定雷诺数下的升力系数和阻力系数的变化,给出了叶片攻角的合理变化范围。通过分析风轮旋转一周叶片攻角的变化,给出了不同叶尖速比下叶片攻角随其方位角变化的规律。利用Origin软件计算出上下风区叶片的安装角与攻角的对应关系,并确定合适的安装角。分析表明,通过改变风轮叶片的安装角来调整叶片的攻角,能使风力机始终保持较高的功率输出。

垂直轴风力机变攻角结构中心轴降振减重双目标优化

垂直轴风力机变攻角结构中心轴在正常工作中,要受到频率载荷的作用,引起振动,这样就会降低中心轴的传动精度并产生噪声,还缩短其使用寿命;因此,利用MATLAB遗传算法工具箱对变攻角结构中心轴进行优化设计,计算出设计变量的最优值。经过优化后,中心轴各节点的振动速度都有所降低,降低的最大幅度约为27%,同时中心轴的质量也减少了0.84kg。

垂向双蝠鲼变攻角滑翔水动力性能研究

为了探究垂向间距和攻角对双蝠鲼在沿垂向分布集群滑翔时的水动力性能影响,根据蝠鲼的实际外形建立了蝠鲼计算模型,设置了4种间距排布即0.25,0.5,0.75,1倍体厚排布以及9种攻角状态即-8°~8°,随后借助Fluent软件进行了双蝠鲼变攻角、变垂向间距的集群滑翔数值模拟,结合流场压力云图以及速度云图对集群系统平均升/阻力以及集群中各单体的升/阻力进行了分析.数值计算结果表明:双蝠鲼沿垂向分布在攻角范围为-8°~8°进行集群滑翔时系统平均阻力均高于单体滑翔时所受阻力.单体在集群滑翔过程中获得减阻收益,当双蝠鲼以负攻角集群滑翔时,下方蝠鲼阻力减小,且垂向间距越小,减阻效果越明显;当以正攻角集群滑翔时,上方蝠鲼获得减阻收益.当双蝠鲼以负攻角滑翔时,系统平均升力大于单体滑翔时所受升力;当双蝠鲼以负攻角滑翔时,系统平均升力小于单体滑翔时所受升力,系统平均升力几乎不受垂向间距影响.下方蝠鲼升力始终大于上方蝠鲼升力,但随着垂向间距的增大,升力差距逐渐减小.

变攻角翼型动态失速特性研究

本文通过风洞试验探讨了几种翼型在不同攻角增大率时的失速特性,分析了攻角增大率对失速滞后的作用规律,最后还对动态失速特性的应用作了说明。

弹丸变攻角侵彻间隔靶弹道极限研究

攻角对弹丸侵彻能力有重要影响,而侵彻过程中攻角的改变对弹丸侵彻多层靶能力的影响更为显著。针对厚度相同的双层接触靶和间隔靶,通过理论分析和数值模拟,研究弹丸贯穿前靶后的攻角变化对侵彻后靶能力的影响。研究结果表明,贯穿前靶后弹丸攻角随着靶板间距的增大而增大,当攻角变化大于30°时,间隔靶的弹道极限开始高于等厚接触靶的弹道极限;弹丸变攻角侵彻双层靶过程的动能损耗机理不同于无攻角的正侵彻和斜侵彻,它包含弹靶之间非对称的相互作用;贯穿前靶后弹丸的攻角变化取决于弹轴角速度和靶板间距,而弹轴角速度取决于弹丸初速、靶板厚度、初始攻角、初始倾角等;弹丸侵彻能力越强,弹靶分离后弹轴角速度越大。

变攻角双圆柱涡激振动响应研究

为了研究双圆柱在变攻角下的涡激振动机理,基于CFD(Computational Fluid Dynamics)耦合动力学及嵌套网格方法,建立了双自由度圆柱体涡激振动的高保真数值模型。通过与国内外实验数据对比,验证了数值模型及程序的准确性。然后,对雷诺数Re=0~8000、约化速度U r=2~13、来流攻角θ=0°~90°下圆柱体的振动响应、流体力特性、尾流模式开展了研究。仿真结果表明:当约化速度U r=2~3时,随着来流攻角增加,上下游柱体横向位移差不断增大,柱体尾流模式经历了单钝体、2S(双单涡模式)、2S(同相同步或反相同步模式)的演变过程,此时柱体振幅较小;当U r=4~8时,上下游柱体进入锁定区间,振幅均达到最大。与大攻角(θ=60°~90°)不同,由于小攻角下(θ=0°~30°)柱间存在较强的涡融合效应,相应的振幅较大些。特别的,受柱间屏蔽作用控制,小攻角下柱体最大振幅开始于更大的约化速度;当U r=9~13时,大攻角下上下游柱体均脱离锁定区间,振幅与单圆柱趋于一致。相反,小攻角下柱体振动频率接近漩涡脱落频率,加之上游柱体尾流的单边促进作用,导致上下游柱体振幅一直处于较大值。研究结果可为相关海洋工程设计提供参考。

Φ0.5米高超声速风洞连续变攻角测力试验数据处理方法研究

Φ0.5米高超声速风洞连续变攻角测力试验具有数据量大和试验效率高的优点,但受传感器响应不一致、模型自重及加减速过程的影响,无法对试验数据直接进行处理,需要对试验数据进行修正,主要开展了以下工作:首先通过测试确定了模型攻角控制系统运行参数、数采系统参数和软件采集策略;然后使用无延时数字滤波器对试验数据进行降噪处理,并应用互相关函数计算天平各分量相对攻角信号的延时,基于常规测力试验数据处理流程,系统提出了天平支杆弹性角、模型自重、模型离心力及惯性力的修正方法;最后开展了对比验证试验及天平温度效应试验,结果表明连续变攻角试验结果与常规阶梯试验结果吻合较好,连续变攻角试验技术可有效降低高马赫数条件下的温度效应。

高负荷涡轮扇形叶栅变攻角气动试验研究

为了探究不同出口马赫数、进口攻角对涡轮叶栅气动性能的影响,本文在进口气流偏离轴向23°的条件下,试验出口马赫数分别为0.7、0.8、0.9,并在出口马赫数为0.8的条件下,攻角分别为0、±7.5°与±15°,对某型涡轮扇形静叶栅进行了吹风试验。试验结果表明:随着出口马赫数的增加,叶片载荷增大,出口总压损失增加,出口气流角减小;随着进口气流攻角从负到正的变化,叶片前缘压力载荷增加,出口气流角增加,总压损失先减小再增大,且攻角为0时,总压损失最小。

连续变攻角百叶窗翅片的传热及流动特性

为获得较好性能的强化传热翅片,在百叶窗翅片的基础上,提出4种不同连续递增或递减攻角的百叶窗翅片,并对其传热及流动特性进行研究。不同翅片的攻角分别为：LF1＋2°（22°,24°,26°,28°,30°,28°,26°,24°,22°）,LF2＋3°（18°,21°,24°,27°,30°,27°,24°,21°,18°）,LF3 0°（攻角均为30°）,LF4-3°（30°,27°,24°,21°,18°,21°,24°,27°,30°）,LF5-2°（30°,28°,26°,24°,22°,24°,26°,28°,30°）。计算结果显示,虽然连续变攻角百叶窗翅片的换热性能略低于固定攻角的百叶窗翅片,但其流动阻力大大降低,综合性能更好。说明在相同的压降下,连续变攻角百叶窗翅片的换热性能更好。在Re=408~1230时,LF2和LF4的综合性能最好。

FD16风洞连续变攻角测力试验技术研究

FD16风洞为1.2 m口径暂冲式高超声速风洞,通常采用阶梯变攻角测力试验方式,试验得到的数据点稀疏,难以准确描述气动试验曲线细节特征,同时其单次风洞试验时间长,气源需求量大。通过攻角机构改造、多信号连续同步采集、数据滤波及修正等方法,建立了FD16风洞连续变攻角测力试验技术。对比试验结果表明,该项试验技术获得的气动力数据与常规阶梯方式具有很好的一致性,可以满足工程实用的要求。此外,该项技术能够减少25%吹风时间,提高经济效益的同时,现有真空引射运行方式也能够满足测力需求,解放了FD16风洞生产力。

某式某型高超声速风洞连续变攻角测力试验测试系统研制及关键技术研究

在某式某型高超声速风洞开展了连续变攻角测力试验技术研究,针对性地建立了某式某型高超声速风洞专用的连续变攻角试验软硬件测试系统,完成了模型攻角的实时测量、滤波截止频率和机构运行角速度择选、多类信号高速连续采集、信号相关性研究和数据同步修正、专用数据采集和处理软件研制等多项研究内容。该项技术通过了多轮动态试验验证,从试验结果可以看出,同阶梯变攻角试验方式相比,某式某型高超声速风洞连续变攻角试验技术缩短了约2/3的试验时间,大幅节约了气源,有效地减小天平温度效应,获取了更丰富的试验数据,达到了预期的研究目的,实现了某式某型高超声速风洞连续变攻角测力试验技术的工程化应用,可用于大多数测力试验。

非轴造型对涡轮损失控制的攻角适应性研究

非轴对称端壁技术能够有效减小横向二次流带来的气动损失,提升涡轮效率。为了评估不同来流条件下非轴造型在涡轮叶栅中的作用效果,以高压涡轮的静叶叶栅上端壁为研究对象。在0°攻角条件下以涡轮的出口总压损失为优化目标进行了叶栅非轴对称端壁的造型和优化,研究得到了一种能够有效减小叶栅二次流动能和气动损失的非轴造型,并在变攻角情况下对该造型的损失控制效果进行了分析。结果表明:在所考察的攻角范围内,本研究使用的非轴对称端壁造型均能有效降低叶栅气动损失,且该造型对几个主要的二次流结构的作用效果在不同攻角下没有太大的变化;在二次流强度较弱的负攻角条件下,造型对马蹄涡结构的控制效果相比于其他攻角条件更为显著。

某型轴流压气机高压第16级叶型气动特性的试验研究

采用环形亚声速风洞气动参数测量试验方法,研究了某型轴流压气机高压第16级动、静叶型的变攻角特性。试验结果表明,对于扩压叶型,沿压力边和吸力边的流动都是先快速膨胀后扩压,扩压占流程的绝大部分,相对压力边,吸力边扩压流程长,梯度大,吸力边是叶型损失源;在相同攻角下,叶型损失正比于叶型的几何折转角,因为在试验攻角变化范围内,叶型的落后角可忽略不计。

一种竖轴潮流发电水轮机性能优化方法的初步研究

从水轮机水动力学原理出发,建立了提高竖轴变攻角潮流发电水轮机能量利用率的优化方法和数学模型.该模型以叶片偏角随位置角的变化规律为优化参数,以水轮机工作速比范围内的能量利用率系数为优化目标,采用基于动量定理的多流管模型来求解流体动力.选取竖轴直叶摆线式水轮机为优化原型进行了优化计算,给出了优化后水轮机的能量利用率以及攻角随位置角的变化规律.通过与不同偏心率的摆线式水轮机的能量利用率及攻角随位置角变化规律的对比,分析了优化后水轮机水动力性能改变的规律及原因.结果表明,在优化速比范围内,水轮机叶片不同位置角处的水动力攻角都有所增大,作用于叶片上的力以及叶片受力对水轮机中心的力矩也相应增大,从而提高了水轮机的能量利用率.

潮流发电水轮机基于动量定理的性能计算方法研究

以潮流发电水轮机的设计为研究背景,分析和总结了基于动量定理方法的四种流管模型(单盘面-单流管模型、双盘面-单流管模型、单盘面-多流管模型和双盘面-多流管模型)在竖轴变攻角水轮机的水动力性能计算中的应用,特别是能量利用率预报方面的应用。说明基于动量定理的模型在求竖轴变攻角潮流发电水轮机的水动力性能方面,能够预报一些定性特性和总体趋势,为水轮机的设计和计算提供一种初步方法。

不同攻角来流条件下射流与分离泡相互作用机理研究

本文使用压力敏感漆(PSP)技术,对具有多排离散冷却孔的某透平叶栅进行气膜冷却实验,研究了在变攻角来流条件下,不同吹风比时叶片表面的气膜冷却效率,吹风比控制在0 4、0.8、1.2和1.6。文中所使用的叶型具有大折转角、大展弦比等特点,当处于负攻角来流条件时,主流会在压力面产生分离区。实验结果表明,在分离泡内的射流会受到当地低速主流的影响,当地气膜有效度下降;而在分离泡下游,部分吹离的射流气流会随着主流再附于叶片表面。随着吹风比的增大,这种吹离再附着的现象愈发明显。

一种高超声速进气道加速自起动的实验方法

为了探寻在地面常规暂冲式风洞中开展高超声速进气道加速自起动实验的可行性,提出了基于前遮板的高超声速进气道连续变攻角加速自起动实验方法。该实验方法通过将安装有前遮板的进气道模型在风洞实验段整体从极限正攻角旋转至极限负攻角,前遮板会产生激波对远前方气流减速,或产生膨胀波对远前方气流加速,而位于前遮板下游的进气道即可获得加速自起动过程所需连续加速的来流条件。通过数值仿真对所提出的加速自起动实验方法进行了验证。研究结果显示:以2(°)/s的角速度整体旋转基于前遮板的高超声速进气道模型,其起动马赫数与高超声速进气道自身加速自起动马赫数相差在1%以内,表明基于前遮板的高超声速进气道连续变攻角加速自起动实验方法能够被用于在常规暂冲式风洞中开展高超声速进气道加速自起动实验研究。