十级高压压气机气动方案设计的优化

对HARIKA程序进行改进,创新性地修正了效率模型并引入Koch失速静压升系数模型,采用E3十级高压压气机气动特性试验数据验证此改进HARIKA程序,结果表明改进HARIKA程序对压气机100%转速失速边界的预估精度达到了99%。采用NSGA-II多目标遗传算法进行气动方案设计优化,优化后的方案与初始方案相比设计点的总效率提高了3.4%,喘振裕度提高了6%;通过调节进口导叶和前五级静子叶片的安装角,使得优化方案在非设计转速下的特性也得到了提高。

间冷循环涡轮气动方案

以间冷循环燃气轮机总体对动力涡轮的设计要求为目标,进行了间冷循环动力涡轮气动方案改型设计研究。计算采用成熟的轴流涡轮一维气动设计软件Concept NREC Axial,在一维气动损失模型的选用方面,通过对某型机性能复算进行了验证。方案改型计算在满足间冷循环燃机总体对动力涡轮的参数进行大规模调整的前提下,以尽量保留原型机的高可靠性为目标,并综合考虑了性能与改型难度的平衡,完成了多个方案的计算。结果表明,经过改型设计的涡轮可以基本满足间冷循环的要求。

低温离心式丙烯制冷压缩机的研制

沈鼓集团股份有限公司以某煤化工装置中的丙烯制冷单元为依托,对低温离心式丙烯制冷压缩机进行了研发设计,通过优化气动方案、设计机壳结构、优化叶轮结构、提升转子动力学设计、优化轴端干气密封设计、优化系统控制方案等,获得了压缩机最佳设计方案。设计的压缩机可满足大流量、高压比、高性能等工艺要求。

轴流燃气涡轮气动设计中反动度可行域的研究

为快速确定反动度的合理取值范围,加快涡轮设计流程及完善气动设计体系,对考虑动叶进口相对总温的高压涡轮反动度可行域及多约束下反动度的可行域进行研究。采用"等效单级涡轮"的思路建立反动度与动叶进口无量纲相对总温之间的关系式以及采用速度三角形方法建立多约束条件下反动度可行域的计算方法。研究显示:当级负荷系数和膨胀比一定时,相对总温随反动度降低而降低。反动度降低0.1,则无量纲相对总温降低0.012。涡轮进口总温越高,反动度对相对总温影响幅度越大。当级负荷系数大于某值或膨胀比低于某值时,反动度均存在最大值。为保证气动方案具有较低值动叶进口相对总温和较高的效率,若膨胀比一定时,应选择较小的反动度和级负荷系数的设计思路,若级负荷系数一定时,对于单级涡轮反动度取值应较高,对于双级涡轮反动度取值应减小。建立考虑涡轮气动、传热、强度、结构方面的多约束可行域计算方法,可以快速确定反动度的可行域,完善涡轮气动方案设计并加快设计流程。以新型高速飞行器低压涡轮为分析对象,采用该方法确定其反动度可行域为0.125～0.266,并深入研究发现其反动度最大值由动叶出口最大允许马赫数和最小允许绝对气流角共同限制。

常规高超声速风洞的节能方案研究

为了适应高超声速飞行器发展的要求,常规高超声速风洞的建设规模向2m量级发展。但是,随着风洞尺寸的增加,风洞运行所耗费的能源剧增。如何在满足高超声速飞行器试验对风洞尺寸要求的条件下,节省风洞运行时的能量消耗,已成为常规高超声速风洞设计技术发展必须考虑的重要问题。针对这个问题,从常规高超声速风洞气动布局的角度进行了初步探索。首先总结了现有常规高超声速风洞的气动布局;在此基础上,对常规高超声速风洞的能量运行特点,以及不同布局中工作气体余热的处理情况进行了分析;然后结合常规高超声速风洞的运行特点,分析了风洞中可能采用的余热利用技术;最后,提出了一种基于余热利用的常规高超声速风洞布局方案,并对该方案中的关键问题进行了讨论。文中对于该方案的节能情况进行了分析,结果显示,该方案相对于已有的气动布局具有明显的节能效果。

YL-24000A型烟气轮机的设计与开发

烟气轮机是炼油厂催化裂化装置中重要的能量回收设备。YL-24000A型烟气轮机是以青岛大炼油工程项目为依托,由中国石化工程建设公司设计开发的一大型机械设备。文章着重从YL-24000A型烟气轮机的气动方案、材料特点和结构特点较详细地介绍了该烟气轮机的设计开发情况,烟机轮盘材料首次选用了高强度超级Waspaloy合金材料以及多项新结构的使用都是该烟气轮机的亮点。

170万t/a煤制甲醇及转化烯烃项目合成气压缩机的研制

简述了以煤为原料生产甲醇的工艺流程,以及170万t/a煤制甲醇及转化烯烃项目合成气压缩机的研制过程,包括气动方案设计难点及解决办法、进排气蜗室及密封等定子组部件的结构优化设计。

搅拌设备细集料供给系统的改造

现有的搅拌设备大多存在着细集料堵塞、供给不连续等问题,严重影响搅拌设备成品料的质量,目前国内尚无有效的解决方法。我公司经研究确定的高压气动式清堵方案,有效地解决了细集料供给系统的堵塞问题,对于提高公路与桥梁施工的质量和效率具有重要意义。

战斗机大迎角特性的预测研究

着重阐述了在飞机初步设计阶段，如何初步预测飞机的大迎角（失控／尾旋）特性；在飞机详细设计阶段，如何全面预测飞机的大迎角（失控／尾旋）特性。