基于载荷发散控制的旋翼高原气动设计

直升机高原重载快速飞行时,旋翼处于大总距状态,更易发生旋翼失速,导致操纵载荷显著增加。为解决这一问题,本文提出了基于载荷发散控制的旋翼高原气动设计方法。传统直升机旋翼设计中,性能、噪声、空机重量控制等要求是常规的设计目标,对拉力性能影响不大的旋翼失速问题往往被忽视,但其对高原直升机来说影响重大。文中构建了旋翼动力学模型,并据此计算了桨叶动态气动力矩系数C_(m)随单位实度拉力系数C_(T)/σ的变化曲线。以C_(m)突增作为旋翼失速基本判据,分析不同前进比μ下C_(m)突增点,形成旋翼失速载荷发散单位实度拉力系数C_(T)/σ包线,以此作为旋翼高原气动设计边界之一。运用该方法设计的AC313大型民用直升机的理论分析和试飞结果均表明,该设计可极大地减少旋翼在高原典型飞行剖面发生旋翼失速的风险,有效控制旋翼操纵系统的载荷,增加操纵系统使用寿命,提升飞行舒适性,很大程度上保证了飞行安全,在直升机的全生命周期使用中作用积极。

超临界二氧化碳离心压缩机气动设计与性能分析研究进展

超临界二氧化碳(supercritical carbon dioxide,SCO_(2))Brayton循环具有效率高、结构紧凑等优点,在能源动力系统中有着良好的应用前景。离心压缩机作为该循环系统的重要部件,因其运行范围广、单级压比大、效率高等优点同样在能源、动力及化工行业得到广泛的应用。气动设计与性能分析是所有压缩机工作的基础,其包含一维气动设计与分析及全三维CFD(computational fluid dynamics)数值分析等关键部分。相对于传统离心压缩机,近临界点特殊的工质物性为SCO_(2)离心压缩机设计与分析带来了新的挑战。通过对近期相关文献的探讨,综述了SCO_(2)离心压缩机的设计方法以及相关学者的性能分析实验,着重介绍了一维设计方法和三维流动分析中的影响因素,并在综合分析后提出了关于SCO_(2)离心压缩机的设计和性能分析的研究重点。

小尺寸无静叶对转风扇/压气机气动设计与变工况性能分析研究

无静叶对转风扇/压气机能有效减小发动机陀螺力矩,在轴向长度方面具有优势。然而,无静叶往往导致下游叶片攻角变化较大,变工况性能难以保证,且这一特点随叶尖切线速度的增大而恶化。本文利用小尺寸涡扇发动机风扇叶片根部周向速度较低的特点,尝试对其进行风扇与压气机无静叶对转方案设计。通过速度三角形分析了无静叶对转风扇/压气机的性能特点,开发了无静叶对转风扇/压气机一维设计程序进行参数方案的筛选优化,设计得到小尺寸无静叶对转风扇/压气机构型方案,设计点效率为85.1%,压比为3.16。结果表明,对转压气机的下排叶片相对进口气流角的变化范围较常规转叶+静叶相对进口气流角范围更小,而对转下排叶片的进口速度却将增大1.5~3倍,因此,需要合理选择对转风扇/压气机的轮毂比及转速比,才能保证对转风扇/压气机变转速工况下的设计点效率及失速裕度。减小对转风扇/压气机转速比有利于提高设计点效率和裕度,但本文受发动机总体指标限制,对转速比选择进行了折中。

宽工况离心压缩机的气动设计及仿真优化

离心压缩机由于需要在不同的工况下运行,因此需要具有较广的工作范围和较高的工作效率。根据设计要求进行单级离心压缩机的一维气动设计,并结合商业软件完成三维建模,采用NUMECA软件进行了三维数值仿真得到了设计工况下的气动性能。通过改变压缩机叶片几何参数如叶片厚度、叶片数、前缘角和叶型,分析其对离心压缩机性能和流场的影响。数值计算结果表明:离心压缩机叶片在70%叶片厚度、15个叶片、前缘角半轴比为3和NACA6306叶型叶片时,整机在全工况下满足压比要求且等熵效率最高。结合内部流场分析发现,影响离心压缩机效率的主要因素是流场高熵区的变化,优化过的压缩机的叶片有更好的流场分布,能有效减小高熵区大小。

超临界二氧化碳离心压缩机气动设计及变工况性能预测

根据超临界二氧化碳(supercritical carbon dioxide,SCO_(2))的物性特点,调用美国国家标准技术研究所(national institute of standards and technology,NIST)发布的二氧化碳物性参数,开发了SCO_(2)离心压缩机一维设计及性能预测的程序。利用该程序完成了-10 MW SCO_(2)布雷顿循环发电系统中的分流压缩机气动设计以及不同转速下的性能预测,并结合数值计算与流场分析,结果表明:在设计转速下,一维预测结果与三维数值模拟所得的压气机性能结果在小流量区域变化趋势与数值大小吻合较好,但是在堵塞工况点附近两者存在一定的偏差。在其他转速下,一维预测结果与三维数值模拟所得的压气机性能结果吻合较好,表明该一维性能预测能较好预测SCO_(2)离心压缩机的变工况运行特性。

汽车风洞高品质流场气动设计方法

汽车风洞的高品质流场是指试验段速度稳定且均匀、轴向静压梯度低、湍流度低、背景噪声低以及无低频颤振且低频压力脉动低。本文围绕汽车风洞3/4开口试验段气动构型特点,结合理论分析、数值仿真和工程估算,将决定汽车风洞高品质流场的洞体气动轮廓、试验段喷口与收集口匹配关系、湍流度控制措施、背景噪声控制措施以及低频压力脉动控制方法等要素做了初步分析,研究表明:1) 气动轮廓决定着流场均匀性和气流偏角;2) 试验段喷口和收集口匹配关系决定着轴向静压梯度;3) 收缩段的收缩比、稳定段整流、拐角段整流、风扇段整流、洞壁粗糙元及洞体部段阶差决定着湍流度;4) 轴流风扇、拐角导流片、消声室决定着背景噪声;5) 喷口剪切层涡脱频率与风洞及驻室的声振频率决定着低频压力脉动。本文给出了汽车风洞高品质流场气动设计的基本流程与技术路线,初步形成了一套工程设计方法。

跨流域高速飞行器气动设计研究现状及思考

针对跨流域空气动力学理论的不完善、多物理非平衡效应耦合的跨流域流场高精度预示模型缺乏、大空域和宽速域流动控制难度大等问题,本文从气动布局、气动预示和气动优化三个方面对跨流域高速飞行器气动设计的研究现状进行了回顾,对气动设计中涉及到的难点和关键问题进行了思考,并提出了相关发展建议。

多级小焓降涡轮叶片热力气动设计方法与工程实践

深入地研究了汽轮机通流部分基本设计参数对流动损失的综合影响,提出了能够有效提升通流效率的多级小焓降叶片气动设计方法,并结合各种流动损失的产生机理揭示了多级小焓降叶片气动设计方法在理论上的内在合理性。将多级小焓降叶片气动设计方法与其它准三维和三维叶片设计技术融合,应用于哈汽公司1000MW超超临界汽轮机高压通流的气动设计,随之进行的叶栅风洞试验和机组性能试验结果证实了多级小焓降叶片气动设计方法在工程设计中的有效性。

600 km/h高速磁浮交通系统气动设计

中国轨道交通历经几代技术创新与发展,取得了令世界瞩目的成就。轮轨系统的黏着限制了轨道交通的进一步高速化,磁浮技术在轨道交通上的应用应运而生。“十三五”期间,中国开始研制600 km/h高速磁浮交通系统。高速磁浮列车运行速度为600 km/h,马赫数达到0.49,列车空气动力学性能急剧恶化,加之运行环境(车–轨间隙、两侧节流)的变化,呈现出与高速轮轨列车不同的气动特征,空气动力学问题成为高速磁浮列车设计研发的关键问题之一。本文探讨了600 km/h高速磁浮列车气动设计面临的技术挑战,提出了高速磁浮列车气动设计解决方案,介绍了我国600 km/h高速磁浮列车气动设计方案,展望了高速磁浮列车空气动力学未来研究方向。

气流清扫的超音速喷管气动设计及其性能的对比分析

目的提出使用拉瓦尔喷管产生高速气流清扫固体表面附着的水膜。方法设计中心轴对称锥形喷管(Taper-A)、中心轴对称Sivell法喷管(Sivell-A)、中心轴对称短化喷管(MLN-A)和二维锥形型线喷管(Taper-2D),建立包括外流场的LES数值仿真模型,并进行仿真,分析研究外流场结构,并基于韦伯数判据,分析超音速喷管的清扫性能。结果喷管短化设计方法可以将喷管长度缩短50%。外流场速度呈波动衰减趋势,特征线法喷管的气流膨胀更充分。缩短喷管长度会减小内流场的附面层厚度,因此MLN-A在速度波动中的能量耗散较少;喷管过长也会降低清扫性能,MLN-A和Taper-2D在x_(L)>2区域的最大等效水膜厚度小于0.2μm,但MLN-A有效清扫面积比Taper-A的喷管提高15%以上,清扫性能最优。结论喷管短化设计方法可以有效缩短喷管。喷管结构对清扫性能影响较大。MLN-A喷管的清扫性能最优。

涡轮气动设计对空气涡轮起动机自由运转转速的影响分析

为控制空气涡轮起动机自由运转,减少自由运转转速过高对空气涡轮起动机结构重量及安全运行带来的不利影响,开展了涡轮气动设计对空气涡轮起动机自由运转转速的影响分析,提出通过控制来流攻角降低自由运转转速的气动设计方法,识别了影响来流攻角的四个主要因素:叶片构造角、反力度、载荷系数和流量系数。结果表明:来流攻角对自由运转转速具有非常明显的影响,通过选择合适的气动参数,可有效提高峰值功率转速下的负攻角,增强大转速状态下的转子攻角损失,进而降低涡轮自由运转转速。进一步,整机试验结果证明,采用本文提出的设计方法,优化后的涡轮在峰值功率基本不变的前提下,峰值功率转速降低17.8%,自由运转转速可降低近20%。

CZ-2C子级落区栅格舵的气动设计实践及发展展望

2018年宽马赫数栅格舵控制技术应用在CZ-2C上,开展了中国首次在役火箭一子级落区精确控制演示试验研究。针对宽马赫数栅格舵气动特性复杂设计困难,研究了在气动总体特性设计外流程内嵌套一个局部流动内流程的气动设计方法、宽马赫数稳定性/操纵性匹配设计方法、跨尺度外形的地面试验方法和多约束的格栅设计方法,完成了满足飞行全程复杂飞行场景要求的气动布局设计。针对研制周期短和研制经费不足无法完整开展风洞试验和数值仿真的困难,引入了“人在回路”等4项技术,实现了机器学习预测气动特性方法的工程实用化,结合增量气动模型技术,在规定时间内低成本完成了栅格舵高精度气动特性的预测。2019年搭载试验取得圆满成功,气动设计正确性获得遥测结果验证。针对研制中发现的问题和应对未来更高要求的应用条件,提出了高超栅格舵气动技术发展的建议。

冲压空气涡轮气动设计及其规律研究

冲压空气涡轮是飞机的应急动力装置。依据叶素动量理论对冲压空气涡轮叶片进行气动设计,对设计的冲压空气涡轮进行计算流体力学仿真,研究了来流速度、安装角与冲压空气涡轮输出功率的关系,不同偏航角对冲压空气涡轮性能的影响及评估方法,绘制冲压空气涡轮输出功率随来流速度、安装角的变化曲线。研究发现,偏航角小于15°时,冲压空气涡轮的性能下降满足cos 3γ评价法则,但随着偏航角的增大,这个法则不再适用。

采用知识迁移加速的智能气动设计优化方法

为缩短精细气动形状设计优化所需的最少性能评估次数与任务周期内所能容许的最大性能评估次数之间的差距,基于机器学习领域迁移学习理念,开展了采用知识迁移加速的智能气动设计优化方法研究。首先,搭建了翼型变分自编码器模型,利用其解码器实现了气动形状的智能参数化,同时借助其编码器将已完成任务样本统一至目标任务参数化空间;其次结合单保真度和多保真度代理模型,建立了贝叶斯迁移优化算法;然后,将翼型变分自编码器模型与贝叶斯迁移优化算法相结合,搭建了智能气动形状迁移优化框架;最后,通过任务相关性分析对知识迁移加速优化过程的机理进行了讨论。研究结果表明:通过开展翼型设计优化,智能气动形状迁移优化框架所获得的最优解中位数相较于无知识迁移的变分自编码器优化方法,性能提升了4.8%,比其他各参比方法提升了19.9%以上,验证了该知识迁移策略的有效性。

低风速风力机叶片气动设计方法研究

中国海上长江口以北、内陆中东南部地区风资源较为匮乏,年均风速低,提高低风速风电场经济效益是风力发电技术重点研究方向之一。文章阐明了低风速风电项目投资的必要条件和风资源特征,明确了低风速风力发电机组的设计目标和运行特征,具体定义了一款低风速风电叶片设计目标,并通过叶片优化设计实现了风力机年发电量的最大化。优化设计的叶片满足《低风速风力发电机组选型导则》要求。通过对在役叶片进行优化,发电量提升了0.6%~1.03%,证明文章所述优化设计方法具备工程化应用价值。

低压涡轮内部流动及其气动设计研究进展

随着高空无人飞行器研究的不断升温,高空低雷诺数条件下动力装置的研究越来越受到人们的重视.结合近年来国内外相关领域的研究工作,对低雷诺数低压涡轮内部复杂流动机理的研究进展进行了介绍,包括低雷诺数情况下低压涡轮内部非定常流动的特点,叶片边界层分离及转捩现象机理,上游周期性尾迹与下游叶片边界层相互作用机理等.在此基础上给出了适合低雷诺数条件的低压涡轮气动设计方法:尾迹通过与边界层的相互作用,能够抑制分离,进而减小叶型损失,在气动设计中有效引入非定常效应可以大幅度提高低压涡轮的气动负荷或降低气动损失,最终达到提高性能的目的;数值及实验结果验证了这种设计方法的有效性.

中高温太阳能有机朗肯循环系统向心透平气动设计研究

对中高温太阳能有机朗肯循环发电系统的有机工质进行对比分析;对发电系统的有机工质向心透平进行设计研究。根据给定的热源参数和发电功率,对甲苯、C12(十二烷)、D4(八甲基环四硅氧烷)、MDM(八甲基三硅氧烷)、MM(六甲基二硅氧烷)等工质进行详细的气动设计和多参数对比分析;根据分析结果选用甲苯为工质进行向心透平气动设计、三维造型设计和计算流体动力学(Computational fluid dynamics,CFD)数值模拟验证。计算结果表明:选用甲苯为工质的ORC系统质量流量最小,系统热效率最高;模拟结果与设计结果基本一致,模拟状态参数的相对误差在2%以内,模拟的功率和轮周效率误差分别为3.16%和2.9%,表明热力设计的准确性;同时通过整机模拟,证实了该ORC向心透平具有良好的气动性能和热力学性能。

燃气涡轮机气冷涡轮气动设计体系设计思想及其应用

由于燃气涡轮机的发展,作为燃气涡轮机最重要的部件气冷涡轮,其负荷与涡轮前温度不断提高,为适应这一发展,气冷涡轮气动设计体系与设计思想均有了新的发展。本文的目的就是从三个方面分析与介绍这一发展内涵。第一部分,重点介绍气冷涡轮气动设计体系的发展、介绍主要程序的特点与分层优化设计过程。第二部分,重点介绍应用平均方程在计算气冷涡轮气动问题时,如何提高计算的可靠性与计算精度。第三部分,重点介绍气冷涡轮三维气动设计思想。

单转子风扇的三维反问题气动设计

采用准三维流函数反问题设计方法与三维 N-S求解方法的相互迭代对单转子风扇进行气动设计。在叶片初步计算中得到叶栅进出口气流角沿径向分布 ,并将它作为本文的目标函数。采用准三维反问题求解方法 ,依次构造出各个 S1流面上的叶片几何形状和气流角分布。然后再采用 N-S方程的求解方法 ,对叶片进行全三维流场的数值计算。通过 N-S方程计算结果与目标函数的对比 ,重新修正叶片出口气流角分布 ,并作为下一次反问题设计的目标函数。经过反问题与 N-S方程求解的反复迭代 ,最终得到满足设计要求的叶型。

新型高超声速飞行器的气动设计技术探讨

气动技术是高超声速飞行器的重要支撑技术。目前高超声速飞行器迅速发展,飞行器向外形复杂化、大气层滑翔飞行方向发展。高超声速飞行器飞行时间加长,飞行距离延长。新型高超声速飞行器的迅速发展向空气动力学领域提出了众多高难度的问题,需要研究新的技术加以解决。结合高超声速飞行器发展的方向和一些典型项目的气动需求,针对高超声速飞行器可能的新型气动布局和相应的气动设计技术进行了探讨。