叶轮机械叶栅多目标多学科设计优化算法

提出了基于多目标寻优的叶轮机械叶栅多学科设计优化算法,方法包括:采用并行多目标差分进化算法作为优化求解器来搜寻叶栅多学科设计优化问题的Paxeto解集,采用非均匀B样条方法对叶片型面进行参数化处理,通过求解Reynolds-Avergaed Navier-Stokes方程评估叶片的气动性能,耦合气动计算得到的叶片表面压力,应用有限元分析方法预测叶片的强度性能.为证明本文方法的实用性,选择叶片的等熵效率和叶片应力为目标函数,完成了NASA Rotor 37转子叶栅的多学科设计优化,结果表明本文提出的多学科设计优化算法具有良好的优化性能.     

基于Pareto类遗传算法的平面叶栅多工况优化

将叶型参数化、试验设计方法、神经网络算法与Pareto类遗传算法相结合,发展了一种平面叶栅多目标优化设计方法.在该算法中,为提高优化效率,提出了并行神经网络算法和改进了NSGA-Ⅱ算法.以极小化三个工况点的总压损失系数为目标函数,将该优化方法应用于某平面叶栅多工况优化设计.与初始叶栅相比,优化后叶栅的总压损失系数在三个工况均有一定的减小,说明该优化方法是有效的.     

基于离散伴随方法的透平叶栅反设计

研究构建了基于离散伴随方法的叶轮机械叶栅气动反设计系统,将离散伴随系统从无黏环境扩展到了黏性环境,编程实现了黏性离散伴随求解器;改善了叶栅参数化方式并重新编程实现了叶栅参数化程序,解决了叶栅参数化过程中叶栅尾缘附近区域型线波动的问题。利用该系统对某二维跨声速透平叶栅在给定叶型壁面目标压力分布的情况下,通过构造目标函数将叶栅反设计问题转化为气动优化设计问题,成功进行了气动压力反设计。结果证明本文建立的叶栅反设计系统能够有效进行压力反设计,验证了本文建立的基于离散伴随方法叶轮机械叶栅气动反设计方法的正确性与有效性。     

非轴对称端壁与三维叶片联合成型气动设计优化

耦合自适应差分进化算法,非轴对称端壁与叶片联合成型参数化方法和RANS方程求解技术,提出了非轴对称端壁与叶片联合成型设计优化方法。利用该方法,完成了某小展弦比透平叶栅的气动设计优化,并且详细分析了最优设计叶片三维参数化及非轴对称端壁造型对气动性能的影响,验证了本设计优化方法的正确性和有效性。     

三维跨音速叶栅自动气动优化设计

应用三维叶栅自动设计参数化方法,选择E3约束的条件下进行了自动气动优化设计.优化后,最优叶栅的总压恢复系数比参考叶栅提高了0.8%,流量和出口气流角都在约束范围内.对优化结果的详细气动分析表明,叶栅性能有显著的改善,表明该算法具有良好的优化性能.     

动静叶栅优化改型及其性能分析

本文对动静叶栅分别进行优化改型,并对改型前后叶栅的气动性能进行数值分析。动静叶栅的优化改型基于正反问题相结合的流函数方法,性能分析一方面基于单排叶栅定常粘性流动的数值计算,另一方面基于动静叶栅相互干扰非定常粘性流动的数值计算。算例结果表明,经过优化改型后的动静叶栅的气动性能,无论在定常流动条件下还是在非定常流动条件下,相比改型前均有较大幅度的改善。     

基于本征正交分解的串列叶栅多目标气动优化研究

为提高压气机串列叶栅复杂气动构型优化设计的效率,本文基于本征正交分解(POD)理论,建立了集几何外形参数化、样本空间降维、气动性能求解、降维模型构建和遗传算法寻优于一体的串列叶栅高效优化设计系统,针对叶型型面和叶片相对位置关系参数,开展了多目标优化设计工作。在7°攻角工况下,优化后的串列叶栅的静压升提高了0.53%,总压损失系数下降了9.25%,其他攻角条件下叶栅性能同样也得到了改善。与传统CFD方法相比,极大提高了优化效率,与基于Kriging代理模型相比,本文发展的优化系统由于缩小了设计变量空间,提高了优化的迭代效率,收敛耗时仅为Kriging代理模型的0.0796%。此外,基于POD方法的优化设计系统具有更高的建模精度,使串列叶栅获得了更高的静压升和更低的总压损失系数。优化后的串列叶栅节距系数增大、弯角比减小,减小了掺混损失,抑制了流动分离,改善了全攻角范围内的气动性能。     

应用控制理论的叶栅气动反设计

基于控制理论的气动设计方法作为一种基于梯度的优化方法,通过引入伴随系统计算目标函数的敏感性导数,大大降低设计成本.本文将基于控制理论的气动设计方法应用到透平叶栅的气动反问题中,应用Euler方程研究了二维叶栅的压力反设计问题,并讨论了该方法具体实施中的关键问题,包括采用非均匀B样条进行二维叶栅造型;应用Thompson时间相关边界条件理论进行伴随方程特征分析;研究伴随方程的数值求解方法,构造伴随方程的耗散通量.通过算例证明了该气动设计方法适用性好,速度快,可以大大节约计算成本.     

非轴对称端壁与叶片联合成型气动优化实验验证

利用所研发的叶片多学科设计优化平台,完成了某小展弦比透平叶栅非轴对称端壁与叶片联合成型优化设计。利用亚音速风洞,对优化及参考叶栅进行吹风实验,结果表明数值计算与实验吻合较好。数值和实验结果均表明,最优设计相对参考设计气动性能明显提高,从而验证了所研发的非轴对称端壁与叶片联合成型设计优化方法的正确性和有效性。     

高温叶片流热固耦合分析及多目标多学科设计优化

采用共轭换热分析方法,实现了C3X型高温叶片的流热固耦合分析,计算结果与实验数据的比较验证了数值方法的可靠性。结合自适应多目标差分进化算法、多目标概念的约束处理方法和三维叶栅自动参数化造型方法,自主开发了适用于高温叶片的自动多目标多学科优化设计平台。以C3X型叶片为参考叶片,选择总压恢复系数最大和叶片最高温度最低为目标进行优化设计。优化后获得了21个Pareto解。详细气热分析表明优化设计得到的叶片性能明显优于参考叶片,验证了所建立的高温叶片多学科设计平台的有效性。     

水平轴风力机专用翼型族设计

本文采用正问题方法设计了适用于我国风况的风力机专用翼型族CAS-W1-XXX系列。包括最大相对厚度为15%～60%的11个不同厚度,适用于叶片根部到叶尖所有部分,设计雷诺数为3000000。设计中选择NUMECA软件中的AUTOBLADE模块进行翼型的几何造型,使用XFOIL进行翼型的气动持性和几何持性分析。通过XFOIL对设计结果进行分析得出CAS-W1-XXX翼型族具有良好的气动持性,前缘粗糙不敏感性以及良好的几何兼容性。     

跨音速单转子压气机气动设计的优化

本文发展了一种提高跨音压气机效率的优化设计方法。该方法由快速叶片造型和网格生成、三维NS方程求解器和优化方法三部分组成。以绝热效率为设计目标,只选择两个参数-最大弯度和最大厚度相对位置沿叶高的分布为优化参数,成功设计了一个跨音单转子压气机。在此基础上,进一步考察了叶片端布周向弯曲对跨音单转子压气机性能的影响。     

风力机叶片21%相对厚度翼型粗糙敏感性研究

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。     

Panel methods for airfoils in turbulent flow

This paper describes how panel methods can be used to calculate the unsteady loading and radiated noise from airfoils in incompressible turbulent flow, while completely accounting for the mean flow distortion of the turbulence in the vicinity of the blade. Formulations based on the velocity and on the stagnation enthalpy are discussed. In three-dimensional flows, care must be taken with the velocity-based formulation to avoid singular behavior associated with vortex stretching by the mean flow. The velocity-based method is implemented in two dimensions to illustrate application of these methods, and is validated against Amiet's theory. Calculations showing the effect of blade thickness and angle of attack on the unsteady loading spectra are given. It is concluded that airfoil angle of attack has only a small effect on the unsteady loading, but that blade thickness reduces the spectral levels at high frequencies.     

High frequency formulation for the acoustic power spectrum due to cascade-turbulence interaction

This paper investigates the noise radiated by a cascade of flat-plate airfoils interacting with homogeneous, isotropic turbulence. An analytic formulation for the spectrum of acoustic power of a two-dimensional flat-plate is derived. The main finding of this paper is that the acoustic power spectrum from the cascade of flat airfoils may be split into two distinct frequency regions of low frequency and high frequency, separated by a critical frequency. Below this frequency, cascade effects due to the interaction between neighboring airfoils are shown to be important. At frequencies above the critical frequency, cascade effects are shown to be relatively weak. In this frequency range, acoustic power is shown to be approximately proportional to the number of blades. Based on this finding at high frequencies, an approximate expression is derived for the power spectrum that is valid above the critical frequency and which is in excellent agreement with the exact expression for the broadband power spectrum. The formulation is used to perform a parametric study on the effects on the power spectrum of the blade number, stagger angle, gap-chord ratio, and Mach number. The theory is also shown to provide a close fit to the measured spectrum of rotor-stator interaction.     

某跨音风扇转子全三维设计与数值模拟

本文采用与三维流场分析程序相匹配的任意叶轮机通用叶片造型程序,进行某单级高通流、跨音、宽弦长风扇转子设计。在设计过程中,通过调整转子进口流量、出口总压、叶片最大相对厚度和前后缘厚度等参数沿径向的分布,弯度和最大弯度位置沿弦向的分布,从设计上减弱了叶片上部的激波强度、降低了激波及其关联的损失,克服了该转子叶尖高相对马赫数和低损失、高效率的矛盾。最终获得满足气动性能和结构强度的风扇转子.     

风力机叶片气动噪声的影响参数*

随着风力机的大型化，风电机组对环境的影响不容忽视，必须对风力机气动噪声进行预测和控制。选取基于NACA、DU翼型的某风力机叶片作为研究基准，采用修正BPM半经验模型计算叶片的气动噪声特性，通过改变翼型族、弦长、机组运行状态、风切变指数、来流风向参数，研究叶片外形几何参数、机组运行工况对叶片气动噪声源的影响。计算结果从多个角度总结出水平轴风力机叶片气动噪声的变化规律，为开发高效低噪风电叶片提供参考。     

提高水平轴风力机叶型升力的实验研究

本文针对某水平轴风力机叶片不同叶高分布的两种叶型,在头部不同位置加入不同频率和动量的振荡射流进行对比实验研究,得到不同情况下叶型的表面压力分布。发现在叶片吸力面头部某些位置加入一定频率和动量段范围内的振荡射流,可以有效的提高叶型的升力系数,达到改善风力机叶型气动性能的目的,为风力机叶片的流动控制技术提供了一种有效的方案。     

Unsteady loading on an airfoil of arbitrary thickness

The unsteady loading on an airfoil of arbitrary thickness is evaluated by using the generalized form of Blasius theorem and a conformal mapping that maps the airfoil surface onto a circle. For a blade vortex interaction the results show that the time history of the unsteady loading is determined by the passage of the vortex relative to the leading edge singularity in the circle plane. The singularity lies inside the circle and moves to a smaller radius as the thickness is increased, causing the unsteady loading pulse to be smoothed. The effect of angle of attack is to move the stagnation point relative to the leading edge singularity and this significantly increases the unsteady lift if the vortex passes on the suction side of the airfoil. These characteristics are different for a step upwash gust, which is considered as a simplified model of a large scale turbulent gust. It is shown that the time history of the magnitude of the unsteady loading is almost completely unaltered by angle of attack for the step gust, but it's direction of action rotates forward by an angle equal to the angle of attack, extending an earlier result by Howe for a flat plate in a turbulent flow to airfoils of arbitrary thickness. However spectral analysis of the gust shows that the high frequency blade response is reduced as the thickness of the airfoil is increased.     

低Reynolds数下合成双射流控制结冰翼型流动分离的数值模拟

通过FLUENT软件数值模拟的方法，分别对结明冰、混合冰、霜冰翼型的气动特性进行了研究，分析了合成双射流对改善结冰翼型流动分离的影响规律.结果表明:3种冰形均破坏了翼型的流线型，对翼型的气动力特性有不同程度的影响，其中霜冰对翼型气动力特性影响最小，明冰对翼型气动力特性影响最大，混合冰介于两者之间.开启合成双射流激励器，在小攻角情况下，结冰翼型的气动特性得到了有效的改善.而在大攻角情况下，合成双射流激励器不能完全消除分离涡，但可以推迟分离涡，分离涡厚度增加，分离涡最厚点推后.