CN116702511B - 一种可调导叶落后角的计算方法 - Google Patents
一种可调导叶落后角的计算方法 Download PDFInfo
- Publication number
- CN116702511B CN116702511B CN202310954179.3A CN202310954179A CN116702511B CN 116702511 B CN116702511 B CN 116702511B CN 202310954179 A CN202310954179 A CN 202310954179A CN 116702511 B CN116702511 B CN 116702511B
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- angle
- lag angle
- lag
- sub
- calculating
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Active
Links
- 238000004364 calculation method Methods 0.000 title claims abstract description 61
- 238000004458 analytical method Methods 0.000 claims abstract description 17
- 238000004088 simulation Methods 0.000 claims abstract description 9
- 238000000034 method Methods 0.000 claims description 34
- 238000012937 correction Methods 0.000 claims description 27
- 230000004323 axial length Effects 0.000 claims description 6
- 239000003814 drug Substances 0.000 claims description 3
- 229940079593 drug Drugs 0.000 claims description 3
- 238000013461 design Methods 0.000 abstract description 7
- 238000004590 computer program Methods 0.000 description 3
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 3
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 3
- 238000011156 evaluation Methods 0.000 description 3
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 description 2
- 238000000605 extraction Methods 0.000 description 2
- 238000006467 substitution reaction Methods 0.000 description 2
- 238000012360 testing method Methods 0.000 description 2
- 230000009286 beneficial effect Effects 0.000 description 1
- 238000012938 design process Methods 0.000 description 1
- 238000005259 measurement Methods 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 230000003287 optical effect Effects 0.000 description 1
- 230000003068 static effect Effects 0.000 description 1
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
- G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
- G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
- G06F30/20—Design optimisation, verification or simulation
-
- G—PHYSICS
- G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
- G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
- G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
- G06F30/10—Geometric CAD
-
- G—PHYSICS
- G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
- G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
- G06F2113/00—Details relating to the application field
- G06F2113/08—Fluids
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T90/00—Enabling technologies or technologies with a potential or indirect contribution to GHG emissions mitigation
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Theoretical Computer Science (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Geometry (AREA)
- Evolutionary Computation (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Computer Hardware Design (AREA)
- Computational Mathematics (AREA)
- Mathematical Analysis (AREA)
- Mathematical Optimization (AREA)
- Pure & Applied Mathematics (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
本发明属于多级轴流压气机领域，提供了一种可调导叶落后角的计算方法，用于多级轴流压气机二维性能仿真分析时可调导叶落后角的计算，方法包括提取压气机二维特性计算中可调导叶上各流线截面的叶型几何参数和气流参数；基于叶型几何参数，计算不考虑径向间隙的第一落后角；基于叶型几何参数和气流参数，计算考虑径向间隙的第二落后角；计算第一落后角与第二落后角的和作为落后角初始值；基于马赫数对落后角初始值修正，获得可调导叶落后角。上述可调导叶落后角的计算方法相对于传统的分析方法，能够快速地开展压气机级特性匹配分析，提高压气机级间参数匹配设计质量和效率。
Description
技术领域
本发明属于多级轴流压气机领域，涉及多级轴流压气机二维性能仿真分析时落后角计算技术，具体涉及一种可调导叶落后角的计算方法。
背景技术
多级轴流压气机设计过程中，快速准确的评估出压气机的气动性能，能够有效地支撑压气机的设计改进，其是压气机设计流程中的关键环节。二维性能分析相对于一维性能分析可以提高评估精度，相对于三维性能分析可以提高时间效率，因此被广泛应用在压气机气动性能评估中。但是随着压气机性能指标的不断提高，压气机的级负荷越来越高，使得压气机性能评估时以前不考虑的部分细节结构对压气机的性能影响开始变得越来越大。
在非设计工况下，为了调节压气机在不同转速下的级匹配，多级轴流压气机一般都会在前面级中设置可调导叶。且为保证可调导叶在各个转速下稳定调节气流角度，在其根部与尖部位置均会设置一定量的径向间隙。经大量的试验测量与三维计算仿真结果表明，该径向间隙对压气机的性能有一定的影响。但是目前压气机二维性能分析过程中，没考虑可调导叶径向间隙对其落后角的影响，进而影响落后角的计算精度。
发明内容
本发明的目的在于为提高二维特性计算分析对压气机性能预测的精度，设计了一种可调导叶落后角的计算方法。
实现发明目的的技术方案如下：一种可调导叶落后角的计算方法，用于多级轴流压气机二维性能仿真分析时可调导叶落后角的计算，方法包括：
S1、提取压气机二维特性计算中可调导叶上各流线截面的叶型几何参数和气流参数；
S2、基于叶型几何参数，计算不考虑径向间隙的第一落后角；
S3、基于叶型几何参数和气流参数，计算考虑径向间隙的第二落后角；
S4、计算第一落后角与第二落后角的和作为落后角初始值；
S5、基于马赫数对落后角初始值修正，获得可调导叶落后角。
进一步地，步骤S1中，所述叶型几何参数包括叶片高度、叶片弦长、进口几何角、出口几何角/>、几何弯角/>、叶型最大挠度相对位置/>、稠度/>、可调导叶在根部或尖部的间隙高度/>、以及可调导叶间隙的轴向长度占叶片轴向弦长的比值/>；
所述气流参数包括进口气流角、出口气流角/>、出口马赫数/>。
更进一步地，所述提取压气机二维特性计算中可调导叶上各流线截面的叶型几何参数和气流参数时，当可调导叶与发动机转子旋转方向相同时，所述进口几何角、所述出口几何角/>、所述进口气流角/>、以及所述出口气流角/>均为正；当可调导叶与发动机转子的旋转方向相反时，所述进口几何角/>、所述出口几何角/>、所述进口气流角、以及所述出口气流角/>均为负。
更进一步地，步骤S2中，所述基于叶型几何参数，计算不考虑径向间隙的第一落后角，包括：
S21、采用第一子落后角计算模型，依据所述稠度、所述几何弯角/>、以及所述叶型最大挠度相对位置/>计算可调导叶的第一子落后角；
S22、采用第二子落后角计算模型，依据所述叶型最大挠度相对位置、所述稠度/>、以及所述几何弯角/>，采用插值法获取第二子落后角；
S23、采用第三子落后角计算模型，依据所述出口几何角、所述稠度/>、以及所述几何弯角/>，采用插值法获取第三子落后角；
S24、计算所述第一子落后角、所述第二子落后角、所述第三子落后角三者的和作为第一落后角。
优选地，所述第一子落后角计算模型为，所述第二子落后角计算模型为，所述第三子落后角计算模型为/>；
其中为第一子落后角，/>为第二子落后角，/>为第三子落后角；/>为第一子落后角修正系数；当/>＜1.0时，/>；当/>≥1.0时，/>。/>为第二子落后角修正系数，是依据/>与/>通过插值法获得，且/>为第二子落后角角度系数，依据公式/>计算获得。/>为第三子落后角修正系数，是依据与/>经插值法获得，且/>为第三子落后角角度系数，依据公式计算获得，同时/>的计算公式中/>前面的正负号依据的正负号决定。
更优地，计算所述第一落后角时，当时，则/>取值为6.0。
更进一步地，步骤S3中，所述基于叶型几何参数和气流参数，计算考虑径向间隙的第二落后角，包括：
S31、定义径向间隙对流场的影响范围，定义人工修正系数；
S32、采用第二落后角计算模型，依据叶片高度、所述可调导叶间隙的轴向长度占叶片轴向弦长的比值、所述稠度/>、所述叶片弦长b、所述进口气流角/>、可调导叶在根部或尖部的间隙高度/>、以及出口气流角/>计算第二落后角。
优选的，步骤S32中，所述第二落后角计算模型为：，，其中，/>为第二落后角，/>为人工修正系数；/>为依据稠度/>、进口气流角/>、出口气流角/>计算的参数，/>为径向间隙对流场的影响范围，此时h选取靠近径向间隙一端的叶片高度的30%。
更优地，上述参数的计算公式为：
*/>，/>为叶片紧挨端壁区域流线的进口气流角/>的绝对值，/>为叶片紧挨端壁区域流线的出口气流角/>的绝对值。
进一步地，步骤S5中，所述基于马赫数对落后角初始值修正，获得可调导叶落后角，包括：
依据可调导叶的出口马赫数，采用差值法获取马赫数修正系数；
基于马赫数修正系数，采用公式/>对落后角初始值修正，获得可调导叶落后角；其中，/>为可调导叶落后角；/>为第一落后角；/>为第二落后角；/>为马赫数修正系数。
与现有技术相比，本发明的有益效果是：本发明公开的可调导叶落后角的计算方法，适用于压气机二维特性计算分析。本发明在计算可调导叶落后角时考虑了真实的可调导叶端壁区域的间隙结构对气流流动的影响，主要考虑了可调导叶径向间隙大小、可调导叶径向间隙在叶型弦长方向占据的范围、可调导叶径向间隙对导叶径向高度的影响范围、以及人工修正，可实现对可调导叶径向间隙区域的落后角修正，使落后角数值计算结果更加接近真实气流流动，保证了模型的预测精度。同时，上述方法相对于传统的分析方法，能够快速准确地开展压气机级特性匹配分析，提高压气机级间参数匹配设计质量和效率。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例技术方案，下面将对实施例描述中所需要使用的附图作简单地介绍。
图1为本申请具体实施方式中公开的可调导叶落后角的计算方法的流程图；
图2为本申请具体实施方式中公开的通过插值法获得第二子落后角修正系数与第三子落后角修正系数的示意图；
图3为本申请具体实施方式中公开的通过插值法获得马赫数修正系数的示意图；
图4为具体实施方式中计算机设备的示意图；
其中，201、存储器；202、处理器。
具体实施方式
下面结合具体实施例来进一步描述本发明，本发明的优点和特点将会随着描述而更为清楚。但这些实施例仅是范例性的，并不对本发明的范围构成任何限制。本领域技术人员应该理解的是，在不偏离本发明的精神和范围下可以对本发明技术方案的细节和形式进行修改或替换，但这些修改和替换均落入本发明的保护范围内。
本具体实施方式公开了一种可调导叶落后角的计算方法，用于多级轴流压气机二维性能仿真分析时可调导叶落后角的计算，参见图1所示，方法包括以下步骤 ：
S1、提取压气机二维特性计算中可调导叶上各流线截面的叶型几何参数和气流参数；
S2、基于叶型几何参数，计算不考虑径向间隙的第一落后角；
S3、基于叶型几何参数和气流参数，计算考虑径向间隙的第二落后角；
S4、计算第一落后角与第二落后角的和作为落后角初始值；
S5、基于马赫数对落后角初始值修正，获得可调导叶落后角。
进一步地，步骤S1中，所述叶型几何参数包括叶片高度、叶片弦长、进口几何角、出口几何角/>、几何弯角/>、叶型最大挠度相对位置/>、稠度/>、可调导叶在根部或尖部的间隙高度/>、以及可调导叶间隙的轴向长度占叶片轴向弦长的比值/>；
所述气流参数包括进口气流角、出口气流角/>、出口马赫数/>。
更进一步地，所述提取压气机二维特性计算中可调导叶上各流线截面的叶型几何参数和气流参数时，当可调导叶与发动机转子旋转方向相同时，所述进口几何角、所述出口几何角/>、所述进口气流角/>、以及所述出口气流角/>均为正；当可调导叶与发动机转子的旋转方向相反时，所述进口几何角/>、所述出口几何角/>、所述进口气流角、以及所述出口气流角/>均为负。
更进一步地，步骤S2中，所述基于叶型几何参数，计算不考虑径向间隙的第一落后角，包括：
S21、采用第一子落后角计算模型，依据所述稠度、所述几何弯角/>、以及所述叶型最大挠度相对位置/>计算可调导叶的第一子落后角；
S22、采用第二子落后角计算模型，依据所述叶型最大挠度相对位置、所述稠度/>、以及所述几何弯角/>，采用插值法获取第二子落后角；
S23、采用第三子落后角计算模型，依据所述出口几何角、所述稠度/>、以及所述几何弯角/>，采用插值法获取第三子落后角；
S24、计算所述第一子落后角、所述第二子落后角、所述第三子落后角三者的和作为第一落后角。
优选地，所述第一子落后角计算模型为，所述第二子落后角计算模型为，所述第三子落后角计算模型为/>；
其中为第一子落后角，/>为第二子落后角，/>为第三子落后角；/>为第一子落后角修正系数；当/>＜1.0时，/>；当/>≥1.0时，/>。/>为第二子落后角修正系数，参见图2所示，是依据/>与/>通过插值法获得，且/>为第二子落后角角度系数，依据公式/>计算获得。/>为第三子落后角修正系数，参见图2所示，是依据/>与/>经插值法获得，且/>为第三子落后角角度系数，依据公式/>计算获得，同时/>的计算公式中/>前面的正负号依据的正负号决定。
更优地，计算所述第一落后角时，当时，则/>取值为6.0。
更进一步地，步骤S3中，所述基于叶型几何参数和气流参数，计算考虑径向间隙的第二落后角，包括：
S31、定义径向间隙对流场的影响范围，定义人工修正系数；
S32、采用第二落后角计算模型，依据叶片高度、所述可调导叶间隙的轴向长度占叶片轴向弦长的比值、所述稠度/>、所述叶片弦长b、所述进口气流角/>、可调导叶在根部或尖部的间隙高度/>、以及出口气流角/>计算第二落后角。
优选的，步骤S32中，所述第二落后角计算模型为，其中，/>为第二落后角，/>为人工修正系数；/>为依据稠度/>、进口气流角/>、出口气流角/>计算的参数，为径向间隙对流场的影响范围，此时h选取靠近径向间隙一端的叶片高度的30%。
更优地，上述参数的计算公式为：
*/>，/>为叶片紧挨端壁区域流线的进口气流角/>的绝对值，/>为叶片紧挨端壁区域流线的出口气流角/>的绝对值。
进一步地，步骤S5中，所述基于马赫数对落后角初始值修正，获得可调导叶落后角，包括：
S51、依据可调导叶的出口马赫数，参见图3所示，采用插值法获取马赫数修正系数；
S52、基于马赫数修正系数，采用公式对落后角初始值修正，获得可调导叶落后角；其中，/>为可调导叶落后角；/>为第一落后角；/>为第二落后角；/>为马赫数修正系数。
为评估本发明可调导叶落后角计算结果的准确性，从某校核过的单级试验件仿真计算结果中提取了带径向间隙的进口可调导叶间隙区域的计算落后角进行对比。参见下表1所示，给出了进口可调导叶间隙区域的叶型参数，下表2为现有计算方法与本发明中方法计算出来的落后角与仿真计算结果对比。
表1：进口可调导叶间隙区域叶型参数
表2：落后角计算结果对比
由表1和表2中的内容可知：采用本发明计算的可调导叶径向间隙区域的落后角更加接近经试验校核过的仿真计算结果。
本发明公开的可调导叶落后角的计算方法，压气机二维特性计算分析过程中，在计算可调导叶落后角时考虑了真实的压气机几何结构对气流的影响，同时使用可调静叶间隙对落后角的修正时，充分考虑可调导叶径向间隙在弦长方向占据范围、可调导叶间隙对导叶径向的影响范围、以及模型的人工修正，进而压气机性能预测结果更接近真实气流流动，保证了模型的预测精度。同时，上述方法相对于传统的分析方法，能够快速地开展压气机级特性匹配分析，提高压气机级间参数匹配设计质量和效率。
在本具体实施方式中，还提供了一种计算机设备，参见图4所示，包括存储器201、处理器202及存储在存储器上并可在处理器上运行的计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时实现上述基于热阻的压气机螺栓连接部位温度场计算方法。
具体的，该计算机设备可以是计算机终端、服务器或者类似的运算装置。
在本具体实施方式中，还提供了一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质存储有执行上述基于热阻的压气机螺栓连接部位温度场计算方法的计算机程序。
具体的，计算机可读存储介质包括永久性和非永久性、可移动和非可移动媒体可以由任何方法或技术来实现信息存储。信息可以是计算机可读指令、数据结构、程序的模块或其他数据。计算机可读存储介质的例子包括，但不限于相变内存(PRAM)、静态随机存取存储器(SRAM)、动态随机存取存储器(DRAM)、其他类型的随机存取存储器(RAM)、只读存储器(ROM)、电可擦除可编程只读存储器(EEPROM)、快闪记忆体或其他内存技术、只读光盘只读存储器(CD-ROM)、数字多功能光盘(DVD)或其他光学存储、磁盒式磁带，磁带磁盘存储或其他磁性存储设备或任何其他非传输介质，可用于存储可以被计算设备访问的信息。按照本文中的界定，计算机可读存储介质不包括暂存电脑可读媒体(transitory media)，如调制的数据信号和载波。
以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
此外，应当理解，虽然本说明书按照实施方式加以描述，但并非每个实施方式仅包含一个独立的技术方案，说明书的这种叙述方式仅仅是为清楚起见，本领域技术人员应当将说明书作为一个整体，各实施例中的技术方案也可以经适当组合，形成本领域技术人员可以理解的其他实施方式。
Claims (6)
1.一种可调导叶落后角的计算方法，其特征在于，用于多级轴流压气机二维性能仿真分析时可调导叶落后角的计算，方法包括：
提取压气机二维特性计算中可调导叶上各流线截面的叶型几何参数和气流参数，其中，所述叶型几何参数包括叶片高度、叶片弦长、进口几何角/>、出口几何角/>、几何弯角/>、叶型最大挠度相对位置/>、稠度/>、可调导叶在根部或尖部的间隙高度/>、以及可调导叶间隙的轴向长度占叶片轴向弦长的比值/>；所述气流参数包括进口气流角/>、出口气流角/>、出口马赫数/>；
基于叶型几何参数，计算不考虑径向间隙的第一落后角，包括：采用第一子落后角计算模型，依据所述稠度、所述几何弯角/>、以及所述叶型最大挠度相对位置/>计算可调导叶的第一子落后角；采用第二子落后角计算模型，依据所述叶型最大挠度相对位置/>、所述稠度/>、以及所述几何弯角/>，采用插值法获取第二子落后角；采用第三子落后角计算模型，依据所述出口几何角/>、所述稠度/>、以及所述几何弯角/>，采用插值法获取第三子落后角；计算所述第一子落后角、所述第二子落后角、所述第三子落后角三者的和作为第一落后角；
基于叶型几何参数和气流参数，计算考虑径向间隙的第二落后角，包括定义径向间隙对流场的影响范围，定义人工修正系数；采用第二落后角计算模型，依据叶片高度、所述可调导叶间隙的轴向长度占叶片轴向弦长的比值、所述稠度/>、所述叶片弦长b、所述进口气流角/>、可调导叶在根部或尖部的间隙高度/>、以及出口气流角/>计算第二落后角；
计算第一落后角与第二落后角的和作为落后角初始值；
基于马赫数对落后角初始值修正，获得可调导叶落后角，包括依据可调导叶的出口马赫数，采用差值法获取马赫数修正系数；基于马赫数修正系数，采用公式对落后角初始值修正，获得可调导叶落后角；其中，/>为可调导叶落后角；/>为第一落后角；/>为第二落后角；/>为马赫数修正系数。
2.根据权利要求1所述的可调导叶落后角的计算方法，其特征在于，所述提取压气机二维特性计算中可调导叶上各流线截面的叶型几何参数和气流参数时，当可调导叶与发动机转子旋转方向相同时，所述进口几何角、所述出口几何角/>、所述进口气流角/>、以及所述出口气流角/>均为正；当可调导叶与发动机转子的旋转方向相反时，所述进口几何角/>、所述出口几何角/>、所述进口气流角/>、以及所述出口气流角/>均为负。
3.根据权利要求1所述的可调导叶落后角的计算方法，其特征在于，所述第一子落后角计算模型为，所述第二子落后角计算模型为/>，所述第三子落后角计算模型为/>；
其中为第一子落后角，/>为第二子落后角，/>为第三子落后角；/>为第一子落后角修正系数；当/>＜1.0时，/>；当/>≥1.0时，/>；/>为第二子落后角修正系数，是依据/>与/>通过插值法获得，且/>为第二子落后角角度系数，依据公式/>计算获得；/>为第三子落后角修正系数，是依据/>与/>经插值法获得，且/>为第三子落后角角度系数，依据公式计算获得。
4.根据权利要求3所述的可调导叶落后角的计算方法，其特征在于，计算所述第一落后角时，当时，则/>取值为6.0。
5.根据权利要求1所述的可调导叶落后角的计算方法，其特征在于，所述第二落后角计算模型为：，，其中，/>为第二落后角，/>为人工修正系数；/>为依据稠度/>、进口气流角/>、出口气流角/>计算的参数，为径向间隙对流场的影响范围，此时h选取靠近径向间隙一端的叶片高度的30%。
6.根据权利要求5所述的可调导叶落后角的计算方法，其特征在于，参数的计算公式为/>*/>，/>为稠度、为进口气流角、/>为出口气流角，/>为叶片紧挨端壁区域流线的进口气流角的绝对值，/>为叶片紧挨端壁区域流线的出口气流角/>的绝对值。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202310954179.3A CN116702511B (zh) | 2023-08-01 | 2023-08-01 | 一种可调导叶落后角的计算方法 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202310954179.3A CN116702511B (zh) | 2023-08-01 | 2023-08-01 | 一种可调导叶落后角的计算方法 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN116702511A CN116702511A (zh) | 2023-09-05 |
| CN116702511B true CN116702511B (zh) | 2023-10-31 |
Family
ID=87831429
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN202310954179.3A Active CN116702511B (zh) | 2023-08-01 | 2023-08-01 | 一种可调导叶落后角的计算方法 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN116702511B (zh) |
Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN107202029A (zh) * | 2017-07-03 | 2017-09-26 | 南京航空航天大学 | 一种轴流压气机的自适应攻角方法 |
| CN112685855A (zh) * | 2020-12-22 | 2021-04-20 | 中国船舶重工集团公司第七0三研究所 | 一种轴流压气机叶型攻角落后角计算方法 |
| CN113434965A (zh) * | 2021-07-26 | 2021-09-24 | 中国船舶重工集团公司第七0三研究所 | 一种基于三维流场分析的船舶燃机压气机性能优化方法 |
| CN113513373A (zh) * | 2021-07-08 | 2021-10-19 | 哈尔滨工程大学 | 一种变几何涡轮一维气动设计方法 |
| CN114444196A (zh) * | 2021-12-06 | 2022-05-06 | 中国人民解放军空军工程大学 | 一种自适应缝隙调节可变弯度导叶设计方法及其装置 |
| CN216618021U (zh) * | 2021-12-06 | 2022-05-27 | 中国人民解放军空军工程大学 | 一种自适应缝隙调节可变弯度进口导叶 |
| CN115186398A (zh) * | 2022-06-15 | 2022-10-14 | 中国船舶重工集团公司第七0三研究所 | 一种轴流压气机进口导叶造型关键角度参数确定方法 |
Family Cites Families (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2950927B1 (fr) * | 2009-10-06 | 2016-01-29 | Snecma | Systeme de commande de la position angulaire d'aubes de stator et procede d'optimisation de ladite position angulaire |
-
2023
- 2023-08-01 CN CN202310954179.3A patent/CN116702511B/zh active Active
Patent Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN107202029A (zh) * | 2017-07-03 | 2017-09-26 | 南京航空航天大学 | 一种轴流压气机的自适应攻角方法 |
| CN112685855A (zh) * | 2020-12-22 | 2021-04-20 | 中国船舶重工集团公司第七0三研究所 | 一种轴流压气机叶型攻角落后角计算方法 |
| CN113513373A (zh) * | 2021-07-08 | 2021-10-19 | 哈尔滨工程大学 | 一种变几何涡轮一维气动设计方法 |
| CN113434965A (zh) * | 2021-07-26 | 2021-09-24 | 中国船舶重工集团公司第七0三研究所 | 一种基于三维流场分析的船舶燃机压气机性能优化方法 |
| CN114444196A (zh) * | 2021-12-06 | 2022-05-06 | 中国人民解放军空军工程大学 | 一种自适应缝隙调节可变弯度导叶设计方法及其装置 |
| CN216618021U (zh) * | 2021-12-06 | 2022-05-27 | 中国人民解放军空军工程大学 | 一种自适应缝隙调节可变弯度进口导叶 |
| CN115186398A (zh) * | 2022-06-15 | 2022-10-14 | 中国船舶重工集团公司第七0三研究所 | 一种轴流压气机进口导叶造型关键角度参数确定方法 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN116702511A (zh) | 2023-09-05 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| Romagnoli et al. | Steady state performance evaluation of variable geometry twin-entry turbine | |
| Li et al. | Numerical investigation of impeller trimming effect on performance of an axial flow fan | |
| CN112417773B (zh) | 多级轴流膨胀机的多学科优化设计方法、装置及设备 | |
| CN116702511B (zh) | 一种可调导叶落后角的计算方法 | |
| Harley et al. | Assessing 1D loss models for the off-design performance prediction of automotive turbocharger compressors | |
| CN111027148B (zh) | 损失落后角模型自动标定及工业轴流压缩机性能计算方法 | |
| Wisler | Core compressor exit stage study. Volume 1: Blading design | |
| CN114060102B (zh) | 一种导叶叶片的出口金属角确定方法、确定装置 | |
| Shao et al. | Investigation on one-dimensional loss models for predicting performance of multistage centrifugal compressors in supercritical CO 2 Brayton cycle | |
| Lejon et al. | The impact of manufacturing variations on performance of a transonic axial compressor rotor | |
| CN116663202B (zh) | 一种多级轴流压气机性能仿真模型的校核方法 | |
| CN112966454B (zh) | 一种风电场风机尾流动态耦合模拟方法 | |
| Hazby et al. | Effects of blade deformation on the performance of a high flow coefficient mixed flow impeller | |
| CN111241653B (zh) | 基于蒙特卡洛法的多维度叶片误差性能影响仿真实现方法 | |
| CN111339609B (zh) | 叶片及其厚度分布的构造方法、构造装置以及计算机可读存储介质 | |
| Spence et al. | A direct performance comparison of vaned and vaneless stators for radial turbines | |
| CN116595874A (zh) | 叶轮机械性能预测模型参数优化方法及装置、存储介质 | |
| JP6514455B2 (ja) | ターボ機械エアフォイル位置決め | |
| CN113591419B (zh) | 一种径流式透平机械一维设计评估及优化方法 | |
| Fei et al. | Application of new empirical models based on mathematical statistics in the through-flow analysis | |
| Hegde et al. | Influence of Disc Modes and Sideband Excitations on the Mistuned Forced Response Behaviour of an Embedded Compressor Rotor | |
| CN111723443B (zh) | 基于叶轮进口自然预旋的离心压缩机做功能力一维算法 | |
| Cao et al. | Optimum tilt angle of flow guide in steam turbine exhaust hood considering the effect of last stage flow field | |
| CN117648780B (zh) | 一种叶轮机械的参数优化方法、装置及计算机存储介质 | |
| Dunn et al. | Unsteady effects of a generic non-axisymmetric rotor endwall contour on a 1½ stage turbine test rig at off design conditions |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| GR01 | Patent grant | ||
| GR01 | Patent grant |