摘要：影响汽轮机调节级性能的因素有叶栅型线、栅距、冲角,同时,动静面积比(表征级反动度)、速比和盖度也是重要因素,研究其对气动性能的影响具有重大意义。以高参数小流量工业汽轮机调节级为研究对象,在喷嘴相对叶高分别为0.24和1.0的条件下,采用数值方法对不同动静面积比、速比和盖度的调节级流场进行了模拟计算,分析上述3个因素对调节级气动性能的影响规律。研究表明:调节级轮周效率随动静面积比的增加而增大;喷嘴相对叶高为0.24条件下,动静面积比超过1.5之后,轮周效率增速放缓,在面积比为1.65时达到最大值;喷嘴相对叶高增大为1.0后,级轮周效率随动静面积比的变化曲线向坐标轴右上方平移;轮周效率随速比增加而增大,速比为0.6~0.75时轮周效率处于较高水平;保持其他条件不变,相对盖度约0.08时,轮周效率达到最大值。研究成果可为工业汽轮机高性能调节级的设计研发提供参考。

摘要：针对地铁车厢内的空气通风问题,文章设计了一种单向流分层通风空调系统,在送风量不变的情况下,将顶部送风口分散为点状,并增加中部送风口,采用经验证的数值模型分析表明:顶部分散送风使乘客呼出污染物限定在固定分区中,避免横向扩散,利于顶部送风引导污染物直接向下排出;中部送风口产生空气幕,破坏车厢中部涡流区,减少污染物在车厢停留时间。单向流送风系统可改善车厢地面1.8 m以上空间的舒适性,对车厢地面0.5 m以上高度的排污效率提高9.1%~77.5%。

摘要：目的为了进一步提升小型高负荷轴流风扇在微小空间的高通流及高负荷能力,提出一种加速型进口导叶(IGV)结构设计方案。方法采用三维设计软件Pro/E设计不同加速型IGV,通过数值模拟方法研究其对风扇不同流量系数下的压力系数、全压效率以及流道损失的影响。结果采用加速型IGV使得风扇流道内通流能力增强,叶片尾缘气流延缓分离,下游流动更加均匀;随着进口气流加速程度的提高,设计工况点全压效率基本呈单调递增的趋势;相比无加速IGV风扇,当IGV加速程度为1.1、1.2时,在设计工况点,风扇压力系数提升百分比为1.61%,1.24%,效率分别提升了3.49%,5.05%;IGV的加速程度从1.0增至1.5时,风扇效率提高6.69%。结论在小型高负荷轴流风扇中,加速型IGV与无加速IGV相比,加速型IGV对风扇压力系数以及效率的提升具有更优的效果,并且IGV加速程度也并非越大越好,当加速程度为1.1、1.2时风性能表现最优,为小型高负荷轴流风扇的研究提供相关设计参考。

摘要：本文设计了一种带有侧棱的喷水推进器进水管梯形入水口,采用雷诺时均模型和SST k-ω湍流模型对进水管内流场进行数值模拟,从整体性能、分离程度和旋流畸变三个方面对比分析了不同进速比下入口侧棱对进水管内流场的影响。结果表明,侧棱加强了入口处的涡结构,小进速比下能够减弱进水管斜坡侧的流动分离。入口侧棱对于进水管总体性能的影响主要体现在大进速比下其效率和旋流度的提升,并且能够减弱出口的旋流畸变。同时对于其他工况以及性能指标并未带来负面影响,侧棱具有提升进水管的水力性能的潜力。

摘要：针对大型水平轴风力机叶片运行工况复杂和结构强度要求高的问题,提出一种钝尾缘翼型的多目标优化方法。基于多岛遗传算法,采用Hicks-Henne型函数和钝尾缘函数对钝尾缘翼型进行参数化拟合,通过Matlab软件自编程序调用XFOIL气动分析软件进行流场分析,对选定翼型进行多工况多目标优化设计。整个优化过程集成在Isight平台中,可实现自动优化。采用上述方法,选用NACA63921翼型作为初始翼型进行多目标优化,利用Fluent转捩模型对得到的钝尾缘翼型进行CFD数值验证,并与几种常见的同厚度翼型进行对比。数值验证表明,优化得到的钝尾缘翼型在多个工况点下的升阻比均高于同厚度的FFA、DU系列等现有风力机翼型,在失速工况区流动分离延后,具有更好的气动稳定性。

摘要：为获得具有优良气动性能且兼具结构强度的风力机翼型,以运行攻角下升阻比与截面扭转惯性矩最优为目标函数,利用遗传算法对翼型进行优化设计,提出一种兼顾气动与结构特性的翼型设计方法。通过Bezier曲线表征翼型几何轮廓,采用CFD方法求解翼型气动力,利用Matlab编写程序获得翼型结构特性;建立Kriging代理模型减少CFD计算次数,并采用拉丁超立方采样和EI加点相结合的方式提高优化效率。将优化翼型与风力机翼型NACA64618对比分析,结果表明:优化翼型在运行攻角范围内具有更佳的气动性能,且优化后叶片的摆振位移与叶尖扭转角分别减小23.446%与17.544%。

摘要：针对传统相变蓄热器传热速率低的问题,提出了一种内三角管式的蓄热器,并基于拓扑优化原理,以强化换热为目的,对其进行肋片设计,重构了拓扑结果,进而提取其拓扑特征重新设计肋片,分析了不同肋片设计对传热能力的影响.结果表明:内三角管式蓄热器相比传统圆管式蓄热器,蓄放热性能大大提高;安装拓扑重构肋片的蓄热器可以使蓄、放热时间缩短,传热效率提高;在蓄热过程中,分叉的拓扑特征可以提高自然对流作用;在放热过程中,安装拓扑重构肋片的蓄热器(火积)耗散更小,可逆性更好,换热效率更高.

摘要：设计搭建密封动力特性实验识别装置,基于阻抗法对交错式迷宫密封动力特性系数开展实验识别,并与数值计算结果进行对比。结果表明:数值计算的结果整体上略小于实验识别的交错式密封动力特性系数,但随涡动频率变化趋势上具有良好吻合性,应用阻抗法可有效识别密封动力特性。实验与数值计算所得交错式迷宫密封直接刚度系数恒为负值,存在静态不稳定问题;有效阻尼在低频时为负值,其绝对值同进口压力及转速正相关,中高频激励时转为正值,随涡动频率变化较为稳定。

摘要：翼型是机翼以及风力机叶片等叶轮机械设计的基本元素,为有效抑制翼型表面流动分离以提高风力机气动性能,可在其吸力面加装类似鸟类羽毛的仿生翅片。通过数值模拟研究翼型周围流场结构,提出角度系数法,用于确定仿生翅片的安装角度,并进一步分析翼型噪声特性。结果表明:在流动分离状态下,位于最佳抬起角度的仿生翅片可有效阻止分离前移,延缓失速攻角,缩小尾缘脱落涡尺度,最大升力系数提高21%左右;同时,翅片翼型主频声压级减小约23.5dB,周向总声压级呈偶极子分布且明显降低。所得结果可为角度系数法的工程应用提供一定参考。

摘要：为进一步提高附属襟翼对翼型的升力增效,基于海豚前进时尾鳍的特殊运动形态,提出一种弯曲的翼型尾缘附属襟翼模型。首先,基于以往文献,阐述利用SST k-ω湍流模型进行二维不可压RANS数值模拟方法及翼型绕流数值模拟过程中使用的网格分布方式的正确性;然后,验证分裂式襟翼及仿生弯曲襟翼增升的有效性,并分别对两种襟翼的增升原理进行分析;最后,改变来流雷诺数,研究仿生弯曲襟翼及翼型整体在不同雷诺数下的增升特性及阻力变化原理。结果表明:在普通分裂式襟翼及翼型整体的基础上,提出的仿生弯曲襟翼模型及翼型整体的升力系数最大提高10.96%,升阻比最大提高9.39%;雷诺数的大小与附属仿生弯曲襟翼及翼型整体的升力系数增长率呈正相关,与附属仿生弯曲襟翼及翼型整体的升阻比增长率呈负相关。研究结果可为翼型尾缘附近附属襟翼的增升设计提供参考。