基于iSIGHT的涡轮叶片叶冠优化设计.kdh

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涡轮叶冠的优化设计技术研究_樊江

社，2000 7 张洪才．用 8098 单片机实现数字分频比相［J］．机械设计与制造，2002
第4期
樊江等：涡轮叶冠的优化设计技术研究
45
带冠叶片还可以采用对气动有利的薄叶型。
目前国内外研究叶冠的文献大多数聚焦于对已有的模型进
行结构强度和振动方面的分析，对于叶冠的设计涉及很少，而对
叶冠进行优化还未见诸于任何文献。
相应管脚导通
T2 计数
Y 定值比较
N
改变输出管脚
6 结论
图 4 主程序流程框图
（1）确定并给出了基本硬件的设计方案，硬件设计主要介绍
参考文献
1 李岩舟，杨坚，王汝贵．电磁振动式小型水稻摆秧机摆秧控制系统设计［J］．农机化研究，1995
2 陈恒高，董晓威，张吉军．钵育水稻载秧机分秧进给机构的设计［J］．机械设计与制造，2000
No.4
46
机械设计与制造
Apr.2011
上便是在 UG 中的整个过程。利用 ANSYS 的 APDL 语言，可以很方便地实现自动导入模
型、对模型进行修改分析、导出分析结果并将结果输出到指定的文档供 iSIGHT 解析。
通过在 iSIGHT 中写入适当的批处理，可以后台自动调用 UG 和自己编写的可执行程序，自动地实现根据优化条件修改参数、更新模型；同样，批处理还可以后台自动调用 ANSYS，实现导入模型、计算分析、输出结果、读取结果的自动化。
3 刁操栓．作物栽培学概论［M］．北京：中国农业出版社，2000 4 余永权．ATMEL 89 系列 Flash 单片机原理及应用［M］．北京：电子工业出
版社，1997 5 张乐，杨红，王润隆．浅谈单片机在测控系统应用中的两个问题［J］．机械

iSIGHT案例 - 叶轮机械

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•7级减到6级，重量减轻200~250磅 •燃油消耗率下降1% •每个引擎节省$25万 •把手工优化所需的6周缩短到1天
•15级高中压透平级设计时间从6人月缩短到10人天 •三年内透平机组改造市场业务增长$6千万 •2月的设计时间缩短到4天 •获得更高的效率 •8月的手工设计时间缩短到12分钟 •每年节省人力：1000小时 •iSIGHT问题定义：半天 •显著提高系统效率 •大大降低人工设计中的压力梯度 •2 CPU小时完成，而过去需100小时人工试验
7

GE Power: 轮盘热处理加工过程优化
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8Leabharlann 清华大学：环形透平叶栅全三维气动优化

设计变量： z NURBS控制截面和基迭：47个变量

设计变量： z

目标： z 达到指定（最佳）载荷分布曲线制造工艺性：合理的倾角流量不阻塞模拟退火全局搜索 MMFD可行方向法局部优化 6sigma 质量设计优化先气动优化再制造工艺性优化约束： z z

iSIGHT探索方案： z z z

iSIGHT 知识引擎： z z
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燃气轮机涡轮叶片结构的优化设计与强度分析

燃气轮机涡轮叶片结构的优化设计与强度分析引言燃气轮机是现代工业中广泛使用的一种能源转换装置，其核心部件是涡轮叶片。

涡轮叶片的优化设计和强度分析对于提高燃气轮机的性能和安全性至关重要。

本文将探讨燃气轮机涡轮叶片结构的优化设计方法以及强度分析技术。

涡轮叶片结构优化设计在涡轮叶片结构的优化设计中，需要考虑的因素有很多，包括气动性能、材料强度和制造成本等。

其中，气动性能是最为关键的因素之一。

通过优化叶片的几何形状和叶片间距，可以改善叶片的流体动力学性能，提高燃气轮机的效率和功率输出。

同时，也需要考虑叶片的结构强度，以确保叶片在高速旋转的工作条件下不会发生破裂或失效。

为了实现涡轮叶片结构的优化设计，可以采用数值模拟和实验验证相结合的方法。

数值模拟可以通过计算流体力学（CFD）分析，预测叶片的气动性能。

在此基础上，可以使用优化算法对叶片的几何形状进行修改，以达到所需的气动性能指标。

同时，为了验证数值模拟结果的准确性，还需要进行实验验证。

实验可以通过风洞试验或实际燃气轮机测试来进行，以验证优化设计后的叶片在实际工况下的性能表现。

强度分析技术涡轮叶片在高速旋转的工作条件下，承受着巨大的离心力和气动载荷。

为了保证叶片的结构强度和安全性，需要进行强度分析。

传统的强度分析方法主要包括有限元分析（FEA）和应力试验。

有限元分析是一种数值计算方法，可以通过将叶片划分为许多小的有限元单元，在每个有限元内计算叶片的受力情况。

通过对有限元分析的结果进行评价，可以确定叶片在不同工况下的强度和变形情况。

然而，由于叶片结构的复杂性，有限元分析可能需要处理大量的网格单元，导致计算时间较长。

为了验证有限元分析的结果，应力试验是不可或缺的。

应力试验可以通过加载已制备好的叶片样品，测量叶片的变形和应力，从而判断叶片的强度是否满足设计要求。

然而，应力试验具有局限性，例如样品数量有限，无法考虑到叶片的实际工作环境等。

结语燃气轮机涡轮叶片结构的优化设计和强度分析对于提高燃气轮机的性能和安全性具有重要作用。

涡轮叶片的多学科设计优化系统

第22卷第1期2007年1月航空动力学报Journal of Aerospace PowerVol.22No.1Jan.2007文章编号:1000 8055(2007)01 0023 07涡轮叶片的多学科设计优化系统王婧超1,李立州2,岳珠峰1(1.西北工业大学力学与土木建筑学院,陕西西安710072;2.西北工业大学航空学院,陕西西安710072)摘要:建立了一个全三维涡轮叶片的一体化多学科设计优化系统,并对某叶片进行涉及五学科的设计优化分析.在此优化系统中,采用5次多项式方法进行三维涡轮叶片的参数化建模,单元线性插值法完成学科间载荷信息的传递,多岛遗传算法及二次序列规划法联合进行整个优化问题的寻优.实例分析结果表明,一体化优化使涡轮叶片性能得到明显提高,所建系统稳定、高效,具有应用于工程实践的可行性及可靠性.关键词:航空、航天推进系统;涡轮叶片;多学科设计优化;一体化优化;单元线性插值中图分类号:V 231 9 文献标识码:A收稿日期:2005 12 15;修订日期:2006 00 00基金项目:国家自然科学基金(50375124,10472094);航空科学基金(02C53011,03B53003)作者简介:王婧超(1981 ),女,河南焦作人,西北工业大学力学与土木建筑学院硕士研究生,主要从事多学科设计优化方面的研究.Multidisciplinary optimization design systemfor turbine bladeWANG Jing chao 1,LI Li zhou 2,YUE Zhu feng1(1.Schoo l of M echanics Civil Eng ineering and A rchitecture,Northw ester n Poly technical Univer sity,Xi an 710072,China2.Scho ol o f Aviatio n,Northw estern Poly technical U niv ersity,Xi an 710072,China)Abstract:An integrated,three dimensio nal,m ulti disciplinary o ptimization design sys tem fo r turbine blades has been set up,w hich enables the design and analysis of certain blades o ptimized invo lving five disciplines.In this system,quintic polynom ial is used for pa r am eter m odeling of three dimensional turbine blades,and unit linear interpolation method used for tr ansfer of interdisciplinary load info rmatio n,w hile M IGA (Multi island Genetic Algor ithm)and SQP (Sequential Q uadr atic Prog ramming)ar e used fo r ov erall optimization.The case study show s that,optim ization effo rts could improve greatly the per for mance of turbine blades,and the sy stem exhibits hig her stability,feasibility and efficiency fo r eng i neering applicatio ns.Key words:aerospace propulsion system ;tur bine blade;multidisciplinary design o ptimization (M DO);all at o nce (AAO);elem ental linear interpo lation (ELI)涡轮叶片作为航空发动机的关键部件,其设计过程非常复杂,需要考虑的学科及因素较多,始终是国内外航空领域研究的重点;而多学科设计优化(M ultidisciplinary Desig n Optimization,MDO)正是针对复杂工程问题提出的一种优化方法,其研究的系统涉及相互之间存在影响的多个学科,目的是协调各个学科设计目标之间的冲突,获得产品(或结构)的整体优化,最终达到提高产航空动力学报第22卷品质量,缩短研制周期,降低全寿命成本的目的[1,2].鉴于此,世界各航空发达国家都相继制定并实施各种计划,将多学科设计优化应用于航空发动机的设计过程.目前国内对多学科设计优化的研究,尚属于起步阶段,在工程实际中成功应用的较少,考虑的目标函数、设计参数也相对较少.文献[3]发展了一个叶轮机械叶片全三维粘性杂交问题的气动优化设计系统,但未涉及多个学科的综合寻优.本文建立了一个涡轮叶片全三维一体化多学科设计优化系统,并对一真实叶片进行了涉及五学科的设计优化.完成的工作主要包括全三维叶片的参数化建模,叶片气动、结构、强度、振动及疲劳各学科的分析模拟,以及对气动、传热及结构三学科的解耦.采用多学科设计优化软件iSIGH T[4]提供的多岛遗传算法及二次序列规划组合算法对优化空间进行寻优,并对一体化设计优化概念进行实践.1 三维涡轮叶片的参数化建模叶型参数化,即用若干个关键设计参数控制叶型.设计参数越多,叶型可变性越大,但优化计算工作量成倍增大.因此,为提高优化速度,通常要求达到用较少的设计参数能确定出定性合理、可变性较大的叶型[5].另外,考虑到叶片型线上存在不连续的曲率是影响涡轮性能的主要因素,因此,本文采用具有连续3阶导数的5次多项式构造二维叶片压力面及吸力面型线.首先,通过一组叶片参数与型线的关系完成叶片截面二维型线的构造,即用这组叶片参数表示出叶片的吸力面及压力面型线,如图1[6].然后,沿叶高定出叶片根部、中部、顶部3个截面的叶型后,采用曲线叶身成型法,以样条曲线为母线通过对三个叶片截面的积叠生成三维涡轮叶片参数化模型,如图2.这样,通过各二维截面型线参数的改变,即可实现叶片三维外形的改变.叶片造型参数组的构成如下:叶片个数N、叶片沿展向所在的半径位置R、叶片长度s、前缘半径r1、后缘半径r2、冲角i、进口结构角 1k、出口结构角 2k、安装角 m、进口边前缘楔角 1、出口边后缘楔角 2以及落后角等.2 优化过程中的学科分析叶片的各学科分析是优化过程实现的前提,本文采用CFD软件NUM ECA[7]进行涡轮叶片图1 涡轮叶片的流动参数和几何参数F ig.1 Flo w and geomet ricpar amet ers of blade图2 参数化涡轮叶片全三维模型F ig.2 Par amet ric3D model of blade的气动分析.设定叶片转速为35000r/min;气流场进口处总压200000Pa,总温1200K,气流入口速度方向与叶片轴向夹角65 ;出口处平均静压101300Pa;气流场与叶片交界面设为固壁.采用六面体网格离散气动模型,得到如图3所示的网格分析模型.解算时,基于多层网格求解技术,隐式求解平均雷诺数的N av ier Sto kes方程和Bald w in Lom ax双层代数湍流模型.气动分析的目标变量为气流场进出口总压比及动能效率[8]:-=P02P01(1)KE=V22V22deal(2)式中,下标1及2为流场进、出口相应标示,0为物理参数总量的标示,V2d eal则定义为:V22deal=2C P T011-P2P01-1(3)C p及为气体的热力学参数.叶片传热、结构、疲劳及振动学科的分析分别采用ANSYS相应的学科分析模块进行模拟.所24第1期王婧超等:涡轮叶片的多学科设计优化系统建有限元模型为四学科共用,采用正四面体单元划分网格(图4),叶片径向材料参数选取正交各向异性单晶的[001]方向相关参数.传热分析是在气流场与叶片的换热边界条件下对叶片热传导问题的求解;结构分析则是以气动及传热分析结果为边界条件.结构分析之后,基于单晶材料的N S 曲线,不考虑材料进入塑性区的影响,对叶片进行疲劳分析.设定结构分析所得叶身最大应力为疲劳分析载荷谱的平均应力.振动分析采用Blo ck Lanczos 方法得到叶片前5阶固有频率.为了更好的衡量叶片的结构振动响应特性,这里采用前5阶固有频率 i 的约束值:Co nstraint i =(1+0.04i) ii+11i =1,2,3,4(4)控制叶片前5阶固有频率为非密频.即若第i 个约束值大于1,则叶片第i 阶及第i +1阶固有频率为密频,相应频域附近振动性能较差.图3 气动分析网格模型Fig.3 Gr id model for aerody namic analy sis图4 叶片有限元网格模型Fig.4 F E g rid mo del of turbine blade3 学科间载荷信息传递涡轮叶片的设计是一个典型的多场耦合问题.叶片周围气流场温度及压强直接影响叶片内部的温度分布、应力水平及结构变形的结果;而叶片的变形反过来又使叶片的气动分布发生变化,从而造成气动、传热及结构分析之间的相互耦合.如果忽略这种耦合关系,叶片性能的分析结果将严重偏离精确的真实值.鉴于涡轮叶片的变形均在毫米级以下,本文仅通过单元线性插值法考虑气动载荷对传热及结构分析的影响.由于目前用于学科分析的各种数值计算方法均以单元及节点为基础构建模型,所以学科之间的信息传递是通过耦合学科交界面网格节点之间的关系来实现的.载荷传递时,对于交界面上网格节点一一对应的学科模型,通过节点之间的对应关系就可以直接进行载荷信息的传递;但涡轮叶片的两分析模型交界面网格并不重合(图5),因此需要通过一定的转化方法来实现信息的传递.单元线性插值法步骤如下:在确定载荷传递目标模型节点(图5中to2点)的同时,从源模型网格中选出三个源节点(图5中fro m1,fro m2,fro m3点).以三个源节点的坐标及载荷值构造载荷传递插值函数:a _xy z (1,1)a _x y z (1,2)a _xy z (1,3)a _xy z (2,1)a _x y z (2,2)a _xy z (2,3)a _xy z (3,1)a _x y z (3,2)a _xy z (3,3)b 1b 2b 3=t 1t 2t 3(5)其中,a _x y z (i,j )为第i 个源节点的j 坐标值;j 的取值分别代表插值坐标系的三个主轴方向;t i 为第i 个源节点的载荷值.求解方程组可得插值函数系数b i .将目标节点坐标(x to2,y to2,z to2)及所得系数代入插值函数,即可得到目标节点载荷值:t to2=x to2 b 1+y to2 b 2+z to2 b 3(6)图5 两学科模型交界面上的源节点与目标节点Fig.5 Source g rids and aim g rids on the common boundar y of tw o disciplinar y mo dels根据以上步骤,进行叶片气动模型至有限元25航空动力学报第22卷图6 气动分析所得相对总温及其传递结果Fig.6 Relative total temperature from aerodynamic analysis and relative tr ansferresults图7 气动分析所得相对总压及其传递结果F ig.7 Relative tota l pressur e from aer odynamic analy sis and relative tr ansfer results模型载荷信息的传递.将叶片表面相对总温作为气流与叶片对流换热的边界温度传递至传热分析模型表面,在合理设定换热系数的前提下,传热分析可解得叶片内部温度分布.在将此温度分布传递至结构分析模型的同时,气动分析所得叶片表面相对总压也传递至结构分析模型表面,随后可进行叶片的结构分析.气动分析所得叶片周围相对总温及相应载荷传递结果如图6所示,相对总压如图7所示.以温度传递为例,所有节点温度最大插值误差为3 4%以内,属于工程模拟允许误差26第1期王婧超等:涡轮叶片的多学科设计优化系统范围.4 一体化优化方法相对于一些新型的多学科设计优化方法,如协作子空间优化法(Co ncurr ent SubSpace Opti m ization,CSSO)、双层集成系统综合法(Bi level Integrated System Sy nthesis,BLISS)等等[9 11],一体化优化方法(All In One,AIO或All At Once,AA O)是解决多学科设计优化问题比较传统的方法.它是在每个优化循环中综合考虑各学科间耦合信息的传递,用解耦系统以外的优化器对整个学科分析系统寻找最优的全局变量z和局部变量x:minz,xf(z,y i(x,y j,z),x)i,j=i, ,n j i(7) s.t. g(z,y i(x,y j,z)) 0(8)即在约束函数g 0的前提下使目标函数f最小.此过程获得的是整个多学科设计分析系统的可行解.在学科分析过程中,通常是根据一组给定的输入变量x、z以及已知的耦合状态采用可变学科分析间的Gauss Seidel迭代方法求出各学科状态变量y.这样做概念清晰,数学完备性好.本文中采用这一方法建立涡轮叶片的多学科设计优化系统的具体流程如图8所示.5 寻优算法优化问题采用多岛遗传算法(M ulti island Genetic Algo rithm,M IGA)及二次序列规划法(Sequential Quadratic Progr am ming,SQP)将求解域的全局寻优及局部深层次寻优相结合,适用于连续非线性设计空间和单步运算时间较长的数值计算.图8 涡轮叶片一体化多学科设计优化流程图F ig.8 Flow char t of the all in onemultidisciplinar y design optimizationfo r turbine blade6 算例分析及结果验证对某真实涡轮叶片进行设计优化,取叶片尖端及中部两个截面上i、 m、共6个参数为优化问题的设计变量.目标变量为叶片动能效率、总压比、最高温度、叶尖最大变形以及叶片预估寿命;以考虑安全系数后的叶片最大应力及叶片前五阶固有频率的约束值为优化问题的约束变量,同时给出期望变化趋势.优化前后设计变量、各学科目标变量、约束变量及叶片尖端及中部二维叶片型线比较如表1、表2及图9所示,同时给出了叶片动能效率及最大Mises应力在寻优过程中的变化趋势(图10、图11).通过优化前后叶片各项性能的比较可见,叶片的动能效率提高了1 29%;叶片最高温度降低了近2 ;叶尖变形量有所降低;叶片预估寿命显著增加.同时,叶片最大M ises应力降幅达10 25%,叶片前5阶固有频率约束值均满足约束条件.表1 设计变量优化前后的比较Table1 Compare of design variables before and af ter optimization设计变量初始值/( )设计下限/( )设计上限/( )优化后值/( )叶尖叶中 m143.340.045.045.0 i110.910.015.015.0 1 5.46 5.010.0 5.5 m257.955.060.060.0 i2 2.90.0 5.00.0 2 4.680.0 5.00.027航空动力学报第22卷表2 目标变量及约束变量优化前后的比较Table 2 Compare of objective and constraint variables before and after optimization目标及约束变量优化趋势初始值最优值改善值/%气动传热强度疲劳动能效率/%↑86.55987.6741.29总压比↑0.56450.56600.19叶片最高温度/K ↓1124.31122.8-0.13最大M ises 应力/G Pa↓4.69074.2097-10.25叶尖最大变形/mm↓0.69400.6674-3.83叶片预估寿命/106N ↑ 2.86707.5283162.58叶身质量/10-2kg ↓0.91830.8621-6.12振动1阶频率约束值→00.46210.4328-6.352阶频率约束值→00.75420.77983.383阶频率约束值→00.80150.7811-2.544阶频率约束值→00.68190.68520.4828第1期王婧超等:涡轮叶片的多学科设计优化系统7 结论本文在实现某涡轮叶片气动、传热、结构、疲劳以及振动各学科分析模拟的基础上,对其进行多学科设计优化.优化过程考虑了气动、传热及结构三学科之间的耦合;采用5次多项式方法进行三维涡轮叶片的参数化建模;单元线性插值法完成学科间载荷信息的传递;多岛遗传及二次序列规划法联合对问题进行寻优.通过对设计变量冲角、安装角及落后角的调整,得到各项性能均得到明显改善的涡轮叶片.这样,借助已有多学科设计优化软件建立起了完整的涡轮叶片多学科设计优化系统.在该系统中进行的设计优化结果对涡轮叶片整体性能的提高具有一定的参考价值;同时,此系统具有应用于工程实践的可行性及可靠性.参考文献:[1] Sobieszcz ans ki Sobieski J.M ultidisciplinary aerospace design optimiz ation:Su rvey of recent developments[J].Structural Optimization.1977,14(1):1 23.[2] Zang T A.M ultidisciplinary d esign optimization techniques:Im plications an d opportunities for fluid dynamicsres earch.[R].AIAA 99 3798.[3] 袁新,林智荣,赖宇阳,等,透平叶片的气动优化设计系统[J].热力透平.2004,33(1):8 13.YU AN Xin,LIN Zhir on g,LAI Yuping,et al.Aerodyn amic optimization sys tem for turbin e blade des ign[J].T hermal Turb 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航空发动机涡轮叶片的优化设计与制造

航空发动机涡轮叶片的优化设计与制造航空发动机作为现代航空领域的核心装备，对其性能的要求越来越高。

而发动机的关键部件之一——涡轮叶片的优化设计与制造是影响发动机性能的重要因素之一。

本文将探讨航空发动机涡轮叶片优化设计与制造的相关问题，并分析目前的技术发展趋势。

一、涡轮叶片的功能及挑战作为航空发动机中转子部分的关键组成部分，涡轮叶片扮演着转化热能为动能的重要角色。

涡轮叶片必须具备良好的气动性能、耐高温、高强度和高疲劳寿命。

然而，由于涡轮叶片所处的高温高速环境，其设计与制造面临着一系列挑战。

首先，涡轮叶片需要具备较高的强度和刚度，以承受来自燃气的冲击和离心力。

同时，叶片还必须能够适应温度梯度造成的热应变，以防止由于热膨胀而导致的应力集中和热裂纹的产生。

其次，涡轮叶片在高速旋转过程中会遇到高速气流的冲击，这会导致叶片表面产生强烈的冲刷和磨损。

因此，在涡轮叶片的设计中，需要考虑气动阻力、流量损失和冲刷磨损的平衡。

最后，涡轮叶片的制造过程也是一个复杂而精细的工艺。

涡轮叶片的制造必须具备高精度、高可靠性和高一致性，以确保叶片的性能和质量。

二、涡轮叶片的优化设计为了克服涡轮叶片设计中的挑战，科学家和工程师采用了各种方法和技术进行优化设计。

首先，通过使用先进的材料和工艺，可以提高涡轮叶片的强度和耐热性能。

新材料如镍基合金和热喷涂技术等的应用，使得叶片能够在高温环境下保持相对稳定的性能。

其次，利用计算流体动力学（CFD）和计算机辅助设计（CAD）等先进技术，可以对涡轮叶片的气动性能进行精确的模拟和优化。

通过对流动分析和叶片表面形状的调整，可以减小气动阻力、提高流量效率，并减少叶片表面的冲刷磨损。

另外，采用拓扑优化和结构优化技术，可以在保证叶片强度的前提下，减轻叶片的质量。

通过在关键部位增加材料的厚度或者添加结构支撑，可以实现结构的优化和质量的降低。

这既可以提高叶片的振动特性，又能够延长叶片的寿命。

三、涡轮叶片的制造技术涡轮叶片的制造技术一直在不断发展和创新。

气体涡轮机压气机叶轮叶片的优化设计

气体涡轮机压气机叶轮叶片的优化设计气体涡轮机压气机叶轮叶片的优化设计是提高燃气轮机性能和效率的重要环节。

在压气机中，叶轮叶片是起到压缩空气的作用，因此其设计和结构对整个系统的性能至关重要。

优化设计叶轮叶片可以提高整体性能，并降低能源消耗。

首先，优化设计叶轮叶片需要考虑叶片的几何构型。

叶片的几何形状对流动特性和气动性能有重要影响。

一般而言，叶片的几何形状应该具备良好的气动特性，如良好的弯曲半径和各个部分的流道设计。

此外，叶片的横截面形状也应该被认真考虑，以确保流动在叶片上的传递过程中能够达到最佳效果。

其次，在叶片的材料选择上也需要进行优化。

叶片应该具备高温、抗腐蚀和高强度等特性，以适应燃气轮机高温高压的工作环境。

常用的叶片材料包括镍基合金和钛合金等。

这些材料具有良好的耐温性和机械性能，可以满足高温高压下的工作需求。

在选择材料时，还应考虑其成本、可靠性以及可加工性等因素。

另外，通过优化叶片的冷却系统，可以改善叶片的工作环境。

在高温高压下，叶片会面临严峻的热应力和腐蚀问题。

因此，在叶片设计中，应考虑冷却系统的合理布局，以降低叶片的工作温度并延长叶片的使用寿命。

冷却系统可以通过在叶片表面设置冷却孔、冷却气膜和内部冷却通道等方式来实现。

此外，通过流动模拟和实验验证，可以进一步优化叶片的设计。

流动模拟可以通过计算流体力学（CFD）软件对叶轮叶片进行各种条件下的流动分析。

通过模拟分析，可以得到叶片的流线和压力分布等信息，帮助优化叶片的设计。

同时，实验验证可以对优化设计后的叶片进行性能测试，从而验证设计的可行性和效果。

综上所述，气体涡轮机压气机叶轮叶片的优化设计是提高燃气轮机性能的关键环节。

通过优化叶片的几何构型、材料选择、冷却系统以及流动模拟和实验验证等方式，可以提高叶片的气动特性和耐温性，从而提高整个系统的工作效率。

在未来的研究中，还可以进一步探索新的材料和优化方法，以进一步提升叶轮叶片的设计水平，推动燃气轮机技术的发展。

基于Kriging模型的涡轮叶片多学科设计优化

万方数据　万方数据　万方数据航空动力学报第２２卷３基于Ｋｎ酉１１９模型的涡轮叶片舢近似模型建立之前，首先要选取样本点，并通过数值实验得到这些样本点的响应值．样本点选取的好坏对后面的近似分析起着非常重要的作用．通常用实验设计方法（ＤｅｓｉｇｎｏｆＥｘｐｅｒｉｍｅｎｔ，简称ＤＯＥ）来选取样本点，如中心复合法、ｎｏｐｔｉ—ｍａｌ设计等，目的是以最少的实验数来获取响应和因素之间最多的信息，以便快速准确地初始化近似模型．基于Ｋｒｉｇｉｎｇ模型的多学科优化过程如下：（１）ＤＯＥ研究：探索设计空间，选择样本点，选择最具影响力的变量作为设计变量；（２）近似分析：目标与约束的近似，即通过ＤＯＥ的分析结果构造初始Ｋｒｉｇｉｎｇ模型；（３）基于Ｋｒｉｇｉｎｇ模型的遗传算法和序列二次规划综合寻优搜索：将设计空间的全局寻优与局部深层次寻优相结合；（４）更新模型：拟合并使用Ｋｒｉｇｉｎｇ模型，通过实际仿真分析及时更新模型、提高精度．利用以上方法能够较好地完成非线性连续设计空间和单步运算时间较长的涡轮叶片多学科优化，优化流程如图２所示．在该图中，近似模型取Ｋｒｉｇｉｎｇ模型，仿真程序为图１所示的多学科耦合分析．４算例分析图３涡轮叶片的叶型参数Ｆ嘻３Ｐａｒａｍｅｔｅｒｓｏｆｔｕｒｂｉｎｅｂｌａｄｅ图４叶片结构、传热分析的有限元模型Ｆｉｇ．４ＦＥｍｏｄｅｌｏｆｓｔｒｕｃｔｕｒａｌａｎｄｔｈｅｒｍａｌａｎａｌｙｓｉｓ４．１叶片优化参数、约束及目标函数的选取采用具有连续三阶导数的五次多项式单型线来构造叶片压力面和吸力面型线［５］，如图３．沿叶高方向定出叶片根部和顶部２个截面的叶型后，采用母线叶身成型法，以样条曲线为母线积叠２个叶片截面，生成三维叶片的参数化模型．叶片的结构、传热分析与气动分析的计算模型分别如图４，５所示．根据实验设计的结果，这里分别选取叶片根部和顶部两个截面上的安装角ｙ、冲角ｉ、落后角艿共６个参数作为优化设计变量．目标函数与约束通过指标要求确定［６］，这里选取表征叶片气动性能的气动效率和总压比作为目标函数，叶片的最大等效应力、最大变形及最高温度的限制作为约束．图５叶片气动分析的网格模型４．２寻优历程与结果讨论ｐｌｇ·５ｕ１８。

风力涡轮机叶片结构的优化设计

风力涡轮机叶片结构的优化设计风力涡轮机是一种利用风能转化为电能的设备，其关键组成部分之一便是叶片。

叶片的结构设计对风力涡轮机的性能和效率有着重要的影响。

本文将探讨风力涡轮机叶片结构的优化设计。

1. 叶片结构的基本原理风力涡轮机叶片的结构优化设计需要考虑的基本原理是aerodynamics（气动学）和 structural mechanics（结构力学）。

在气动学中，叶片的外形和气动特性是关键因素。

结构力学方面，在受力情况下叶片需要具备足够的强度和刚度。

2. 材料选择与叶片形状首先，优化设计需要考虑叶片材料的选择。

传统的叶片材料通常是玻璃纤维增强塑料（GRP）或碳纤维增强塑料（CFRP）。

最近，新材料如复合材料和纳米材料也被研发并应用于叶片结构中，以提高强度和耐久性。

其次，叶片形状也是优化设计的重点。

叶片通常采用逐渐加宽、加厚的三维结构，以便在拦截风能时获得更高的转动力矩。

叶片的纵向曲线、扭曲程度和尖端处理也是优化设计中需要考虑的因素。

3. 气动特性的优化设计针对气动特性的优化设计，可以采用数值模拟和实验测试相结合的方法。

数值模拟使用计算流体力学（CFD）软件，可以模拟风力涡轮机叶片在流体环境中的气动行为，如压力、速度分布和气动力。

实验测试则可以通过风洞测试等手段来验证模拟结果的准确性。

通过优化叶片外形和表面细节，如改变叶片的扭曲度、斜列度、腿距等参数，可以改善叶片的流动特性，提高风能的捕捉效率。

4. 结构力学分析与设计风力涡轮机叶片在运行时要受到强风的冲击和叶片自重的作用。

因此，在结构力学分析方面，叶片的强度、刚度和疲劳寿命等都需要进行综合考虑。

结构优化设计一方面要确保叶片具备足够的强度和刚度来承受径向和轴向力矩，另一方面要降低叶片自重和降低材料的应力和变形。

传统的结构设计通常采用等截面方法，即整个叶片采用相同的截面形状和材料。

然而，随着结构优化设计的发展，新的设计思路如变截面结构、波形结构等也被应用于叶片结构中，以提高叶片的性能和可靠性。

航空发动机涡轮叶片的气动优化设计

航空发动机涡轮叶片的气动优化设计航空发动机是现代飞行器的核心动力系统，涡轮叶片是发动机中最重要的零部件之一。

它们承受着高温、高压和高速气流的冲击，对于发动机的性能和可靠性起着至关重要的作用。

因此，对于涡轮叶片的气动优化设计显得十分关键。

首先，为了了解涡轮叶片的气动特性，在设计过程中需要运用流体力学和数值模拟等工具进行分析。

通过对气流的流动速度、温度以及压力场的分布进行测量和仿真，可以获得涡轮叶片表面的压力分布、速度矢量和湍流特性等相关信息。

这些数据可以帮助工程师更好地理解叶片受力情况，从而进行优化设计。

其次，在涡轮叶片气动优化设计中，需要考虑的主要因素包括叶片轮廓、叶片修型和叶片表面处理等。

叶片的轮廓设计是非常关键的一步，它直接影响着气流在叶片上的流动速度和压力分布。

通过优化叶片的形状和曲率，可以减小气流在叶片上的湍流流动及分离现象，从而提高涡轮的效率和性能。

叶片的修型也是非常重要的一环。

修型主要包括叶片中心线的弯曲程度、叶尖的修正和外缘控制等。

通过合理的修型设计，可以减小叶片的漏气和湍流流动，提高涡轮的流量系数和扭力矩。

叶片表面处理是涡轮叶片气动优化设计中的另一个关键环节。

叶片表面的湍流压降和皮摩擦阻力对涡轮的性能和效率有着重要影响。

为了减小叶片表面的湍流损失，可以采用各种表面处理技术，例如叶片表面涂层、表面微纳结构和光滑涂层等。

这些处理方法可以有效地降低表面摩擦阻力和湍流压降，提高涡轮的效率。

此外，涡轮叶片气动优化设计中还需要考虑到多种综合因素，例如叶片材料的选择、叶片结构的刚度和强度以及制造工艺等。

不同的材料和结构参数对涡轮叶片的气动性能和可靠性有着不同的影响。

因此，在设计过程中需要综合考虑这些因素，确保叶片的稳定性和耐久性。

综上所述，航空发动机涡轮叶片的气动优化设计是一项十分复杂和关键的工作。

通过运用流体力学和数值模拟等工具进行分析，优化叶片的轮廓、修型和表面处理等，可以提高涡轮的效率和性能。

涡轮机械叶片的优化设计及性能分析研究

涡轮机械叶片的优化设计及性能分析研究引言：涡轮机械叶片是涡轮机的核心组成部分，其设计和性能直接影响到整个涡轮机的效率和性能。

本文将对涡轮机械叶片的优化设计和性能分析进行探讨，旨在提高涡轮机的工作效率和可靠性。

一、涡轮机械叶片的设计原理涡轮机械叶片的设计原理是基于气体动力学和流体力学的基本原理。

涡轮机械叶片通过将流体动能转换为机械能来驱动涡轮机的转动。

在设计过程中，需要考虑叶片的气动特性、材料选用和叶片几何形状等因素。

二、涡轮机械叶片的气动特性分析气动特性是指涡轮机械叶片在流体作用下的力学性能。

涡轮机械叶片的气动特性主要包括叶片流过系数、压力系数和流量系数等。

通过对叶片气动特性的分析，可以评估叶片的效率和性能，并进行优化设计。

三、涡轮机械叶片的材料选用涡轮机械叶片的材料选用是保证其工作性能和可靠性的重要因素。

常用的叶片材料包括铸造合金、单晶合金和涂层材料等。

不同的材料具有不同的机械性能和耐热性能，需要根据涡轮机的工况和使用要求选择合适的材料。

四、涡轮机械叶片的几何形状设计与优化涡轮机械叶片的几何形状设计是提高涡轮机效率和性能的关键。

常见的几何形状包括平面叶片、弯曲叶片和二次曲面叶片等。

通过仿真和数值模拟等手段，可以对涡轮机械叶片的几何形状进行优化，以提高其流动性能和工作效率。

五、涡轮机械叶片的动力学性能分析涡轮机械叶片的动力学性能分析是评估叶片结构和连接方式的重要手段。

在涡轮机的工作过程中，叶片需要承受高速旋转和高温气体的冲击和压力。

通过有限元分析和疲劳寿命评估等方法，可以确定叶片的安全工况和设计寿命。

六、涡轮机械叶片的性能测试与验证涡轮机械叶片的性能测试和验证是评估其优化设计效果的重要环节。

通过试验和数据分析，可以获得叶片的流量、转速和压力等性能参数，并与理论计算结果进行对比。

有效的测试和验证工作可以为叶片的优化设计提供支持和参考。

七、结论涡轮机械叶片的优化设计和性能分析是提高涡轮机效率和可靠性的关键。

航空发动机涡轮叶片设计与优化

航空发动机涡轮叶片设计与优化第一章：引言航空发动机是现代飞机的重要组成部分，其性能与效率直接关系着飞机的使用性能和经济性。

而涡轮叶片作为航空发动机中的关键部件，其设计与优化对于提高发动机的性能至关重要。

本文将从航空发动机涡轮叶片的设计与优化两个方面进行探讨。

第二章：航空发动机涡轮叶片设计2.1 叶片设计的基本原理航空发动机涡轮叶片设计的基本原理包括叶片形状的确定和叶片材料的选择。

叶片形状的确定需要考虑到气流动力学原理、叶片结构力学和叶尖间隙等因素，以实现最佳的气动性能和结构强度。

而叶片材料的选择需要考虑到高温、高速和腐蚀等工作环境的要求，并且要具备良好的强度和韧性。

2.2 叶片设计的方法和工具叶片设计通常采用计算流体动力学（CFD）方法进行辅助分析和优化。

CFD方法可以对叶片形状进行数值模拟，通过计算流场的速度、压力和温度等参数，来评估不同叶片形状的气动性能。

同时，叶片设计还需要结合实验验证和经验总结，以保证设计的准确性和可靠性。

第三章：航空发动机涡轮叶片优化3.1 优化目标与指标航空发动机涡轮叶片的优化目标主要包括提高气动效率、降低噪音和振动、增加使用寿命等。

而优化指标则包括比油耗、比推力、比功率、噪声等方面的参数。

3.2 基于遗传算法的叶片优化遗传算法是一种模拟生物进化过程的优化算法，通过模拟个体的遗传、变异和选择等过程，来寻找最佳解或最优解。

在航空发动机涡轮叶片的优化中，可以借助遗传算法寻找最佳的叶片形状和材料组合，以获得更好的性能和效果。

3.3 结构优化与材料选用航空发动机涡轮叶片的结构优化主要包括减小重量、提高强度和刚度等方面的优化。

同时，材料的选用也是提高发动机性能和可靠性的重要因素。

如使用高温合金、复合材料等材料可以提高叶片的抗热腐蚀和抗疲劳能力，从而延长叶片的使用寿命。

第四章：航空发动机涡轮叶片设计与优化的应用与挑战4.1 应用领域与案例分析航空发动机涡轮叶片设计与优化的应用领域广泛，涵盖民用航空、军用航空、航天等领域。

基于Isight和Abaqus缩短涡轮叶片燕尾榫结构优化设计周期

基于Isight和Abaqus缩短涡轮叶片燕尾榫结构优化设计周期禹燕飞;张伟【期刊名称】《风机技术》【年(卷),期】2024(66)1【摘要】采用Abaqus软件对典型涡轮叶片燕尾榫结构周围的最小接触压力和应力进行有限元分析,并基于Isight软件进行仿真流程自动化和优化设计研究,以期在满足设计要求的前提下,找到一种高效的优化设计方案。

首先利用Isight提供的多种算法进行优化设计,并对比不同算法的优化结果和优化运行时间,发现序列二次规划法(NLPQLP)和下山单纯型法(Downhill Simplex)虽然优化时间短,但是优化结果陷入局部最优,多岛遗传算法(MIGA)和非支配排序遗传算法(NSGA-II)虽然优化结果理想,但是优化效率较低。

然后,提出了两种改进方案。

第一种,首先基于Isight提供的工具Latin Hypercube创建代理模型,再利用代理模型进一步优化。

第二种,采用组合优化策略的方式,先采用MIGA或NSGA-II进行少量的全局优化,再以优化结果作为下一步优化的初始方案,使用NLPQLP或Downhill Simplex进行局部优化。

最终对多种方案的优化结果和优化效率进行对比和评价。

【总页数】7页(P48-54)【作者】禹燕飞;张伟【作者单位】达索系统(上海)信息技术有限公司北京分公司【正文语种】中文【中图分类】TK47【相关文献】1.iSIGHT优化方法在涡轮叶片冷却设计中的应用2.燕尾型榫连接件的结构优化设计3.基于ANSYS的涡轮榫接结构优化设计4.基于Isight和ABAQUS软件的柔轮筒体应力与结构优化5.涡轮盘榫槽拉床主溜板结构优化设计与仿真因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。

涡轮单级叶片设计优化

设计问题定义--1
ω1
p θ1 r1
pl1 pl2
p
Sl1
S
θ2
θ2 Sl2
pl3 ω2
p r2 θ3
Sl3
动性能
应力分布
积叠线参数
设计问题定义--2
z 设计变量：涡轮一级叶片（包括定子叶片和转子叶片）的几何型面数据
z 转毂和机匣几何参数； z 叶身气动外形参数； z 结构参数。
NUMECA
ISIGHT
叶片初步设计优化集成
ISIGHT中的实现界面
实验设计结果—Pareto图
z 导向器叶片设计Pareto z 一级叶片设计Pareto图图
优化过程监控
优化结果
整级气动效率动叶根部离心应力静子表面平均温度静子表面最高温度
优化前 78.051% 170MPa 1124.76K 1199.06K
针对叶片设计优化的单学科算法
比较－不适合选取的方法
z 不适合分析时间很长的优化：
z Hooke-Jeeves直接搜索法(Hooke-Jeeves Direct Search Method) 、连续二次规划法(Sequential Quadratic Programming )、广义下降法 (Generalized Reduced Gradient - LSGRG2) ；
z 有指导启发式搜索方法(Directed Heuristic Search－DHS )是专家系统技术，不适合；
z 模拟退火算法(Adaptive Simulated Annealing )的优化过程比较
针对叶片设计优化的单学科算法比较－适于选取的方法
z 可选的方法：
z 多岛遗传算法（Multi-Island Genetic Algorithm）能够遍寻整个设计空间，跳出局部最优；

航空涡轮叶片叶身造型参数化设计

航空涡轮叶片叶身造型参数化设计刘诗汉;马虎【期刊名称】《兵工自动化》【年(卷),期】2015(000)004【摘要】To promote the numeralization of aero-turbine blade design and relieve engineers from heavy designing calculation, a modeling techniqueof an aero-turbine blade is developed based on CATIA. At first, the geometric features and factors which impact its performance and strength of a blade are analyzed, and some parameters are selected to control the pattern of the section of a blade. Then, some tools and functions of knowledge engineering built in CATIA are used to construct a blade. The technique results to parameterization of aero-turbine blade design, and is proved to be effective while modeling a blade which has a G2 class continuity surface and contours of sections at different radial distance.%为提高航空涡轮叶片设计的数字化水平，减轻设计人员的设计计算量，开发了一种基于CATIA的航空涡轮叶片建模方法。

基于参数化的涡轮叶片三维气动优化仿真

基于参数化的涡轮叶片三维气动优化仿真
马洪波;朱剑;席平
【期刊名称】《计算机仿真》
【年(卷),期】2008(25)10
【摘要】为了提高涡轮叶片的设计效率,在分析已有涡轮叶片截面线参数化造型技术优缺点的基础上,基于B样条曲线实现了涡轮叶片截面线的参数化造型和参数化修改,并编写了叶片造型程序,实现了叶片流场模型的自动化生成.以某型号涡轮叶片为例,对其进行三维流场数值模拟,然后采用遗传算法和序列二次规划法算法的组合,以涡轮的气动效率为目标函数,对涡轮叶片进行了气动优化.算例结果表明文中所建立的涡轮叶片自动优化设计体系是可行的.
【总页数】4页(P27-30)
【作者】马洪波;朱剑;席平
【作者单位】北京航空航天大学航空科学与工程学院,北京,100083;北京航空航天大学机械工程及自动化学院,北京,100083;北京航空航天大学机械工程及自动化学院,北京,100083
【正文语种】中文
【中图分类】V232.4
【相关文献】
1.涡轮三维叶片气动优化设计集成及应用 [J], 张剑;曾军;葛宁;赖巍
2.基于结构可靠性的涡轮叶片三维气动设计优化 [J], 彭茂林;刘波;孙吉宏
3.三维涡轮叶片气动优化方法的研究 [J], 韩永志;高行山;尤莹;李立州;张娟
4.涡轮叶片三维气动优化设计 [J], 虞跨海;李立州;王婧超;岳珠峰
5.基于Bezier曲线的涡轮叶片参数化造型及优化设计 [J], 张晓东;余世敏;龚彦;杨文武;周权
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