贝塞尔曲线的涡轮叶片造型及其优化

合集下载

涡轮机叶片的设计和优化研究

涡轮机叶片的设计和优化研究涡轮机是一种常见的动力机械，它主要通过燃烧燃料产生高温高压气体，然后将气体经过涡轮机叶片推动叶轮转动，最终驱动机械设备工作。

涡轮机的性能直接关系到机械设备的输出功率，而叶片作为涡轮机的核心部件之一，对涡轮机的性能有着至关重要的作用。

因此，涡轮机叶片的设计和优化研究一直是热门的研究领域。

本文将对涡轮机叶片的设计和优化研究进行详述。

一、涡轮机叶片的基本形式和分类涡轮机叶片是涡轮机的关键部件，它们负责接受高速气体流入口的高温高压气体，然后通过叶片的曲线形状和数量设计使气体的动能转换为轮毂的旋转能量，从而输出涡轮机的功率。

叶片的设计需要考虑到多种因素，如气体的流动性质、力学受力特点和材料的选择等。

根据叶片的形式和功能，涡轮机叶片可以分为多种类型。

例如，从叶片的用途来看，可分为导叶叶片、固定叶叶片和动叶叶片；从叶片的模式来看，可分为轴对称和非轴对称两种形式；从叶片的数量来看，可分为单排和双排叶片等几种形式。

二、涡轮机叶片的设计原理和方法涡轮机叶片的设计要从多方面考虑，包括叶片的数量、曲线形状、厚度、材质和冷却等方面。

在设计过程中，还需要结合涡轮机的工况参数进行优化，使涡轮机叶片可以达到最佳的性能。

首先，涡轮机叶片的数量和排列方式要根据涡轮机的流量和压降等参数进行设计。

一般情况下，叶子数量多的涡轮机流量大、压降低、效率高，但也会带来更高的制造成本。

而叶片数量少的涡轮机则可以减小制造成本，但是其流量和压降等参数也会受到影响。

因此，需要根据具体的情况选择合适的叶片数量和排列方式。

其次，涡轮机叶片的曲线形状是影响涡轮机性能的重要因素之一。

一般情况下，叶片的曲线形状需要根据气体流动性质和叶片材料等因素进行优化设计。

在叶片的设计过程中，需要采用流场数值模拟等技术进行仿真分析，以得到最优的叶片曲线。

另外，涡轮机叶片的厚度和材质也是需要考虑的因素之一。

涡轮机叶片的厚度一般采用变化的方式，以在不同受力部分得到最优的受力状态。

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 ine,2004,33(1):8 13.[4] iS IGH T8.0.[Z].北京:赛特达科技有限公司.2003.[5] 周正贵.压气机叶片自动优化设计[J].航空动力学报,2002,17(3):305 308.ZH OU Zh enggui.Automatic design optimiz ation of com pressor blades[J].J ou rnal of Aeros pace Pow er,2002,17(3):305 308.[6] 冯进,符达良.涡轮钻具涡轮叶片造型设计新方法[J].石油机械,2000,28(11):9 12.FE NG J in,FU Daliang.New design method of tu rbineb lades shape turb odrill[J].Oil M echanics,2000,28(11):9 12.[7] NU M ECA62_6.[Z].北京:尤迈克(北京)流体工程技术有限公司.2004.[8] Talya S S.M ultidisciplin ary design optimization procedurefor turbo machinery blades and sens itivity analysis technique for aerospace applications.[D].Ph.D.Dis sertation,Arizona S tate Univ.,M ay2000.[9] Kodiyalam S,S obiesz czanski Sobieski J.Bi level integratedsystem synthesis with response su rfaces.[R].AIAA 991306 w ip.[10] S telmack M A, B.S.M.E.,M.S.M.E.A u ser interactive,r espon se su rface appr ox imation based framew ork formultidis ciplinary d esign[D].Ph. D.Diss ertation,NotreDame Un iv.,April1999.[11] M oran kar J,Bloebaum C L.Application of multidisciplinary design optimization for a diesel engine cooling system.[R].AIAA2004 4554.29。

涡轮冷却叶片参数化建模及多学科设计优化

第22卷第8期2007年8月航空动力学报Journal of Aerospace Pow erVol.22No.8Aug.2007文章编号:100028055(2007)0821346206涡轮冷却叶片参数化建模及多学科设计优化虞跨海,岳珠峰(西北工业大学力学与土木建筑学院,西安710072)摘要:建立了一个涉及结构、气动、传热、振动、强度和寿命等学科的涡轮冷却叶片多学科设计优化系统,进行了单孔薄壁冷却叶片的多学科设计优化.提出了单孔薄壁冷却叶片的参数化造型方法,叶片叶型采用5次多项式构造,气动与传热为三维耦合分析;叶片体积平均温度与最高温度为优化目标,强度、振动和寿命等学科相关参数为约束,模拟退火与序列二次规划组合算法进行叶片参数空间寻优,在保持冷却气体流量不变的条件下,优化提高了冷却效果,降低了叶片材料的性能要求.关　键　词:航空、航天推进系统;冷却叶片;多学科设计优化;参数化建模;耦合分析中图分类号:V232 文献标识码:A收稿日期:2006208208;修订日期:2006211203基金项目:国家自然科学基金(50375124,10472094),航空科学基金(03B53003)作者简介:虞跨海(19822),男,浙江义乌人,博士生,主要从事多学科设计优化、结构设计与优化方面工作.Parametric modeling and multidisciplinary designoptimization for cooling turbine bladeYU Kua 2hai ,YU E Zhu 2feng(School of Mechanics ,Civil Engineering and Architect ure ,Nort hwesternPolytechnical U niversity ,Xi ’an 710072,China )Abstract :A multidisciplinary design optimization system for gas t urbine blade ,which involves st ruct ure ,aerodynamic ,heat transfer ,vibration and service life ,etc ,has been devel 2oped ,serving t he p urpose of multidisciplinary design optimization of single 2hole t hin wall cooling blade.A paramet ric modeling met hod was also proposed for single 2hole t hin wall cooling blade.The blade surface geomet ry is defined by five 2order polynomials ,while 32D coupling analysis was made for aerodynamic and heat t ransfer.The average temperat ure and maximum temperat ure of blade volume were optimized ,wit h aerodynamic ,vibration and serv 2ice life as t he const raint s.A combined algorit hm of annealing simulation and SQ P (SequentialQuadratic Programming )was used to optimize t he blade parameters.While t he flow rate of cooling air was kept unchanged ,t he cooling effect was improved and t he performance require 2ment on t he blade materials was reduced.K ey w ords :aero space p rop ulsion system ;cooling t urbine blade ;multidisciplinary de 2sign optimization (MDO );paramet ric modeling design ;coupling analysis 航空发动机涡轮入口温度的不断提高,对涡轮叶片的材料与结构提出了挑战,目前涡轮叶片主要采用以空气为冷却介质的冷却方式,但是冷却气体的引入又降低了涡轮的热能效率,因此如何提高冷却气体的冷却效率是涡轮叶片结构设计的重要内容.国内外许多学者在涡轮冷却叶片的设计优化方面做了许多的工作,取得了一定的进展,Carlo　第8期虞跨海等:涡轮冷却叶片参数化建模及多学科设计优化Carcasci[1]等人进行了燃气涡轮静子叶片内冷却设计的研究,但是只分析了一维冷却叶片模型;Shuye Teng[2]等人研究了气膜孔形状对涡轮叶片传热系数分布的影响问题;Louis[3]等人进行了涡轮叶片冷却通道内部传热、流动和压力分布的数值测试;Talya[4,5]等人进行了二维、三维冷却叶片优化.但是这些研究基本上都是基于单学科的,气动与传热的分析是分离的,在三维叶片的温度场计算上采用由二维到三维扩展的方法.涡轮叶片设计是一个典型的多学科设计问题,涉及气动、传热、结构、强度、振动和寿命等多个学科,必须采用多学科设计优化的方法才能获得叶片的最佳设计方案.1　涡轮冷却叶片参数化建模涡轮叶片参数化过程中,叶栅的压力面与吸力面型线的选择对叶片的气动性能有很大的影响.5次多项式作为叶片压力面和吸力面型线可以减少流动损失,文献[6]中给出了叶栅几何参数与多项式系数之间的关系.压力面和吸力面均为5次多项式y=a0+a1x+a2x2+a3x3+a4x4+a5x5(1) 如图1所示为叶型及中弧线示意图,根据中弧线的定义得到叶片中弧线求解方程组(y0-f(x1))f′(x1)=x1-x0(y0-g(x2))g′(x2)=x2-x 0(x1-x0)2+(f(x1)-y0)2= (x2-x0)2+(g(x2)-y0)2(2)其中,[x1,f(x1)]与[x2,g(x2)]分别是压力面和吸力面上相对应的任意的一对内切圆切点,(x0, y0)是与x1和y1相对应的内切圆的圆心坐标.图1　叶型及中弧线示意图Fig.1　Blade profile and camber line直接求解方程组(2)比较困难,通过数值迭代方法求解得到中弧线上一系列离散点,再用5次多项式进行最小二乘方法拟合得到各项系数:‖r(y3)‖2=min‖r(y)‖2(3)在{1,x,x2,x3,x4,x5}空间范围内,有:A T A C=A T y(4)式中C为5次多项式系数向量,图2所示为求解得到的叶片两个不同截面的中弧线.图2　叶型型面中弧线Fig.2　Camber line of blade cascade计算得到中弧线方程之后,沿中弧线给出壁面厚度分布函数,可以建立单孔薄壁冷却叶片参数化模型(图3(a));通过圆心在中弧线上的定位,给出相应的圆半径,可以建立多孔直流冷却叶片参数化模型(图3(b)).本文选取单孔薄壁冷却叶片进行了多学科设计优化.2　各学科分析及优化策略涡轮冷却叶片的优化涉及结构、气动、传热、强度、振动和寿命等多个学科,求解学科之间的耦合关系,是实现多学科设计优化的关键.本文的研究是建立在对叶片外形进行设计优化并获得理想气动外形的基础之上[7],针对前述参数化方法建立的单孔薄壁冷却叶片,以冷却效果为优化目标7431航　空　动　力　学　报第22卷图3　冷却叶片参数化模型Fig.3　Parametric cooling blade models进行优化,优化过程中保持叶身外形不变,只改变叶片冷却内腔形状. 气动与传热实现了三维耦合分析计算,并根据计算结果将叶片内部温度载荷及叶片表面气压载荷传递到结构分析模型当中,强度分析的结果为寿命预测提供依据,振动分析考虑了温度与转动对固有频率的影响.2.1　叶片三维流固耦合分析涡轮叶片内外流场的三维流固耦合计算,可以更准确地得到叶片内部的温度场分布情况,为强度分析提供更可靠的计算数据.采用Fluent计算软件进行流固耦合分析,流体域计算采用三维稳态可压缩气体N2S方程和k2ε湍流模型进行求解;流体与固体之间的热交换采用标准壁面函数方法求解能量方程.分析过程中考虑了叶片温度对材料性能的影响,如表1所示.表1　材料热导率及比热容随温度变化情况T able1　V ariation of heat conductivity and specif ic heat with temperature changes温度/℃100200300400500600700800900热导率/(W/cm・K)13.3915.0716.3217.5819.2520.5721.7723.0224.70比热容/(J/kg・K)638661668654654662668673721 冷却叶片几何结构复杂,包含叶片内冷通道、主流通道、叶片固体区域,在网格的划分上难度较大,文中流体域与固体域均采用四面体非结构网格划分,网格总数约100万.流固耦合分析的结果,通过数据信息的传递应用于结构分析.由于流场与结构分析采用不同的计算软件,可能导致其分析模型网格划分的不一致,需要通过网格节点线性插值的方法进行温度与气压载荷的传递;为了提高精度,本文通过保持叶片气动分析与结构分析网格的一致性来保证载荷信息传递的高精度.如图4所示为载荷信息传递前后叶片温度分布情况,温度载荷在两个不同分析模型上的传递具有很高的精度.图4　温度信息传递Fig.4　Transfer of temperature data 2.2　强度、振动和寿命分析采用有限元方法对涡轮叶片进行强度和振动分析.强度分析考虑了温度分布不均引起的应力应变以及叶片高速旋转产生的离心力,要求叶片内最大当量应力小于材料的屈服拉伸应力.叶片振动分析采用了叶根固支和叶尖自由的悬臂梁式振动[829],由于叶片的温度以及叶片转速对振动频率的影响,振动分析时在模型上施加了温度载荷以及叶片转速,确保分析结果更加准确可靠.利用强度计算的结果,采用基于Manson2 Coffin方程的经验公式方法对涡轮叶片低循环疲劳寿命进行近似预测,预测模型[10]为σ=2E×[010417(2Nf)-017013+010129(2N f)-011976](5)式中σ为强度分析求得的等效应力,N f为预测低循环疲劳寿命,E为材料的平均弹性模量.2.3　冷却叶片多学科设计优化策略标准优化方法能较全面地反映问题的各个方面,可保证求解过程收敛到全局最优解,是目前用得最多的优化方法.根据各学科分析模型,本文采用标准优化方法进行了单孔薄壁冷却叶片的多学科设计优化,实现了各学科分析软件在多学科优化平台下的集成,图5所示为叶片多学科设计优8431　第8期虞跨海等:涡轮冷却叶片参数化建模及多学科设计优化化(MDO )流程.图5　冷却叶片多学科设计优化流程图Fig.5　MDO flow chart for cooling blade design 优化设计以叶片内部体积平均温度与最高温度的加权值最小为目标T =λ1T average +λ2T max (6)式中λ1+λ2=1,文中取λ1=λ2=015.优化设计变量、约束条件以及优化算法的选取规则如下:(1)设计变量的选取涡轮叶片参数化造型时,只采用叶根与叶尖两个截面来构造三维模型,因此在优化过程中只选取叶根与叶尖截面的壁面厚度作为设计变量.(2)约束条件的选取叶片的设计必须考虑其在使用过程中的安全性与可靠性,设计时必须满足强度、寿命、振动等各方面的综合要求,这些要求体现在优化模型中就是满足一定的约束条件.对于各学科约束条件的规定如下:(a )叶片中的各项应力值必须满足应力指标规定的要求;(b )叶片激振频率根据转子叶片的实际工作情况(20000r/min 转速)和叶轮的叶片数为36,计算叶轮激振频率F 激振=(2000/60)・36・n =12000n (7)即对于本文中涡轮转子叶片而言,其激振频率为12000,24000,….衡量叶片是否避开共振区的的指标是共振裕度K ,其定义如下:K =|叶片频率-f 激振|f 激振×100%(8)本文中要求叶片各阶频率裕度值不小于10%;(c )根据Manson 2Coffin 公式计算结果,规定叶片的低循环疲劳寿命最少循环数为6000次,考虑到材料的分散性,在设计中取材料的分散系数为6,则最少循环数不能少于36000次.(3)优化算法采用模拟退火算法(SA )与序列二次规划(SQ P )算法的组合进行设计参数空间的综合寻优,模拟退火算法全局搜索最优之后使用序列二9431航　空　动　力　学　报第22卷次规划算法达到快速收敛,这样既保证能取得全局最优解又能提高计算效率,降低计算成本.3　优化计算与结果前述方法建立的冷却叶片多学科设计优化模型,通过学科间信息的传递实现了强度、寿命与气动及传热学科之间的解耦.利用各学科分析软件的二次开发接口,在Isight优化平台下实现了各学科分析软件的集成,对单孔薄壁冷却叶片进行了优化设计计算.优化结果表明:在满足各学科约束的条件下,较大的降低了叶片体积平均温度,获得了目标函数的最优解,改善了叶片的性能.优化设计变量与约束变量优化前后的变化情况如表2和表3所示,表4为目标函数优化前后变化情况.表2　设计变量表T able2　List of optimized variables变量名设计初值优化上限优化下限优化终值叶尖壁面厚度/mm0.3200.5000.2500.401叶根壁面厚度/mm0.4600.6000.3000.552表3　约束变量表T able3　List of bounded variables变量物理意义设计初值优化上限优化下限优化终值σmax 最大当量应力/MPa572.1600—560.9K44阶振动频率裕度/%38.3—1030.9K55阶振动频率裕度/%32.9—1023.76K66阶振动频率裕度/%16.6—1011.7N f低循环疲劳寿命循环数81156—3600085226表4　优化目标变化情况T able4　Object function values beforeand after optimization变量名优化前优化后优化量温度值加权/K1164.5911161.1505 3.4405平均温度/K1042.3161035.488 6.828最大温度/K1286.8661286.8130.053如图6所示为叶片优化前后在90mm高度与110mm高度温度分布情况比较.在优化设计前后,叶片内部体积平均温度降低约7K,而最高温度的降低量较少.图6　叶片优化前后温度分布Fig.6　Temperature distribution of blade cascadebefore and after optimization0531　第8期虞跨海等:涡轮冷却叶片参数化建模及多学科设计优化4　结　论本文主要研究了涡轮冷却叶片的参数化建模方法以及涡轮冷却叶片多学科设计优化的实现,主要工作如下:(1)提出了一种涡轮冷却叶片参数化建模方法.采用5次多项式构造叶片型线,求解各叶型面中弧线方程,通过沿叶片中弧线厚度分布或圆心的定位,建立了冷却叶片模型;(2)实现了涡轮叶片的三维流固耦合分析,更准确地得到叶片内部温度分布;(3)考虑了多个学科以及学科间的耦合,学科间耦合信息的传递具有较高精度;(4)开发软件数据接口程序,在优化平台下实现了涡轮冷却叶片多学科设计优化系统的集成,完成了叶片冷却结构的优化,提高了冷却效率.优化改善了涡轮叶片冷却结构的性能,在相同冷气流量的条件下,通过优化设计计算,提高了冷气的冷却效果,降低了叶片内部体积平均温度与最高温度,从而可以降低对叶片材料性能的要求,提高叶片工作的安全性与可靠性,因此具有良好的工程应用价值.参考文献:[1]　Carcasci C,Facchini B.A numerical procedure to design in2ternal cooling of gas turbine stator blades[J].Rev CenTherm,1996,35:2572268.[2]　Teng S,Han J C.Effect of film2hole shape on t urbine bladeheat transfer coefficient distribution[R].AIAA2200021035.[3]　Russell L M,Thurman D R.Measurement s of heat trans2fer,flow and pressure in a simulated turbine blade internal cooling passage[R].NASA TP23646,1997.[4]　Talya S S,Rajadas J N.Multidisciplinary optimization ofGas turbine blade design[R].A IAA2199824864.[5]　Talya S S,Rajadas J N.An integrated multidisciplinary de2sign optimization procedure for cooled gas turbine blades [R].AIAA2200021664.[6]　冯进,符达良.涡轮钻具涡轮叶片造型设计新方法[J].石油机械,2000,28(11):9213.FEN G Jin,FU Daliang.New design met hod of turbine blade shape of turbodrill[J].China Petroleum Machinery,2000, 28(11):9213.[7]　虞跨海,李立州,王婧超,等.涡轮叶片三维气动优化[J].机械设计,2005,22(11):31233.YU Kuahai,L I Lizhou,WAN G Jingchao,et al.Aerodynam2 ic3D optimization design for turbine blade[J].Journal of Machine Design,2005,22(11):31233.[8]　林垲,高庆,黄维娜.I级涡轮叶片振动特性研究[J].燃气涡轮试验与研究,2002,15(3):28233.L IN Kai,GAO Qing,HUAN G Weina.Study on vibration characteristics of1st stage t urbine rotor blade[J].Gas Tur2 bine Experiment and Research,2002,15(3):28233.[9]　张锦,刘晓平.叶轮机振动模态分析理论及数值方法[M].北京:国防工业出版社,2001.[10]　苏清友.航空涡喷、涡扇发动机主要零部件定寿指南[M].北京:航空工业出版社,2004.1531。

基于Bezier和正交试验的涡轮叶片参数优化设计

犗狆狋犻犿犻狕犪狋犻狅狀犇犲狊犻犵狀狅犳犜狌狉犫犻狀犲犅犾犪犱犲犘犪狉犪犿犲狋犲狉狊犅犪狊犲犱狅狀犅犲狕犻犲狉犪狀犱犗狉狋犺狅犵狅狀犪犾犜犲狊狋
ＬＩＺｅｎｇｌｉａｎｇ，ＸＵＣｈａｏｚｈｅｎｇ，ＫＡＮＧＱｉａｎｑｉａｎ，ＺＨＡＮＧＬｅ，ＳＵＮＺｈａｏｃｈｅｎｇ
（犆狅犾犾犲犵犲狅犳犕犲犮犺犪狀犻犮犪犾犪狀犱犈犾犲犮狋狉狅狀犻犮犈狀犵犻狀犲犲狉犻狀犵，犆犺犻狀犪犝狀犻狏犲狉狊犻狋狔狅犳犘犲狋狉狅犾犲狌犿，犙犻狀犵犱犪狅２６６５８０，犆犺犻狀犪）
犃犫狊狋狉犪犮狋：Ｔｕｒｂｉｎｅｂｌａｄｅｐｒｏｆｉｌｅｉｓａｔｔｈｅｃｏｒｅｐｏｓｉｔｉｏｎｉｎｔｈｅｄｅｓｉｇｎｏｆｔｕｒｂｏｄｒｉｌｌ，ａｎｄｉｔｉｓｏｆｇｒｅａｔｓｉｇｎｉｆｉｃａｎｃｅｔｏｏｐｔｉｍｉｚｅｉｔｓｄｅｓｉｇｎ．ＴｈｅｅｘｐｒｅｓｓｉｏｎｏｆｔｕｒｂｉｎｅｂｌａｄｅｐｒｏｆｉｌｅｂａｓｅｄｏｎＢｅｚｉｅｒｃｕｒｖｅｗａｓｄｅｄｕｃｅｄ．Ｔｈｅｔｕｒｂｏｄｒｉｌｌｗｉｔｈｄｉａｍｅｔｅｒｏｆ１２７ｍｍｗａｓｔａｋｅｎｆｏｒａｎｅｘａｍｐｌｅ，ａｎｄｔｈｅｃｏｍｐｕｔａｔｉｏｎａｌｆｌｕｉｄｄｙｎａｍｉｃｓｓｏｆｔｗａｒｅ（Ｆｌｕｅｎｔ）ｗａｓｕｓｅｄｔｏｓｉｍｕｌａｔｅｉｔ．Ａｔｔｈｅｓａｍｅｔｉｍｅ，ｔｈｅｏｒｔｈｏｇｏｎａｌｔｅｓｔｍｅｔｈｏｄｗａｓｃｏｍｂｉｎｅｄ．Ｔａｋｉｎｇｔｈｅｂｌａｄｅｓｈａｐｅｃｏｎｔｒｏｌｐａｒａｍｅｔｅｒｓａｓｆａｃｔｏｒｓ，ａｎｄｕｓｉｎｇｔｈｅｔｏｒｑｕｅａｎｄｅｆｆｉｃｉｅｎｃｙｏｆｔｈｅｔｕｒｂｉｎｅａｓｔａｒｇｅｔｓ，ｔｈｅｂｌａｄｅｐｒｏｆｉｌｅｗａｓｏｐｔｉｍｉｚｅｄ．Ｔｈｅｒｅｓｕｌｔｓｓｈｏｗｔｈａｔｔｈｅｔｏｒｑｕｅａｎｄｅｆｆｉｃｉｅｎｃｙｃａｎｂｅｃｏｎｓｉｄｅｒｅｄｓｙｎｔｈｅｔｉｃａｌｌｙｉｎｔｈｉｓｍｅｔｈｏｄｔｏｇｅｔｔｈｅｂｌａｄｅｐｒｏｆｉｌｅｗｉｔｈｅｘｃｅｌｌｅｎｔｈｙｄｒａｕｌｉｃｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅ．Ｔｈｅｒｅｓｅａｒｃｈｃａｎｐｒｏｖｉｄｅｇｕｉｄａｎｃｅｆｏｒｔｈｅｄｅｓｉｇｎａｎｄｏｐｔｉｍｉｚａｔｉｏｎｏｆｔｕｒｂｏｄｒｉｌｌｂｌａｄｅｓｉｎｔｈｅｆｕｔｕｒｅ．犓犲狔狑狅狉犱狊：ｔｕｒｂｏｄｒｉｌｌ；ｂｌａｄｅｐｒｏｆｉｌｅ；Ｂｅｚｉｅｒｃｕｒｖｅ；ｏｒｔｈｏｇｏｎａｌｔｅｓｔ

基于Bezier和正交试验的涡轮叶片参数优化设计

基于Bezier和正交试验的涡轮叶片参数优化设计李增亮;徐朝政;康前前;张乐;孙召成【摘要】涡轮的叶片型线在涡轮钻具设计中处于核心地位,对其进行优化设计具有重要的意义.基于Bezier曲线对涡轮叶片型线的表达式进行推导.以?127 mm涡轮为例,应用计算流体力学软件Fluent对其进行数值模拟,并结合正交试验方法,以叶片形状控制参数为因素,以涡轮的转矩和效率为指标,对叶片型线进行优化.结果表明,此方法可综合考虑转矩和效率,得到水力性能优秀的叶片型线参数,为涡轮钻具的叶片设计和优化提供指导.【期刊名称】《石油矿场机械》【年(卷),期】2018(047)005【总页数】8页(P1-8)【关键词】涡轮钻具;叶片型线;Bezier曲线;正交试验【作者】李增亮;徐朝政;康前前;张乐;孙召成【作者单位】中国石油大学(华东)机电工程学院,山东青岛 266580;中国石油大学(华东)机电工程学院,山东青岛 266580;中国石油大学(华东)机电工程学院,山东青岛 266580;中国石油大学(华东)机电工程学院,山东青岛 266580;中国石油大学(华东)机电工程学院,山东青岛 266580【正文语种】中文【中图分类】TE921.202在钻井中使用涡轮钻具，可以大幅提高钻井速度、缩短建井周期，降低钻井成本。

涡轮钻具中最主要的工作部件是涡轮定子和转子，涡轮定转子叶栅的水力性能决定了涡轮钻具的性能，而叶片截面型线的造型设计在涡轮叶栅的设计中最为重要。

因此，建立涡轮叶片的参数化模型是对叶片进行优化设计的前提和关键。

张晓东等[1]利用三阶Bezier曲线和Turbosystem系统建立了一套涡轮钻具叶片参数化造型、性能预测及优化设计的数值模型；贾雷等[2]利用de Casteljau递推方法求出涡轮叶盆叶背的4个控制点，结合三阶Bezier曲线实现对涡轮叶片的造型；A.Mokaramian等[3]利用流体力学软件CFD对小尺寸涡轮钻具的性能进行分析，证实叶轮采用非对称叶型可满足小尺寸连续管钻进深层坚硬岩石。

涡轮钻具叶片设计及CFD分析

涡轮钻具叶片设计及CFD分析
涡轮钻具和螺杆钻具为主体的井下动力钻具，作为20世纪80年代石油工程进步的三大技术之一，得到了长足的发展。

涡轮叶片作为决定涡轮性能的重要部分，它的造型设计是非常重要的环节。

以前对涡轮叶片的造型，有很长一段时间都是使用徒手绘制的，费时又费力。

本文使用Bezier曲线法来进行叶片的造型，因为这种曲线较一般的方程描述要简单方便，只要给出控制顶点就能确定曲线的形状。

这种方法做出的曲线不仅能够满足线型要求，而且曲率变化连续，能够按照实际要求来建立数学模型。

通过Bezier曲线法的造型方法，经过Matlab软件中进行编程使之实现参数化，即可以通过改变参数来获得不同形状和性能的叶片。

为了使设计涡轮叶片时，方便参数的输入与修改，本文将叶片曲线的生成程序设计成一个简单的图像用户界面，从而不用在修改参数时打开复杂的M程序，本文使用了Matlab中的GUI功能进行了用户界面的设计。

另外，涡轮叶片的性能和效率主要取决于叶片的外形，设计出的叶片合理与否就需要对其进行分析，以前传统的分析费时费力，本文采用ANSYS中的FLOTRAN CFD模块来进行分析，可以提高设计效率。

通过对单个叶片流场的分析，从得到的速度分布和压力分布上可以看出叶片没有严重的脱流现象，而且叶片的水力性能也是符合要求的。

Bezier曲线在涡轮叶片设计中的应用

维普资讯
ｏＩＦＥＬＤＥＱＵＩＭＥＬＩＰＮＴ
２０１３ № ２０７Ｖｏ．６
个，一般情况下是得不到满足所有方程的解。从在
抛物线的定义可以知道，面内与一个定点Ｆ和一平
（ｏｌｅｆＭｅｈｎｃｌｎｉｅｒｇ，ａｇｚｎｖｒｉＪｎｚｏ３０３ＣｉａＣｌｇｃａｉｇｎｅｉＹｎｔｅＵｉｅｓｔｅｏａＥｎｙ，ｉｇｈｕ４４２，ｈｎ）
Ａｂｔａｔｓｒｃ：Ｔｈｅｂａｅｏｈｅｔｒｉｅｉｎａｙｚｄ，ｔｉｃｐｅａｄｃｒｃｅｉｔｃｆｔｚｅｕｒｅａｅｅａ — ｌｄｆｔｕｂｎｓａｌｅｈｅｐｒｎｉｌｎｈａａｔｒｓｉｓｏｈｅＢｅｉｒｃｖｒｌｂｏａｅｒｔｄ，ｔｅｐａｅｒｓｎｔｅｈｏｆｕｓｎｇＢｅｉｒｃｖｏｄｓｇｎｔｂｎａｅｔｗａｏｅｈａｔｈｐｒｐｅｅｓａｍｔｄｏｉｚｅｕｒｅｔｅｉｕｒｉｅｂｌｄ．Ｉｓｐｒｖｄｔｔｉ＇ａｓｇｏｄａｉｏｎｄｓｍｐｌｙｔｓｇｕｒｉａ．Ｔｈｒｇｈｉｙ，ｙａｕｉａｈｅａｉｓｍｏｄｌｅｓｌ．ｅｗａｏｄｅｉｎｔｂｎｅｂｌｄｅｏｕｈｔｓｗａｏｕｃｎｂｌｍｔｍｔｃｄｅａｉｙＩｅｔｉｌｄｓｍｅｓｅｉｒｔｔｃｒａｎｙｈａｏｕｐｒｏｉｙ．ＳＫｅｒｓ：ｔｂｎｅ；ｂｌｄａｉｇ；Ｂｅｉｒｃｖｙｗｏｄｕｒｉａｅｃｓｎｚｅｕｒｅ

对涡轮增压器叶轮与齿圈进行模具优化设计(doc 10页)

对涡轮增压器叶轮与齿圈进行模具优化设计（doc 10页）对涡轮增压器叶轮和齿圈的锻造加工过程进行模具优化设计由美国俄亥俄大学机械工程系主席、高等教育博士——杰伊·谷那山克勒和该大学的两个博士学生曼亚德·欧莫黑博和法兰德·欧慕法迪共同完成。

概要：本项目的目的是为美国的两个不同的汽车锻造产品公司进行两种复杂产品（涡轮叶轮和齿圈）的初锻及终锻过程的模具优化设计。

涡轮叶轮必须保证最低有效塑性应变不小于0.5，以增加韧性和抗断裂能来支持非常高的离心应力。

这对于应变分布以及晶粒尺寸尽可能均匀的分布在整个成品中也是很重要的，从而获得最佳的机械性能的Al2618涡轮。

晶粒尺寸的优化是由确定最优平均温度和应变率（由参数使用齐纳Hollomon）来进行的。

第二项目是优化环形齿圈模具设计，以便减少锻造次数和由于过多溢料造成的材料浪费。

该软件使用是MSC.SuperForge的Simufact.forming前身，它能够在最后阶段检查模具充填、缺损成型与模具接触干涉。

它也可以使用Superforge –FV（有限体积）仿真判断和显示各种有用的参数，例如:有效塑性应变，等效应变率，有效应力，材料流量，温度，力与时间的关系和最终形状。

它的结论是该软件可以有效地用于优化锻造工艺，最大限度地提高机械强度，减少废料及材料锻造阶段，从而降低整体制造成本。

1.简介：这个项目的目标是为两个复杂汽车锻造产品进行初锻及终锻的模具优化设计。

第一部分是一个铝制的涡轮增压器叶轮（或涡轮）。

这零件有极高的转速（可达10万转），可以迅速从开始加速到具有很高的离心应力。

新的预制毛坯模具都必须经过设计，从而使这部分有效塑性应变在静态金属区可达到到一个大于0.5的值。

由于屈服强度会增加静态金属区低而有效的塑性应变，所以也可以通过优化初锻毛坯模具得到增加这也导致了在各地形成了近乎统一的有效塑性应变产品。

参考图1，可见，一个AA2618合金材料的扁平毛坯在初锻使用时的旋转部分。

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。

基于参数法和贝塞尔曲线的涡轮叶片造型及其优化

４．４消声器改进方案的仿真、试验结果经过计算，得出消声性能的数值计算结果。

ＢＥＭ计算的原结构传递损失与改进消声器的传递损失比较（见图５）。

图５原结构与改进方案仿真结果比较从图５可见在３００￣１２００Ｈｚ范围内，消声效果有了明显提高。

而消声器在整个频段上的消声性能也得到了不同程度的提高，达到了预期效果。

最后我们进行了消声器的改进试制，并在原车上安装试验，图６（略）就是在距消声器排气口４５°角，０．５ｍ处测得的噪声频谱图，实际测量总声压级为９４．３５ｄＢ（Ａ），比原消声器降低了５．１７ｄＢ（Ａ），达到了我们的预期要求。

５结论采用ＳＹＳＮＯＩＳＥ作为消声器性能仿真的工具。

经由仿真与试验结果比较，证明仿真结果可以作为我们改进设计的依据。

在消声器的性能仿真基础上，我们通过对比可以找到消声器更有效的改进方案，从而降低排气噪声在整车车外加速噪声中的贡献。

参考文献１黎志勤，黎苏编著．汽车排气系统噪声与消声器设计．北京：中国环境科学出版社，１９９１．２周新祥编著．噪声控制及应用实例．北京：海洋出版社，１９９９．３方丹群，等编著．噪声控制，北京：北京出版社，１９８６．４李增钢编著．ＳＹＳＮＯＩＳＥＲｅｖ５．６详解，北京：国防工业出版社，２００５．５Ｓ．Ｋｏｐｕｚ，Ｎ．Ｌａｌｏｒ．Ａｎａｌｙｓｉｓｏｆｉｎｔｅｒｉｏｒａｃｏｕｓｔｉｃｆｉｅｌｄｓｕｓｉｎｇｔｈｅｆｉｎｉｔｅｅｌｅｍｅｎｔｍｅｔｈｏｄａｎｄｔｈｅｂｏｕｎｄａｒｙｅｌｅｍｅｎｔｍｅｔｈｏｄ．ＡｐｐｌｉｅｄＡｃｏｕｓｔｉｃｓ，（４５）１９９５，１９３￣２１０．基于参数法和贝塞尔曲线的涡轮叶片造型及其优化尚仁操乔渭阳（西北工业大学动力与能源学院，西安７１００７２）Ｔｕｒｂｉｎｅｂｌａｄｅｄｅｓｉｇｎａｎｄｏｐｔｉｍｉｚａｔｉｏｎｂａｓｅｄｏｎｔｈｅｃｏｍｂｉｎａｔｉｏｎｍｅａｎｓｏｆｐａｒａｍｅｔｒｉｃ－ＢｅｚｉｅｒｃｕｒｖｅＳＨＡＮＧＲｅｎ－ｃａｏ，ＱＩＡＯＷｅｉ－ｙａｎｇ（ＳｃｈｏｏｌｏｆＰｏｗｅｒａｎｄＥｎｅｒｇｙ，ＮｏｒｔｈｗｅｓｔｅｒｎＰｏｌｙｔｅｃｈｎｉｃａｌＵｎｉｖｅｒｓｉｔｙ，Ｘｉ＇ａｎ７１００７２，Ｃｈｉｎａ）!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!"!!!!!!!!!!!!!!"!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!"!!!!!!!!!!!!!!"【摘要】为实现涡轮叶片的优化设计，采用参数造型法和贝塞尔曲线进行叶片初步造型，结合Ｎ－Ｓ方程流场模拟，并利用多目标遗传算法和序列二次算法组合优化算法，通过调节吸力面和压力面的关键控制点参数对其压力损失和转折角进行优化。

基于Bezier曲线的离心压缩机叶片设计

基于Bezier曲线的离心压缩机叶片设计王友涛;孙洪玉;张磊【摘要】利用Bezier曲线将子午面型线参数化,设计出满足需要的叶轮子午面型线.在已知叶片进出口安装角和包角的情况下,给出一种基于子午面型线长度的叶片角设计方案.采用CFD方法对所设计的三种离心叶轮进行性能计算,并对比三种叶轮的优劣.通过对比可知,当轮毂叶片角分布采用前部加载式、轮缘叶片角分布采用中间加载式时,叶轮有较好的性能和较均匀的叶片载荷分布.【期刊名称】《化工装备技术》【年(卷),期】2016(037)005【总页数】6页(P6-11)【关键词】离心压缩机;Bezier曲线;叶片角;叶轮;性能计算【作者】王友涛;孙洪玉;张磊【作者单位】大连理工大学化工机械与安全学院;大连理工大学化工机械与安全学院;中国特种设备检测研究院【正文语种】中文【中图分类】TH45离心压缩机叶轮的设计通常可以分为独立的两个阶段。

第一阶段为初步设计阶段，利用一维流动分析理论，充分考虑压缩机内部各种损失，结合已有的设计经验，得到叶轮的基本参数。

这些参数主要有叶轮进出口宽度、叶轮轴向长度、叶轮入口轮缘轮毂半径和叶片进出口叶片角等。

第二阶段为详细设计阶段，给出详细的叶轮流道几何形状以及全流向范围内的叶片角分布。

详细设计过程中，设计者需要不断调整叶片和流道的形状，以得到一个既满足性能需求又满足低应力要求的叶轮。

离心压缩机详细设计过程中，如何用参数曲线去表达叶片的几何形状，一直是研究的重点。

早期的学者多采用圆锥曲线或圆锥曲线的改进形式去描绘叶片的形状［1-3］。

这些方式都不能作为一种通用的叶片形状表达方式，直到Casey给出了一种新的叶片型线定义方法，即利用Bertein-Bezier多项式来定义叶轮流道的形状。

利用Bezier曲线来设计叶轮型线有如下优势：叶片曲面是由解析方程定义的，可以系统地对子午面形状加以改进，并且解析方程是可以进行任意次的连续求导；方程的形式简单，可以方便地求得叶片和叶道上点的坐标［4］。

基于Bezier曲线法对径流式涡轮机动叶的设计

基于Bezier曲线法对径流式涡轮机动叶的设计李军;蒋睿【摘要】According to the preliminary design formula of turbine and Bezier curve construction method,the meridian surface shape and the blade profile is designed by NUMECA software Design3D module,which takes the runoff radial-inward turbine efficiency of 0.5 as the targetvalue.Hydrodynamic mechanics calculation is carried out on the blade and the meridian surface,which is designed on the basis of the NUMECA software.The parameters of the blade type and the efficiency target value are obtained,and the distribution of the absolute temperature and absolute pressure of medicinal surface is also obtained.The runoff radial-inward turbine efficiency is taken as the target value,and the design methods of blade profile and medicinal surface line is proposed,combining with Bezier curve construction method.%根据叶轮初步设计公式,结合Bezier 曲线构造方法依靠NUMECA软件Design3D模块以径流向心式涡轮机效率0.5为目标值,对叶轮子午面型线以及动叶型线进行设计.并通过NUMECA软件对所设计的叶片以及子午流面进行流体计算,得出了符合效率目标值的叶型和子午流面参数,以及子午流面的绝对温度和绝对压力的分布,提出了以径流向心式涡轮机效率为目标值,结合Bezier曲线构造法的叶片型线和子午流面型线的设计方法.【期刊名称】《重庆交通大学学报（自然科学版）》【年(卷),期】2013(032)003【总页数】4页(P502-505)【关键词】Bezier曲线;子午流面;涡轮机;Numeca【作者】李军;蒋睿【作者单位】重庆交通大学机电与汽车工程学院,重庆400074;重庆交通大学机电与汽车工程学院,重庆400074【正文语种】中文【中图分类】U464.11+5随着全球能源的持续紧张，人们从起初对汽车发动机排量以及功率的关注逐渐的转向燃油经济性和环保方面。

基于Bezier曲线的潮流能水轮机层流翼型优化设计研究

基于Bezier曲线的潮流能水轮机层流翼型优化设计研究袁鹏; 陈超; 王树杰; 谭俊哲【期刊名称】《《可再生能源》》【年(卷),期】2019(037)010【总页数】5页(P1576-1580)【关键词】Bezier曲线; 潮流能水轮机; 层流翼型; 遗传算法【作者】袁鹏; 陈超; 王树杰; 谭俊哲【作者单位】中国海洋大学工程学院山东青岛 266100; 山东省海洋工程重点实验室山东青岛 266100【正文语种】中文【中图分类】TK7; P7430 前言潮流能水轮机叶片是由一种或多种翼型叠加组合而成的，翼型的水动力学性能直接影响水轮机的获能效率。

水轮机运行环境的复杂性以及叶片表面的粗糙度均会使叶片表面的流动从层流向湍流转捩。

有研究表明：层流翼型受到的阻力比普通湍流翼型小得多[1]。

层流翼型是一种为使翼表面保持大范围的层流并且以减小阻力为目的而设计的翼型。

因此，开发潮流能水轮机层流翼型对提高潮流能水轮机的获能效率有重要意义。

目前，对翼型的优化设计主要集中在风力机和航空航天领域。

在上世纪80年代中期，Tangle J L 使用Eppler 翼型设计和分析代码为各种尺寸的转子设计了9 个翼型系列，新设计的翼型具有较高的升力系数，且对粗糙度的影响相对不敏感[2]，[3]。

目前，应用比较广泛的风力机翼型主要包括美国可再生能源实验室开发的NREL-S系列翼型、荷兰代尔夫特理工大学开发的DU 系列翼型、丹麦RISØ 国家重点实验室开发的RISØ系列翼型以及瑞典航空研究院开发的FFA-W 系列翼型等[4]～[7]。

何君奎采用遗传算法对层流翼型进行了优化设计，并使用转捩模型对翼型进行了转捩流动的数值模拟，模拟结果显示，优化后的翼型具有较大的升阻比[8]。

张明辉采用多项式插值函数对翼型进行参数化表达，以S809 翼型为例对翼型进行了优化设计，优化结果表明，文章提出的方法具有良好的几何气动收敛特性[9]。