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公开(公告)号：CN118468484A
公开(公告)日：2024-08-09
申请号：CN202410624577.3
申请日：2024-05-20
Applicant: 北京理工大学
IPC: G06F30/17 , F01D5/14 , G06F30/27 , G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/14 , G06F111/06 , G06F111/10
Abstract: 本发明涉及一种高负荷宽工况涡轮叶片造型方法，以高负荷低压涡轮叶型为基准，利用三角函数，定义若干沿展向控制叶片型线位置的波浪方程，每个展向截面上的叶片型线完全一致，利用样条插值，生成基准新构型仿生叶片；采用基于机器学习的全局优化算法对基准新构型仿生叶片的关键参数节距P、振幅A和叶片前缘半径r进行优化，多目标函数设置为不同攻角下的涡轮叶栅出口总压损失系数，在宽攻角、宽马赫数和宽雷诺数范围内开展寻优，自动生成样本点，最后输出最优的宽工况新构型涡轮叶片。本发明的宽工况新构型涡轮设计方法具有适用攻角宽、雷诺数和马赫数范围广等特点，在整个宽工况范围内都具有较好的流动控制效果。
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公开(公告)号：CN119572317A
公开(公告)日：2025-03-07
申请号：CN202411826120.7
申请日：2024-12-12
Applicant: 北京理工大学
Abstract: 本发明公共了一种变循环航空发动机宽适应性变几何涡轮及其流量调节结构，该结构中的涡轮导向器整体设置在涡轮转子的上游位置，具有多个导向器叶片，每个叶片上设置前腔体和后腔体，腔体通过引气接口与压气机末级连接，导入高压气流。吸力面前部气流喷嘴和压力面尾部气流喷嘴用于将气流喷射至主流通道，形成局部流速降低的气动堵塞效应，调节导向器的喉道面积和气流角特性。气流调节装置包括流量调节阀和压力调节阀，控制气流的流量和压力，精确调节气流喷射特性，优化涡轮流量和效率。该发明能够有效提升涡轮流量调节精度、降低机械复杂性、提高涡轮效率和发动机寿命，并适应不同飞行工况下的需求，具有重要的应用价值。
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公开(公告)号：CN118407809A
公开(公告)日：2024-07-30
申请号：CN202410392748.4
申请日：2024-04-02
Applicant: 北京理工大学
Abstract: 本发明涉及一种变几何涡轮流道调节方法，包括三种调节方式：襟翼轴向滑移调节方式、襟翼旋转调节方式、襟翼滑移旋转调节方式，其中襟翼轴向滑移调节方式中通过襟翼的滑移实现对整体涡轮叶片轴向长度的调整；襟翼旋转调节方式中通过襟翼的旋转实现对叶片流道面积的调整；襟翼滑移旋转调节方式中通过襟翼的滑移和旋转，调整主流通道面积以及吹扫气流通道开度。本发明通过涡轮叶片尾部襟翼结构的伸出与缩回，实现涡轮喉部位置流道面积调节效果，同时调节襟翼与主叶片之间的间隙，达到调节叶片特征长度和将压力面高压气体引至吸力面，从而调节叶片雷诺数和实现对吸力面附面层进行吹扫，进而减少附面层分离的效果。
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公开(公告)号：CN118296763B
公开(公告)日：2025-03-18
申请号：CN202410461429.4
申请日：2024-04-17
Applicant: 北京理工大学
Abstract: 本发明涉及一种高负荷涡轮端区边界层的流动组织方法，包括以下步骤：SS1，确定边界层扭曲修正叶片的设置位置；SS2，确定边界层扭曲修正叶片的扭曲角度；SS3，确定边界层扭曲修正叶片的三维叶栅设计。本发明通过在转静交界面近端区附近采用气流修正叶片，消除端壁边界层扭曲造成的负攻角，使得近端区流体进入下游叶栅通道的速度方向与主流速度方向基本一致，从而实现高负荷涡轮端壁边界层扭曲的控制，优化进口端区流场结构，降低二次流损失，改善高负荷涡轮气动性能。
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公开(公告)号：CN118468472A
公开(公告)日：2024-08-09
申请号：CN202410538263.1
申请日：2024-04-30
Applicant: 北京理工大学
IPC: G06F30/17 , G01M15/14 , G06F30/28 , G06F17/18 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及一种适用于低雷诺数工况的高负荷涡轮叶型损失预测方法，包括以下步骤：SS1，基于叶型参数，构建叶栅KO模型；SS2，将KO模型的叶型损失和尾缘损失合并成总叶型损失，建立修正模型来预测总叶型损失；SS3，定义偏差系数＝实验值/KO模型预测值,对进口Re进行线性回归；SS4，将截距项命名为叶型因子，确定模型后通过枚举法寻优；SS5，得到总的修正公式。本发明中适用于低雷诺数工况的高负荷涡轮叶型损失预测方法，可以在低雷诺数宽攻角的情况下更精确预测涡轮的损失，从而更好的预测涡轮的气动性能。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN118111714A
公开(公告)日：2024-05-31
申请号：CN202410246389.1
申请日：2024-03-05
Applicant: 北京理工大学
IPC: G01M15/02
Abstract: 本发明涉及一种高负荷涡轮边界层高精度测量装置及方法，包括边界层探针、热线探针、表面热膜和二轴位移控制机构；使用二轴位移控制机构控制边界层探针对叶片端壁近端区及法向附面层进行稳态测量；使用二轴位移控制机构控制热线探针对叶片端壁近端区及法向附面层进行瞬态测量；使用表面热膜对叶片端壁附面层进行瞬态测量；通过将具有端壁探测功能的边界层探针技术、具有端壁探测功能的热线探针技术和表面热膜测量技术三种技术结合实现高负荷涡轮端区和近端区边界层稳态以及非稳态测量，解决了针对涡轮高负荷叶片大转折角下引起的附面层分离、流体径向迁移等复杂流体特征测量难度较大的问题。
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公开(公告)号：CN118427999B
公开(公告)日：2025-04-29
申请号：CN202410537871.0
申请日：2024-04-30
Applicant: 北京理工大学
Abstract: 本发明涉及一种适用于宽工况范围的高负荷涡轮损失修正模型的构建方法，包括以下步骤：SS1，基于叶型参数，构建叶栅KO模型；SS2，将KO模型的叶型损失和尾缘损失合并成总叶型损失，建立修正模型来预测总叶型损失；SS3，获取KO模型中的攻角因子；SS4，定义偏差系数＝实验值/KO模型预测值,以偏差系数对攻角进行线性回归计算；SS5，计算负攻角的耦合因子；SS6，计算正攻角的耦合因子；SS7，得到总的攻角系数。本发明适用于高负荷宽工况涡轮叶型损失修正模型，可以在宽雷诺数宽攻角的情况下更精确预测涡轮的损失，从而更好的预测涡轮的气动性能，为低维仿真、优化和设计提供重要指导。
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公开(公告)号：CN118734465A
公开(公告)日：2024-10-01
申请号：CN202410624732.1
申请日：2024-05-20
Applicant: 北京理工大学
IPC: G06F30/17 , F01D5/14 , G06F30/27 , G06F30/28 , G06N3/126 , G06F111/06 , G06F113/08 , G06F119/14 , G06F119/08
Abstract: 本发明涉及一种高效新构型单级涡轮设计方法，包括以下步骤：SS1.定义仿生叶片结构；SS2.生成仿生涡轮叶片的波浪特征；SS3.对齐原始叶型曲线与波浪曲线；SS4.利用基于机器学习的全局优化算法对波浪曲线进行优化，以确定导叶和动叶的具体设计参数，其中多目标函数设置为不同流量和转速下的涡轮叶栅出口总压损失系数和总效率。通过在叶中位置使用仿海豹须的非对称波浪凹凸结构产生对转涡来抑制流动分离，在端壁位置使用较叶中更显著的波浪凹凸结构抑制二次流发展，以使涡轮级在宽转速范围下提高级效率并降低流动损失。
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公开(公告)号：CN118327696A
公开(公告)日：2024-07-12
申请号：CN202410624665.3
申请日：2024-05-20
Applicant: 北京理工大学
Abstract: 本发明涉及一种宽适应性新构型涡轮端区二次流控制方法，使用新构型翼刀叶片，叶片主体分为叶中区域、过渡区域和轮毂/轮缘区域；所用叶片在叶中区域为仿生新构型结构，在轮毂/轮缘区域设置翼刀结构，用于拓宽高负荷涡轮的攻角范围并控制端区二次流向叶中的发展；叶片的叶中区域的新构型波峰‑波谷特征在过渡区域呈线性地过渡至轮毂/轮缘区域的波峰‑波谷特征。本发明通过使用仿生新构型叶片拓宽了高负荷叶片的攻角范围，同时在端区位置使用叶片翼刀结构阻断端区二次流向叶中发展，防止端区涡系与新构型叶片产生的对转涡增强，减小了叶片流动损失。
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公开(公告)号：CN118296763A
公开(公告)日：2024-07-05
申请号：CN202410461429.4
申请日：2024-04-17
Applicant: 北京理工大学
Abstract: 本发明涉及一种高负荷涡轮端区边界层的流动组织方法，包括以下步骤：SS1，确定边界层扭曲修正叶片的设置位置；SS2，确定边界层扭曲修正叶片的扭曲角度；SS3，确定边界层扭曲修正叶片的三维叶栅设计。本发明通过在转静交界面近端区附近采用气流修正叶片，消除端壁边界层扭曲造成的负攻角，使得近端区流体进入下游叶栅通道的速度方向与主流速度方向基本一致，从而实现高负荷涡轮端壁边界层扭曲的控制，优化进口端区流场结构，降低二次流损失，改善高负荷涡轮气动性能。
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