【摘 要】
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随着航空发动机性能的提升和气流通道的变革,风扇/压气机分流环数目由一个变为多个,几何特征也渐趋多样化和复杂化,这对分流环的设计方法提出了更严苛的要求。然而当前单独针
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随着航空发动机性能的提升和气流通道的变革,风扇/压气机分流环数目由一个变为多个,几何特征也渐趋多样化和复杂化,这对分流环的设计方法提出了更严苛的要求。然而当前单独针对分流环的研究本身就比较缺乏,且大都聚焦于分流环附近流场及对整机性能的影响方面,关于分流环结构设计的理论研究和方法探索几乎处于空白。针对这一现状,本文以风扇/压气机分流环二维模型为研究对象展开了以下工作:(1)针对复杂分流环前缘提出了曲线拟合、翼型修正等初始设计方法,针对紧凑型内涵发展了“中线分布+面积分布+厚度叠加”的初始设计方法。数值结果表明缓急相当中线规律+先急后缓面积规律(c2+a1型)所调控的内涵出口静压畸变程度小且总压恢复能力强;分流环壁面静压损失Bezier曲线拟合法最大,翼型修正法次之,圆弧参数法最小。(2)发展了适用于复杂分流环参数化设计的类别形状转换(CST)方法,通过实例检验了CST参数化方法的拟合精度。提出了“试验设计(DOE)+自适应模拟退火算法(ASA)全局寻优”的组合优化策略,发展了试验设计结果的二次回归模型分析方法,研究了不同设计变量对设计目标的影响规律。(3)基于Isight环境搭建了分流环多目标直接优化设计和组合优化设计两套集成平台。编制了分流环参数化设计程序等任务模块,采用自编批处理脚本完成了网格生成、CFD数值评估的软件接口,实现全优化设计流程的自动化运行。(4)通过对涵道比为2.8、内涵落差长度比为0.5的分流环算例进行直接优化设计,表明了优化结果使分流环前缘钝头特性加强、内涵低压区面积及压力梯度减小。通过对涵道比为0.366,内涵落差长度比为0.3的分流环算例进行组合优化设计,验证了试验设计有助于调控设计变量数目和取值范围,优化后内涵性能的增益强于外涵,静压恢复区面积增大,径向掺混损失得到有效控制。
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