摘要：本发明公开了基于有限测点的叶栅流场的重构方法，包括以下步骤：S1、获取叶栅流场模型：高压涡轮第一级静叶作为几何样本，使用CFD计算得到叶片表面的压力分布，改变叶片进口攻角和出口背压，获得不同工况下的数据，以CFD数据作为基础数据库训练深度神经网络。本发明中，通过获取叶栅流场模型、获取数据、数据化处理等步骤使机器解析数据、提取特征、学习规律，实现人工智能方法，进而对叶栅流场进行重构，操作简单，不需要实验设备，使用成本低，以CFD数据作为基础数据库训练深度神经网络，对已完成训练的模型进行微调和优化，增强数据准确性。

摘要：本发明公开了一种新的复杂冷却叶片快速三维管网半气热耦合评估方法，包括以下步骤：S1、预设叶片外壁的温度Twg＝Tw0，Tw0为估计的壁面温度；冷气出口设定流量为Q，温度边界为Tc，迭代起始步计算出流量和温度为估计值，对叶片外流进行三维气动计算；得到叶片外表面温度T0、压力P以及换热系数WT。本发明中，三维数值计算的计算模型相比一维管网计算更接近真实的物理模型，精度更高，耗费的计算资源小，计算周期更短，在气动设计阶段考虑冷气及冷却结构对流场的影响，同时评估气动外型变化对已有冷却结构冷却效果的影响，可以得到整个流场的详实信息，因而可以进行更加细致的气动传热分析。

摘要：本发明提出了一种涡轮压力侧半劈缝冷却海豹胡须尾缘叶片及成型方法，属于飞行器动力部件被动流动控制技术领域。解决了现有航空发动机的高压涡轮叶片无法在保证尾缘强度的同时，减少尾缘损失并提高尾缘区域的冷却效率的问题。叶片采用带压力侧半劈缝冷却的高压涡轮动叶叶型，叶片上的唇部和尾缘均采用海豹胡须结构，所述唇部的压力侧和尾部均沿叶高方向呈现正弦的起伏，所述尾缘的压力侧和吸力侧以及尾缘点均沿叶高方向呈现正弦的起伏。它主要应用在航空发动机和燃气轮机涡轮中的压力侧半劈缝冷却叶片上。

摘要：本发明提出了一种前缘和尾缘的变几何涡轮级仿生叶片及其成型方法，属于船用燃气轮机部件设计技术领域。解决了现有舰船燃气轮机涡轮在变工况运行时，叶片攻角变化大和效率低的问题。采用变几何涡轮级叶片，涡轮级导叶和动叶的前缘采用座头鲸鳍的波状结构，而尾缘采用海豹胡须结构，所述叶片的前缘沿叶高呈现正弦起伏，所述叶片尾缘点、尾缘压力侧和吸力侧均沿叶高呈现正弦起伏。它主要应用在舰船用燃气轮机变几何涡轮叶片上。本发明通过仿座头鲸鳍前缘和仿海豹胡须尾缘结构设计的结合，削弱了涡轮级导叶和动叶在变工况条件下的正负攻角带来的损失，抑制了涡轮级叶片尾迹涡带来的非定常损失，可使变几何涡轮级性能显著提升。

摘要：一种包括控制可调进口攻角的平面叶栅试验段圆盘机构，它涉及应用于叶轮机械领域叶栅风洞试验领域。本发明解决了现有平面叶栅试验机仅能够实现对相同攻角下的流场试验，存在无法模拟叶片在真实流场下不同攻角试验的问题。本发明的内壳体和外壳体之间通过多个连接限位件连接，定位块组件安装在内壳体和外壳体的进气侧，上挡板组件的一端与定位块组件之间可转动连接，下挡板组件与定位块组件的侧面滑动配合并升降运动；内圆盘和外圆盘分别转动安装在内壳体和外壳体上，刻度刻在内壳体的外侧，攻角调整驱动件安装在内圆盘的外侧，且攻角调整驱动件带动内圆盘和外圆盘同时转动，实现叶栅待试验件攻角的改变。本发明用于叶栅风洞试验。

摘要：一种用于低雷诺数风洞的二次流系统，它涉及涡轮叶栅气热性能试验技术领域。本发明解决了现有二次流系统在试验过程中，存在无法同时向叶栅提供多路二次流进行试验的问题。本发明的空气压缩组件、干燥机、稳压罐、开关阀、调节阀、流量计和多嘴稳压罐由左至右顺次连接后与试验舱连接，并通过多嘴稳压罐提供同时多路二次流给试验舱内的多个叶栅；其中，试验件入口节流时，试验段的压力低，此时，通过风洞系统中的抽吸机组向稳压罐内提供压缩空气，进而提供二次流试验所需的气源；当试验段的压力高时，通过空气压缩组件的空气压缩机向稳压罐内提供压缩空气，进而提供二次流试验所需的气源。本发明用于多路二次流涡轮叶栅试验。

摘要：本发明公开了一种超音速涡轮叶片的发散冷却气膜孔分布结构，属于飞行器动力系统主动冷却方式技术领域。本发明解决了现有发散冷却在受到高温热冲击时，发散冷却层由于受到高温热应力极易容易变形和烧蚀的问题。本发明的发散冷却气膜孔在发散冷却层上的分布包括密集区域和阵列结构区域，密集区域位于发散冷却层的一端，阵列结构区域按周期性锯齿形、周期性棱形、周期性波纹形、周期性矩形或周期性四边形的形式排列。本发明提供的发散冷却气膜孔分布结构使肋板之间形成相互支撑，避免肋板出现应力集中现象，减少其变形，保证了微米级气膜孔的原始形状，减少气膜孔的堵塞，在保证气膜冷却效率的前提下，有效隔绝热流冲击作用，减少热端部件的烧蚀。

摘要：一种基于三维‑准三维变维度耦合的气冷涡轮仿真方法和装置、计算机及存储介质，属于涡轮仿真技术领域，解决现仿真技术计算量巨大和预测性能低的问题。本发明方法包括：用准三维计算程序对整机或涡轮进行S2流面的建模和网格划分；用三维计算程序对涡轮叶型进行三维几何建模和网格划分；设置准三维计算程序初始边界条件，获取涡轮第一列静叶入口界面的参数；利用三维计算程序，获取冷却信息；获取涡轮第一级静叶的气膜孔信息；利用准三维计算程序，将气膜孔在叶型的位置及每列气膜孔的数量和S2流面网格节点对应；利用准三维计算程序，重新获取涡轮第一列静叶入口界面的参数。本发明适用于航空发动机整机或涡轮进行建模和对于整机或涡轮流场仿真。

摘要：一种能量损失降维度耦合方法、系统、计算机设备和可读存储介质。基于几何文件，对需要进行变维度耦合仿真的涡轮叶片进行三维建模；对其划分网格，设置批处理程序及控制程序；根据设置的批处理程序及控制程序进行航空发动机准三维仿真计算；得到需要耦合的涡轮叶片域进出口边界条件传递给三维模型并进行三维计算；三维计算的结果得到耦合叶片域的损失，将损失降维处理并自动分类并传递给准三维程序进行计算；达到一定条件后退出程序，实现了航空发动机准三维和三维自动耦合。本发明将准三维和三维仿真技术结合起来，既能保留准三维分析速度快的特点，又克服准三维损失模型精确程度不足的缺点。

摘要：本发明涉及燃气发电机电控技术领域，提出了一种基于强化学习的燃气发电机组的性能优化方法及装置，其中，所述方法包括：获取燃气发电机组对应的一维仿真模型，设置一维仿真模型对应的模型参数，利用模型参数对一维仿真模型进行模型校准，得到目标燃气模型；利用目标燃气模型采集结构参数及性能参数，根据结构参数分析性能参数对燃气发电机组的影响程度；基于影响程度从性能参数中选取目标性能参数，对目标性能参数进行残差分析及优化，得到优选性能参数；获取燃气发电机组对应的涡轮增压器的匹配参数，根据匹配参数及优选性能参数设置平衡运转条件，根据平衡运转条件及优选性能参数生成性能优化方案。本发明可以提高燃气发电机组性能的稳定性。