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航空发动机涡轮叶片的材料研究与优化设计航空发动机是现代航空产业的关键组成部分，其性能和可靠性直接影响着飞机的安全和运行效率。
而发动机的核心部件之一——涡轮叶片的材料研究与优化设计，更是发动机性能提升的重要方向。
涡轮叶片作为发动机中负责转化燃气动能为机械能的关键构件，其材料的选用和设计优化对于发动机的效率、寿命、重量等方面具有重要的影响。
经过长期的研究和发展，航空发动机涡轮叶片的材料已经从过去的金属材料转变为先进的复合材料。
传统金属材料在一定程度上已经无法满足发动机高温、高压、高转速等极限工况下的要求，而复合材料则能够兼顾强度、重量和耐高温性能等多个方面的要求。
例如，现代航空发动机中常使用的镍基高温合金具有优异的高温强度和抗氧化性能，而碳纤维复合材料则因其轻质、高强度和良好的耐热性能而逐渐成为叶片的理想选择。
然而，复合材料也面临一些挑战和局限性。
首先，复合材料的制作工艺相对困难，需要高精度的制造技术和质量控制。
其次，叶片的结构与载荷复杂，需要对不同部位进行不同性能的设计和优化。
最后，复合材料的疲劳性能和可靠性问题也需要进一步解决。
为了克服这些问题，航空发动机涡轮叶片的材料研究与优化设计需要综合考虑多个因素。
首先是材料的选择，需要根据叶片的工作环境和要求确定合适的材料类型和成分。
其次是叶片的结构设计，需要根据叶片的载荷、气动特性和热特性等因素进行优化。
最后是制造工艺和质量控制，需要确保叶片的制造过程和质量控制能够满足叶片设计的要求。
在材料研究方面，航空发动机涡轮叶片的材料需要具备高温强度、抗氧化性能、疲劳寿命和抗震颤等性能。
目前，一些新型材料如陶瓷基复合材料、单晶合金和金属基复合材料等正在被研究和开发，以满足更高温和更复杂工况下的要求。
同时，通过材料的表面处理和涂层技术，也能进一步提升涡轮叶片的耐热性能和抗氧化性能。
在结构设计方面，考虑涡轮叶片的载荷和气动特性是关键。
通过优化叶片的几何形状、叶片间距和叶片表面的细节，可以有效提高叶片的流动效率和机械性能。
航空发动机复合材料叶片结构研究与优化随着航空业的发展，航空发动机的性能和效率要求也越来越高。
复合材料作为一种新型材料，在航空发动机叶片设计中扮演着重要的角色。
本文将探讨航空发动机复合材料叶片结构的研究与优化。
复合材料的出现给航空发动机叶片的设计带来了许多机会。
与传统金属材料相比，复合材料叶片具有更高的比强度和比刚度，更好的耐疲劳性能和更低的密度。
同时，复合材料的制造工艺也更加灵活，可以满足不同的设计要求。
在航空发动机复合材料叶片结构研究中，首先需要考虑的是复合材料的选择。
航空发动机叶片需要在高温、高压和高转速等恶劣工况下工作，因此所选用的复合材料要具备良好的高温、高强度和高刚度特性。
同时，还需要考虑复合材料的耐疲劳性能和抗氧化性能。
另外，航空发动机复合材料叶片的结构设计也是一个关键的研究方向。
复合材料叶片的结构应该具备轻量化、刚度和强度的平衡以及良好的空气动力学性能。
在设计中，可以采用层叠设计、空心结构设计和拼接设计等方法来实现这些要求。
此外，还可以利用有限元分析等数值模拟方法对叶片结构进行优化。
在航空发动机复合材料叶片结构研究中，优化是一个重要的环节。
通过优化设计，可以使复合材料叶片的性能得到进一步提高。
优化的目标可以是降低叶片的重量、提高叶片的刚度和强度，并改善叶片的气动特性。
可以应用遗传算法、模拟退火算法和粒子群算法等优化方法来进行叶片结构的优化设计。
除了结构的优化设计，航空发动机复合材料叶片的制造工艺也可以进行改进。
传统的复合材料制造工艺存在热成型和手工层叠等工序，不仅时间长、效率低，还容易导致制品的不均匀性。
因此，可以研究并开发新的制造工艺，例如自动化层叠、预浸料工艺和复合成型等方法，以提高复合材料叶片的制造效率和质量。
总之，航空发动机复合材料叶片结构的研究与优化是一个复杂而关键的课题。
通过选择合适的复合材料、合理设计叶片结构和优化叶片性能，可以提高航空发动机的效率和性能，满足日益增长的航空运输需求。
航空发动机叶片修复工艺研究航空发动机是飞机的核心部件，其可靠性和性能直接影响到飞机的飞行安全和经济性。
叶片是发动机中非常关键的构件，其质量和状态对发动机的运行和效率起着至关重要的作用。
然而，由于长时间的高温高压工况，航空发动机叶片容易出现磨损、疲劳甚至裂纹等问题，因此研究发动机叶片的修复工艺显得尤为重要。
叶片修复工艺旨在修复叶片的损坏，使其恢复到正常使用状态，从而延长发动机的使用寿命，并降低维修成本。
叶片修复通常包括以下几个步骤：首先是叶片的检测和评估。
通过非破坏性检测方法，如超声波检测、X射线检测等，对叶片进行全面检查，确定叶片的破损程度和位置，判定是否需要修复。
接下来是叶片的清洗和去除损伤部位。
清洗是为了将叶片表面的沉积物和污垢清除干净，以便更好地进行后续修复工作。
去除叶片的损伤部位可以采用多种方法，如机械切割、化学腐蚀、激光熔化等，根据叶片的具体情况选择合适的方法。
然后是叶片的修复和涂覆。
叶片的修复可以采用焊接、喷涂、堆焊等方式，根据叶片的材质和损伤情况选择合适的修复方法。
修复完毕后，需要对叶片进行涂覆保护，以提高叶片的抗腐蚀能力和使用寿命。
最后是对修复后的叶片进行性能测试和质量保证。
性能测试是为了验证修复后叶片的性能是否达到设计要求，包括叶片的强度、刚度、气动性能等。
质量保证则是通过严格的检验和测试，确保修复后的叶片质量稳定可靠。
叶片修复工艺的研究重点在于提高修复效率和质量。
一方面，研究人员致力于开发更加高效的修复方法和工艺流程，以缩短修复周期并减少人工操作；另一方面，研究人员着重优化修复材料的性能和组织结构，以提高修复后叶片的强度和耐久性。
在叶片修复工艺的研究中，许多高新技术得到了广泛应用。
例如，激光修复技术可以通过激光束对叶片进行局部熔化，实现精确的修复效果；纳米涂层技术可以通过在修复区域涂覆纳米材料，提高叶片的表面硬度和耐腐蚀性。
这些新技术的引入不仅能够提高修复效率和质量，还能够开启发动机叶片修复工艺的新时代。
航空发动机设计中的优化方法航空发动机是飞机的心脏，是保证飞行安全和稳定的关键部件。
随着科技的不断发展，航空发动机的设计也在逐渐优化。
本文将结合实际案例和专业知识，探讨航空发动机设计中的优化方法。
一、叶轮设计优化叶轮是航空发动机中最关键的部件之一，其性能与发动机整体性能密切相关。
传统的叶轮设计建立在经验模型和试错实验的基础上，效率较低。
近年来，随着计算机技术和数值模拟方法的发展，叶轮设计逐渐从经验猜测向科学化、数字化方向转变。
首先，应细分叶片设计的每个环节，从叶片前缘、后缘以及各部位压力分布等方面进行优化设计。
比如，在叶片前缘设计中，采用先进的球囊形叶轮方法可以有效减少气动噪声和振动。
在后缘设计中，通过加装多孔阻尼材料可有效消除叶轮旁通噪声。
其次，叶轮气动性能的优化需要借助数值模拟和试验验证相结合的方法。
数值模拟可以利用计算流体力学（CFD）等工具对叶轮流场进行分析和预测，优化叶轮的形状和结构，以提高叶轮效率和燃烧效果。
试验验证则可以验证数值模拟的准确性和实现反馈调整，进一步提高叶轮的效率和可靠性。
二、燃烧室设计优化燃烧室是航空发动机中最重要的部件之一，同时也是最复杂的部件之一。
它的设计对发动机整体性能影响非常大。
在传统的燃烧室设计中，通过实验和试错的方式进行优化，效率较低。
而在现代设计中，可以结合数值模拟和试验验证，实现燃烧室设计的数字化和科学化。
首先，需要对燃烧室燃烧的过程进行深入的研究和分析。
基于模拟软件对燃烧室中的燃烧和流场建立数学模型，分析燃烧室中的混合、燃烧和传热等过程。
建立了燃烧室数学模型后，使用数学优化算法，对燃油喷嘴、混合器、透气板和燃烧室壁面等局部进行优化设计。
这样才能有效降低燃油的消耗，减少废气的排放，提高燃烧效率。
其次，燃烧室中的气体流动和燃烧过程具有很高的非线性和不确定性。
在进行数值模拟时，需要对实际条件进行模拟和调整，以准确反映燃烧室的流动和燃烧过程。
同时，还需要将数值模拟和实际试验相结合，对模拟结果进行验证和优化调整，以提高燃烧室的效率和可靠性。
航空发动机叶片的设计与优化研究随着航空业的高速发展，航空发动机成为了飞机性能的核心。
发动机的性能与效率直接影响到机身的推进力以及燃料的消耗情况。
而发动机叶片作为发动机的关键部件之一，其设计和优化研究则成为了航空工程师们关注的焦点。
一、叶片的基本原理与功能叶片是组成航空发动机的关键组件，相当于人体的肺。
它们的设计和优化关乎到飞机的性能和安全。
首先，叶片的主要功能是通过产生推力将飞机的动力传递给气流，实现机身的推进。
其次，叶片还需要具备良好的强度和耐热性能，能够在高温工况下保持正常运转。
最后，叶片的设计还需要考虑到气动和机械方面的因素，确保在飞行过程中叶片的性能和稳定性。
二、叶片设计的基本原则在航空发动机叶片的设计过程中，航空工程师需要遵循一些基本原则来确保叶片的性能和效率。
首先，叶片的设计需要通过数值模拟和实验验证来获得最优的气动性能。
这包括减小阻力、提高升力和降低噪音。
其次，叶片的形状设计要考虑到最大限度地减小气动加载和振动，以提高叶片的耐久性和可靠性。
此外，通过降低材料的重量来减小叶片的质量，进而提高发动机的功率和效率成为了研究的重点。
三、叶片设计的优化方法为了实现叶片设计的优化，航空工程师们采用了多种方法和技术。
其中，计算流体力学（CFD）是一种常用的数值模拟工具，可以对叶片的气动性能进行详细的分析和预测。
通过建立准确的数值模型，在计算机上模拟风洞试验，可以大大减少实验成本和时间，并有效地提高设计效率。
此外，还有一些优化算法，如遗传算法、粒子群算法和模拟退火算法等，可以用于叶片形状的参数优化。
这些算法通过迭代计算和比较，逐渐找到全局最优解，从而改进叶片的性能和效率。
四、叶片材料的选择与优化除了叶片的形状设计，材料的选择和优化也对叶片的性能和效率起着至关重要的作用。
目前，航空工程师们普遍使用高温合金和复合材料来制造叶片。
高温合金具有良好的耐热性和刚性，可以在高温环境下保持较好的稳定性。
而复合材料则具有较低的密度和较高的强度，可以减轻叶片的质量，进而提高发动机的性能和效率。
航空发动机涡轮叶片制造工艺优化研究航空发动机的涡轮叶片是发动机的关键零部件之一，其制造工艺的优化对于整个发动机的性能和可靠性都有着重要的影响。
目前，随着技术的发展，涡轮叶片的制造工艺也在不断地更新和改进，以满足航空工业对于更高性能和更佳品质的需求。
本文将介绍航空发动机涡轮叶片制造工艺的优化研究。
文章将从材料选择、数控加工、热处理和表面处理等方面阐述优化的方法和技术。
一、材料选择涡轮叶片的材料直接影响其质量、强度和耐腐蚀性能。
因此，选择合适的材料对于涡轮叶片的制造至关重要。
在目前的工业中，最常见的涡轮叶片材料包括铸造合金、镍基合金和钛合金。
铸造合金具有成本低、强度高、耐腐蚀性好等优点，适用于低温和低转速的工作条件。
然而，其制造工艺比较复杂，影响产品的一致性和可靠性。
镍基合金具有高温、高强度、高耐腐蚀性和成型性好等优点，广泛应用于现代航空工业。
但是，其制造难度也相对较大，需要先进的材料加工技术和高质量的设备。
钛合金是一种重量轻、强度高、耐腐蚀能力强的金属材料，被广泛应用于航空工业的各个领域。
然而，钛合金的加工难度也比较大，需要对加工工艺进行深入的研究和探索。
二、数控加工数控加工技术是涡轮叶片制造的重要一环。
数控加工可以精确控制涡轮叶片的几何形状和尺寸精度，提高产品的可靠性和稳定性。
数控加工可以分为铣削、车削、钻孔、磨削等多种方式。
对于涡轮叶片的数控加工，需要考虑以下几个方面:一是选择合适的刀具和夹具，以保证产品的精度、表面质量和寿命；二是合理安排工艺流程，以提高生产效率和降低成本；三是采用先进的数控技术和仿真软件，以提高加工精度和良品率。
三、热处理热处理是指通过加热、保温和冷却等过程，对金属材料的结构和性能进行调整和改善的工艺。
在涡轮叶片的制造中，热处理是必不可少的环节之一，可以改善材料的强度、韧性和耐腐蚀性能。
对于涡轮叶片的热处理，需要考虑以下几个方面:一是选择合适的热处理工艺和工艺参数，以保证产品的质量和性能；二是加强对热处理过程的监控和控制，以防止产生不良变化和裂纹等缺陷；三是对热处理后的涡轮叶片进行检测和评估，以保证产品的一致性和可靠性。
浅谈某型航空发动机叶片榫头喷丸强化工艺装备的改进与应用赵方
【期刊名称】《中国设备工程》
【年(卷),期】2024()7
【摘要】本文以提高某型航空发动机叶片榫头喷丸强化质量和效率为目的,基于内循环舱式普压喷丸机的基础上进行升级改造,设计6把喷枪,交叉错位排列在叶片榫头两侧,调整喷枪的喷丸强度、距离和角度,使其有效喷丸面积同时覆盖榫头工作面的垂直截面形状区域。
将原有旋转工作台改为水平线性移动工作平台(矩形),通过专用工装同时将多个叶片固定在平台上,左右移动平台,能够同时完成多个叶片榫头不规则形状工作面的高质量喷丸强化,提高其抗腐蚀破坏和疲劳破坏的能力。
【总页数】4页(P15-18)
【作者】赵方
【作者单位】海翔机械厂
【正文语种】中文
【中图分类】V23
【相关文献】
1.航空发动机静子叶片榫头加工工艺的研究
2.航空发动机叶片制造中低温渗铝对喷丸强化的影响
3.航空发动机钛合金叶片喷丸强化残余应力研究
4.喷丸强化和喷塑工艺在空军装备维修中应用
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第10卷 第2期航空动力学报 V ol.10No.2 1995年4月Journal of Aerospace Power Apr. 1995航空发动机叶片榫头优化设计研究北京航空航天大学 陈开军 马 枚【摘要】 针对航空发动机常用的2～5对齿枞树型榫头连接形式,进行了优化设计研究。
建立了7个设计变量、以重量最轻为目标并满足静强度的数学模型。
在选定齿数(2,3,4或5对齿)的前提下,首先进行优化计算,取得初步最优方案后,再进行二维有限元考核及寿命估算。
通过对某发动机涡轮榫头的优化,取得了满意的效果。
主题词: 航空发动机 枞树型榫头 优化设计 分类号: V231,911 概 述由于枞树型榫头和榫槽连接部分处于轮盘外缘,在高转速下无效体积引起的额外离心力非常大,在保证强度条件下减小无效轮缘体积,设计出结构合理且重量最轻的枞树型连接部分,可以相应地减少轮盘重量,进而减少转子的重量。
因此,设计出重量轻、满足强度条件且低循环寿命长的叶片/盘的连接部分是发动机设计中的重要环节之一。
采用常规的叶片/盘的连接部分设计方法,很难得到最优方案。
而国外曾对航天飞机主发动机高压燃油涡轮泵的叶片枞树型榫头及飞机发动机涡轮叶片枞树型榫头进行了优化,取得了很好的效果。
本文以现代发动机大量使用的两齿枞树型榫头连接形式为基本模型,在其基础上发展了3,4和5对齿模型,从而开发了适用于2,3,4,5对齿的优化程序。
在选定齿数的前提下,首先进行满足静强度的优化计算,从多个方案中选择重量最小的最优方案,在初步优化的结果上,进行二维有限元考核及寿命估算,以检验应力集中所造成的影响,最后给出图形显示。
如果用户对所得方案不满意,可以修改约束条件的取值范围,在初步优化的基础上,重新进行优化、验算,直到满意为止。
2 两齿枞树型榫头优化2.1 设计变量及目标函数两齿榫头连接的几何模型如图1所示。
选取设计变量时,既要尽量全面反应影响重量和应力的各种因素,又要照顾到相关因素的限制及工程继承,对诸如拉削角、榫齿角、榫头楔形角等参照工程经验由用户给定,而不作设计变量。
最后确定设计变量取如下7个:X=[a s W r b U T]T=[x1 x2 x3 x4 x5 x6 x7]T其中:a为榫头颈部宽度,s为齿距,W为榫头及轮缘轴向宽度,r为圆弧半径,b为接触面长度, U为榫齿啮合面与垂直于啮合中线的平面之间的夹角,T为榫齿非啮合面与垂直于啮合中线的平面之间的夹角。
1994年4月收到;1994年11月收到修改稿。
**北京航空航天大学405教研室 100083图1 两齿枞树型榫头几何模型进行优化设计时,首先由用户给定叶片数Z 、缘板下表面半径RR 、伸根高度H H 、轮缘外径RR 1、齿数m 、拉削角P AN 、榫头材料密度d 1、轮盘材料密度d 2、叶身及缘板离心力、榫齿角度U 1、楔形角2h 、转速N 、榫头和轮缘的材料许用应力等条件。
枞树型榫头连接部分重量由榫头的重量G榫和轮缘部分的重量G 缘两部分组成,再求出总重量G 总=G 榫+G 缘。
对于两齿榫头,先分别求出如图1所示榫头7部分的各部分重量G 31～G 37,再求出图1所示轮缘9部分的各部分重量GE 1～GE 9,再把各部分重量加在一起即可。
重量最小目标函数为:min F (X )=min F (x 1,x 2,x 3,x 4,x 5,x 6,x 7)=min(G 榫+G 缘)2.2 约束条件几何约束主要包括:榫头最小叶颈宽度小于齿距是一种不好的设计〔1〕,所以取:a -s ≥0。
如果T +U 角大于90°,则从形状上考虑就不合理了,所以T +U ≤90,根据经验得出:U ≤T 。
根据文献〔1〕建议:除非盘的材料性能比叶片材料性能好得多,通常盘颈最小宽度不应小于叶片榫头颈部最小宽度,所以1.0≤盘颈最小宽度/叶片榫头颈部最小宽度≤2.0 为了防止寻优过程中形状交叉,要求a -2(m -1)(s /cos(U ))sin(h )≥0 根据第三强度理论,按等强度设计,确定图1中线段BC 的长度为:(y b -y c )2+(x b -x c )2≥(3- 1.5b )bPn /([e b ]W cos(P AN ))其中:Pn 齿面正压力模型的性能约束主要包括:榫头I -I 截面(图1)的平均拉伸应力≤许用拉伸应力,即g 1(X )=e I /[es ]-1≤0。
齿面上的挤压应力≤许用挤压应力,即g 2(X )=e b /[e b ]-1≤0。
齿的最大弯曲应力≤许用弯曲应力,即g 3(X )=e c /[e c ]-1≤0。
齿的剪切应力≤许用剪切应力,即g 4(X )=f /[f ]-1≤0。
槽n '-n '截面(图1)的平均拉伸应力≤槽许用拉伸应力,即g 5(X )=e n '/[e n ']-1≤0。
2.3 优化方法及有限元考核根据上述数学模型,选用混合函数法调用Ho oke -Jeev es 法计算。
191第 2 期航空发动机叶片榫头优化设计研究192航空动力学报第 10 卷为了检验所得优化结果是否因应力集中的影响而超过许用应力要求,将所得结果进行二维有限元验算。
得出计算结果后,调用后置模块显示应力分布图。
2.4 叶片/盘低循环疲劳寿命估算根据参考文献〔1〕,对材料的持久应力-寿命曲线采用拉格朗日插值方法可求得叶片榫头和轮盘的LCF估计寿命。
2.5 算例及结果分析采用本程序对某发动机的两齿叶片/盘连接部分进行了优化计算,转速取最大稳态转数N=17000r/min。
材料性能数据分别取700℃和600℃时的值。
榫头和榫槽部位的材料分别为DZ22和GH4169。
叶片数取58,叶片缘板下表面半径取250mm,齿数取2,轮盘半径取240 m m,齿侧面和水平方向的夹角取60°,拉削角取18.5°,楔形角取12°。
表1列出了叶片/盘连接部分优化前后的重量、最大Vio s Mises应力、LCF寿命。
从表1中可看出,经优化后的叶片/盘连接部分重量降低了16.46%;榫头危险截面的最大当量应力降低了14.16%,榫头优化后的LCF寿命为原寿命的 3.55倍;轮缘危险截面的最大当量应力降低了17.02%,轮缘优化后的LCF寿命为原寿命的 5.3倍。
表1 优化前后结果比较LC F寿命(h)最大应力(M Pa)项 目总重(k g)榫 头轮 缘榫 头轮 缘优化前 5.561234151260745.96796.48优化后 4.6454121366682640.34660.94在保证静强度条件下,重量降低了16.46%。
经有限元考核后证明,应力集中也满足强度条件。
3 3,4,5对齿模型对于3对齿榫头,由于上两齿重量和离心力和两齿榫头的求法相同,又第3齿的外形和上两齿一样,不同的只是各颈部尺寸,所以第3齿重量和离心力可采用减去多余部分的重量和离心力求出。
同理,对于4、5对齿榫头、轮缘和离心力也可求出。
参 考 文 献1 斯贝M K202发动机应力标准,EGD-3.北京:国际航空编辑部,1979(责任编辑 王震华)204J ournal of Aeros pace Pow er V ol.10RELIABILITY ANALYSIS OFLOW-CYCLE FATIGUE LIFE FOR A DISCLu Wenlin and Zhang Dingzhen(7th Dept.Northwestern Polytechnical University,X ian 710072)ABSTRACT When a failure m odel with lo w-cycle fa tigue is identified,the fail-ure functio n for reliability a nalysis reduced as follo ws:As cumulativ e damage of varying-am-plitude cycles is calculated w ith Miner's law,the to tal damag e is considered to be a random va lue v arying from0.3to3,a nd follo w s log arithmic no rmal distribution.Furthermo re,dam-ag e of lo w-cycle lo ads o f each am plitude is evaluated acco rding to the fo rm ula of flo w-cycle fatig ue life prediction propo sed by ndg raf.Then,the failure functio n for reliability analysis is deriv ed from the above fo rm ulas by transforming strain ex pressio n into stress ex-pressio n.If a stress at cer tain point of a disk is influenced by a disturba nce of so me random va riables,the stochastic finite element metho d is employed to find the v ariance of the stress distribution.When stresses in a disk are in elasto-plastic conditio n,no nlinea r SFEM is re-quired to obtain the v ariance of the stresses.Finally,a numerical exam ple fo r a disk with e-qual thickness is presented and is verified by the M onte-Carlo simulation.Key words Fatig ue life Stochastic finite elem ent ReliabilityOPTIMIZATION OF TURBINE BLADE FIR-TREE ROOTSCheng Kaijun and Ma Mei(4th Dept.Beijing University of Aeronautics and Astronautics,Beij ing 100083) ABSTRACT An o ptimization system for“fir-tree”roo t is dev elo ped for desig n lay out o f the“fir-tree”joint a rea in gas turbine so as to decrease the w eig ht o f aero engine and sho rten the desig n cycle.This sy stem is suitable to desig n the2～5pairs o f teeth used in m odern aero engines.After the o ptimization the smallest w eig ht subject to the static streng th constraints has been attained,the FEM is used to check the distributio n o f stresses,particu-larly the co ncentratio n stress,and the results are sho w n on the screen for making decision.Key words Aireraft engine Fir-tree Blade root Optimizatio nC OMMENT O N THE PROBLEM OF TURBULEN CEZhao Songnian(Institute of Atmospheric Physics,The Chinese Academy of Sciences,Beij ing 100029) ABSTRACT This paper points out that Navier-Stokes equa tion is an essential e-quatio n fo r studying turbulent flo w s,it gov erns the mo tio n o f fluid flo w s.Rey no lds equation represents coex istence of ra ndo m and determinativ e pheno mena in the turbulent flo w s.But, Burgers-KdV equatio n has no relation to mechanism of turbulence,so w e can't reg ard it as a "new equatio n"for resea rching turbulent flo ws.Key words Turbulence Navier-Sto kes equa tions Reynolds。
