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1996年  第11卷  第1期

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研究论文
自由流紊流度对串列叶栅性能的影响
周正贵, 吴国钏
1996, 11(1): 1-3.
摘要 PDF(498KB) icon1462 icon495
摘要:
通过实验,测量了自由流紊流度(Tu)在1.4%-6.7%范围内,一双圆弧串列叶栅总压损失系数、气流转角、附面层内速度分布以及吸力面压力系数。结果表明：(1)当Tu小于大约3%时,随着Tu增加,总压损失明显降低;当Tu大于3%时,Tu变化对总压损失几乎无影响。(2)Tu在1.4%-6.7%范围内变化对气流转角无影响。(3)Tu增加,对前排叶片吸力面靠近前缘部分附面层有有利影响。
一种适用于超跨音叶型的非设计点损失和落后角模型
徐纲, 刘红, 李军, 朱俊强, 刘志伟
1996, 11(1): 4-6.
摘要 PDF(302KB) icon1402 icon485
摘要:
提出一种适用于双圆弧、多圆弧等超跨音叶型的非设计点损失落后角模型。非设计点损失由设计点损失和非设计点偏离损失两部分组成。非设计点偏离损失是马赫数与冲角的二次函数。设计点落后角采用Swan与Crevleing的模型。把上面的模型与流线曲率法程序结合,所获得的总特性、分级特性、流动参数均与实验值吻合良好,可用于工程计算。
深度喘振倒流在离心压缩机系统中的发生特征
戴冀, 谷传纲, 苗永淼
1996, 11(1): 7-10.
摘要 PDF(218KB) icon1467 icon382
摘要:
建立了一个低压离心压缩机喘振实验台,使用热线风速仪等动态测试手段在级出口管段及储气槽部位,对各流量工况下的喘振脉动波形进行了测量,观察了喘振发生倒流的部位及特点,从而解释了深度喘振倒流的发生机理。同时也证实在深度喘振工况下,气流的可压缩性是非常重要的流动特征。
多级涡轮S2流面的变比热气动热力计算方法
杨弘, 于清, 王仲奇
1996, 11(1): 11-14.
摘要 PDF(217KB) icon1551 icon418
摘要:
针对在多级涡轮流道中沿流动方向燃气温度变化较大这一特点,为了准确反映出温度变化对气动热力计算结果的影响,提出了一种考虑变比热影响的S2流面的气动热力计算方法。该方法摒弃了传统的定比热气动热力计算公式和由温度、密度确定压力的求解顺序,而是根据导出的变比热计算压力的关系式求解压力,然后用温度和压力计算密度。计算结果显示出本文的算法较传统的未能充分考虑变比热影响的气动热力计算方法可以改善多级涡轮联算时的计算准确度。
无尾桨及其实验研究
罗晓平, 张呈林, 沈梦山
1996, 11(1): 15-18.
摘要 PDF(219KB) icon1227 icon482
摘要:
介绍了无尾桨概念及带环量控制尾梁的直升机模型在风洞中和旋翼下的测压实验,主要研究动量系数和缝隙几何参数对圆柱尾梁上气动力的影响;另外,对环量控制尾梁上的流动状态也进行了显示实验。通过对实验结果的分析,研究环量控制尾梁的原理及应用。
湍流型动态畸变下涡喷发动机稳定性分析
刘燕, 刘伟, 陈辅群
1996, 11(1): 19-21.
摘要 PDF(452KB) icon1383 icon396
摘要:
对湍流型动态畸变进气流场进行了分析和描述,给出了随机涡在压气机进口所产生的总压脉动的通用分布曲线,并统计地分析和预测了该总压脉动引起的最可能最大失速裕度损失。数值分析表明在考虑压气机对非定常流响应方面,最为关心的压气机最大失速裕度损失值是脉动压力的均方根值、功率谱密度、压气机进口转子弦长和转速的函数。
对称随机循环应力作用时零件的疲劳可靠度和寿命的预测方法
乐晓斌, 高德平, 何明鉴
1996, 11(1): 22-24.
摘要 PDF(780KB) icon1157 icon469
摘要:
以Miner理论为基础,考虑到影响疲劳损伤的主要物理量实际上为随机变量,提出单个循环的疲劳损伤量δ、零件的疲劳损伤强度K、零件的总疲劳损伤量D的计算式。从这3个随机变量出发,建立了一种疲劳累积损伤的概率模型。在对称随机循环应力作用时,可用该模型计算零件的可靠度和疲劳寿命。
挤压油膜阻尼器的热平衡分析
陈照波, 刘树春, 阮金彪, 夏松波, 刘方杰
1996, 11(1): 25-28.
摘要 PDF(241KB) icon1470 icon492
摘要:
利用变分有限元法对挤压油膜阻尼器(简称SFD)的热平衡问题进行了分析计算。文中根据雷诺边界条件,通过联立求解SFD的雷诺方程、能量方程得到了SFD的压力分布、滑油流量等参数。为SFD的设计与计算提供了更为可靠的理论依据。
盘─鼓结构体─壳过渡元的“虚假应力”现象及改进方法
陆山, 吕文林
1996, 11(1): 29-32.
摘要 PDF(220KB) icon1030 icon378
摘要:
分析了体-壳过渡元中产生“虚假应力”现象的根本原因,给出了两种改进方法。方案一是在采用体元应力应变模型的基础上提出了一种单元内位移、应变及应力的直接修改方法;方案二是将采用壳体应变应力状态的三维体-壳过渡元推广到轴对称,给出了具体公式。通过几个算例将上述两种方法与改进前方法进行了比较,结果表明本文提出的两种方案均大大改善了轴对称问题体壳过渡元的“虚假应力”现象,相比之下,前者公式简单,更易于实现。
基于知识的转子系统建模与动力分析
刘纪锋, 黄太平, 邹学岩
1996, 11(1): 33-36.
摘要 PDF(401KB) icon1168 icon421
摘要:
提出了一种新的航空发动机转子系统模型化及分析法,将计算机辅助模型化、子结构模态综合法与复杂结构设计的专家系统技术相结合,利用知识库存储的知识,进行转子系统模型建立、模型的分析诊断和转子系统的再设计。
整机瞬态动力特性计算及稳定性分析
余树海, 李其汉, 朱梓根
1996, 11(1): 37-40.
摘要 PDF(217KB) icon1413 icon498
摘要:
采用子结构传递矩阵-模态综合法研究了航空发动机整机的瞬态动力特性及稳定性。分析了各种因素(突加不平衡大小及位置、转速、油膜间隙等)对瞬态响应和稳定性的影响规律,得到一些有价值的结论。
三维修形对薄轮缘斜齿轮共振应力影响的实验研究
刘更, 蔺天存, 李树庭, 张永才
1996, 11(1): 41-44.
摘要 PDF(842KB) icon1418 icon423
摘要:
以8对具有不同辐板布置薄轮缘斜齿轮传动为对象,通过实验研究了三维修形对斜齿轮共振应力的影响。运用建立在有限元法、柔度矩阵和数学规划法基础上的三维修形方法获得了每对齿轮副的修形曲线。结果表明,采用三维修形技术将显着降低薄轮缘斜齿轮中的应力波动和振动水平,有利于延长齿轮传动的工作寿命。
FFT相位误差的修正及转子轨迹图
王德友, 李其汉, 晏砺堂, 杨士杰
1996, 11(1): 45-47.
摘要 PDF(188KB) icon1444 icon490
摘要:
提出了一种FFT相位误差修正的方法,利用经相位修正的FFT数据重构时间序列来描绘双转子振动响应的轨迹图。这种数据分离综合的实现,较清晰地描述转子系统的振动特性,而为研究双转子发动机转静件碰摩和裂纹等故障现象描述提供了较好的工具。
燃油分布对V形稳定器后燃烧的影响
杨茂林, 黄勇, 顾善建, 杨志豪, 张迎年
1996, 11(1): 48-52.
摘要 PDF(279KB) icon1415 icon401
摘要:
研究了不同喷射方式和喷油布置形成的不同燃油分布对二元V形稳定器后燃烧的影响。试验得到火焰前锋形状,不同分布下的贫熄边界,稳定器截面和出口截面温度分布,并计算了燃烧效率。此外还研究了喷油稳定器偏置对燃烧的影响。
一种新型几何可变径向涡流器的实验研究
徐国平, 李长林, 何立明
1996, 11(1): 53-55.
摘要 PDF(177KB) icon1386 icon484
摘要:
研究了一种新型的几何可变径向涡流器,主要对其进行了流量特性和流量系数、流阻特性和流阻系数、压力损失以及旋流数的实验研究,取得了一些有价值的实验曲线。
压力探针临壁效应的试验研究
林其勋, 许都纯, 刘松龄
1996, 11(1): 56-58.
摘要 PDF(314KB) icon1614 icon414
摘要:
在窄通道中测量时(如全台压气机试验),临壁效应会使压力探针的测量结果发生误差。对几种常用型式的压力探针的试验研究表明,由于探针多属非流线形物体,所以其临壁效应的机理与流线形的机翼不同,不应简单套用机翼临壁效应的结论。临壁效应所造成的测量误差与探针的形状有关。
气膜叶片前缘内冲击冷却的共轭传热计算
陶智, 丁水汀, 徐国强, 韩树军
1996, 11(1): 59-62.
摘要 PDF(619KB) icon1602 icon435
摘要:
导出一协变速度动量方程的数学表达式,为避免曲率源项或各附加力项的存在,该协变速度周围邻域内皆取与之平行的速度分量。采用SIMPLER算法对带有气膜出流的内冲击复合冷却叶片进行了共轭传热计算,揭示了其流动的特征,给出了叶片内外表面的温度分布。
热力系统中分布参数对象的数值─解析混合仿真方法
倪维斗, 李政
1996, 11(1): 63-66.
摘要 PDF(953KB) icon1159 icon507
摘要:
以热力系统中常见的管式换热器为对象,建立了包括质量、动量和能量平衡方程的集中参数数学模型,通过一系列的数值简化和处理,获得了能量方程的解析解,并发现此解的精度对时间步长的大小不很敏感。利用这一特性,本文提出了数值-解析混合仿真方法,采用多段集中参数模型同时选用较大的时间步长进行仿真。与非线性分布参数模型计算结果的对比表明,本仿真方法不仅具有较高的精度,同时也大大提高了计算速度,实现了仿真精度和实时性的统一。本方法对热力系统中分布参数对象的仿真具有重要意义。
激光瑞利散射法在火焰温度测量中的应用
曹明骅, W Meier
1996, 11(1): 67-71.
摘要 PDF(273KB) icon1486 icon537
摘要:
近年来为了进行燃烧诊断,发展了一些成功的激光测试技术,由于瑞利散射法(LRS)具有许多很有价值的特点,因此在紊流燃烧研究中愈来愈引起人们的注意。通过证实瑞利散射可以用来测量火焰温度。本文阐述了瑞利散射原理、应用中问题和火焰温度的实际测量。
星孔药柱旋转发动机工作过程数值模拟
张为华, 曹泰岳, 冯海涛, 姜春林
1996, 11(1): 72-74.
摘要 PDF(182KB) icon1327 icon514
摘要:
建立了星孔药柱发动机在旋转状态下工作过程仿真的物理模型和计算模型,给出了部分计算结果。通过数十发实验获得了燃速加速度敏感性的经验关系式,并且采用全尺寸发动机进行了实验验证。实验和理论预示压强时间曲线具有良好的一致性。
压力振荡过程固体推进剂瞬态燃速对压力变化响应的滞后
王峻晔, 舒萍萍, 吴东棣, 桑秉诚
1996, 11(1): 75-78.
摘要 PDF(502KB) icon1382 icon430
摘要:
应用激光方法测量压力振荡过程中的固体推进剂瞬态燃速。发现对应压力的每一次振荡,都存在一次燃速振荡,但燃速对压力变化的响应有一时间滞后。对压力振荡频率为20-35Hz的燃烧过程,燃速滞后在相位上大约为90°,在时间上约20ms.最后测试结果与国外微波法获得的结果相比较,发现两者相当一致。
SFD用于某导弹发动机的改型研究
陈照波, 夏松波, 刘方杰
1996, 11(1): 79-82.
摘要 PDF(215KB) icon1485 icon406
摘要:
以某导弹发动机双转子系统为研究对象,将弹支挤压油膜阻尼器(简称SFD)用于内转子进行了动力特性分析。应用传递矩阵和线性迭代方法,分别计算了发动机用与不用SFD的转子系统的临界转速、不平衡响应和外传力。结果表明：弹支挤压油膜阻尼器大大减小了转子振动的振幅和外传力。特别是该发动机的工作转速为25000r/min,不用弹支挤压油膜阻尼器时,其二阶临界转速为22600r/min,与工作转速相当接近,用了我们设计的弹支挤压油膜阻尼器后,二阶临界转速降低到15400r/min,显然,发动机工作时的振动性能会大大改善。
透平叶栅尾部形状及喷气对尾迹流的影响
王建华
1996, 11(1): 83-85.
摘要 PDF(172KB) icon1436 icon358
摘要:
在跨音速平面叶栅风洞中测叶栅BRITE/EURAM21N及BRITE/EURAM22N,进口气流马赫数为0.8;经叶栅尾部矩形开口槽进入流场尾迹区的喷气量为总流量的3%.通过实验得出结论：在叶栅尾部压力面截去一个直角缺口可以显着提高喷气效应,使尾迹流区域的面积减少一半。
分叉尾喷管气动性能实验研究
张元, 余少志, 徐辉, 郭成疆, 黄燕
1996, 11(1): 86-88.
摘要 PDF(184KB) icon1428 icon373
摘要:
某涡轴发动机尾喷管由环形转接段和双管急弯收扩段组成,其形状呈“裤衩”形。在模拟涡轮出口旋流的条件下进行了喷管模型内流气动试验,采用双向总压探针测量喷管内大回流区,发现从33°截面开始的大分离区对喷管性能有重大影响。在给定流量条件下,通过该流量的喷管进出口压比P*5/P6远比无分离的理论值要高。试验证明导流板是减少喷管气流分离、提高扩压比、降低进口总压的有效措施。P*5/P6可降低1.7%左右。
克服柱塞式加力燃油泵汽蚀的措施
尚玺鉴
1996, 11(1): 89-90.
摘要 PDF(137KB) icon1505 icon347
摘要:
根据对柱塞式加力燃油泵汽蚀产生机理的认识,重新设计了分油盘的过渡区,试验证明：它对抑制汽蚀的产生效果显着,能削弱柱塞上的冲击负荷,从而可提高油泵的可靠性和寿命。
航空发动机振动数据管理系统建立及应用
王德友, 李其汉, 晏砺堂
1996, 11(1): 91-93.
摘要 PDF(173KB) icon1532 icon449
摘要:
介绍了利用航空发动机台架试车的振动测试仪器、磁带记录仪、信号分析仪与计算机联机,对其振动数据进行自动采集、分析处理建库。并基于ORACLE数据库管理系统的PRO*C工具,开发了航空发动机台架试车振动数据管理系统,实现了振动数据的自动录入、动态检索以及振动特性分析等功能。
参数化发动机结构方案设计系统的研究
郭淑芬
1996, 11(1): 94-96.
摘要 PDF(171KB) icon1400 icon400
摘要:
介绍在微型计算机上以AutoCAD图形软件为支持软件,研究并开发了适合于涡扇、涡喷、涡轴等类型航空发动机的部件及总体结构方案图的设计系统。由于采用参数化的绘图方式、设计、绘图与修改极为方便。设计工作使用Engine系统可以在很短的时间内,完成多方案的部件及总体结构方案设计,为航空发动机进行初步总体结构设计提供简便、快捷、多方案优化选择的方法,Engine系统可以大大地改善发动机结构设计的速度和质量。
对复模态矩阵摄动法的补充
刘济科, 张宪民, 孟光
1996, 11(1): 97-99.
摘要 PDF(386KB) icon1137 icon359
摘要:
针对已有的复模态摄动法不能唯一确定特征向量的所有摄动项这一缺陷,通过引进一个非常简单的范化条件,并采用常规的双正交条件,就很方便地导出了孤立特征值情形的复模态矩阵摄动公式。本文是对复模态矩阵摄动法的进一步补充和完善。
航空发动机H_∞控制器设计方法
张燕东, 曾庆福, 吕跃飞
1996, 11(1): 100-102.
摘要 PDF(199KB) icon1228 icon438
摘要:
本文提出了一种结构摄动系统鲁棒控制器综合方法。采用该方法可以同时考虑闭环系统的频域设计要求及对结构摄动的鲁棒稳定性。该方法被用于某型双转子涡喷航空发动机稳态控制器的设计,并取得了良好效果。

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