留言板

尊敬的读者、作者、审稿人, 关于本刊的投稿、审稿、编辑和出版的任何问题, 您可以本页添加留言。我们将尽快给您答复。谢谢您的支持!

姓名
邮箱
手机号码
标题
留言内容
验证码

1999年  第14卷  第3期

  上一期 | 下一期 
显示方式:
研究论文
无损检测模糊理论及其应用
傅惠民, 刘登第
1999, 14(3): 225-230.
摘要 PDF(2214KB) icon1195 icon421
摘要:
断裂力学在工程中的应用,首先必须准确知道结构材料中的缺陷尺寸,但是由于无损检测的模糊不确定性导致检测出的缺陷尺寸(检测尺寸)与缺陷真实尺寸之间存在较大误差。本文对此进行了研究,建立了无损检测模糊理论,提出了缺陷尺寸与其检测尺寸之间的数学关系式,得到了在指定检测尺寸下的缺陷真实尺寸分布规律,给出了缺陷尺寸模糊分布、模糊区间估计和超标缺陷的隶属度,从而成功地解决了无损检测对材料缺陷进行有效的定量分析这一难题。基于该无损检测模糊理论,还将形成更加切合工程实际的模糊寿命预测、模糊断裂准则、模糊损伤容限设计、压力容器的模糊评定等一系列新的理论和方法。
叉排扰流柱排列参数对旋转矩形通道对流换热特性的影响
吉洪湖, 王宝官, 王代军, 邓化愚
1999, 14(3): 231-236.
摘要 PDF(359KB) icon1601 icon399
摘要:
本文用实验的方法研究了叉排扰流柱阵列的排列参数对旋转矩形通道对流换热特性的影响。实验共采用了6个模型,扰流柱的排列参数Sn/d的取值为5.0,6.5和8.0,Sp/Sn为1.2,1.6和2.0,其中d为扰流柱的直径,Sn为扰流柱横向间距,Sp为2倍的纵向间距。结果表明,在实验范围内,纵向排列参数Sp/Sn的取值介于1.2和1.6之间为好;扰流柱横向排列参数Sn/d=5,即最密时,最有利于换热,但应综合考虑其引起的流阻损失。
涡轮叶片尾缘出流对带叉排扰流柱阵列的内冷通道传热特性的影响
吉洪湖, 王宝官, 王代军, 邓化愚
1999, 14(3): 237-241.
摘要 PDF(365KB) icon1713 icon408
摘要:
本文用实验的方法模拟研究了涡轮叶片尾缘出流对带叉排扰流柱阵列的内冷通道的对流换热特性的影响。实验模型通道为矩形通道,扰流柱的排列参数Sn/d为6.5,Sp/Sn为1.2,其中d为扰流柱的直径,Sn为扰流柱横向间距,Sp为2倍的纵向间距。矩形模型通道的长边与转轴的夹角为20°。研究了出流孔总面积A0与通道最大截面积A的比值,雷诺数Re,转动数R0等参数对传热特性的影响。并比较了尾缘出流与叶尖出流的换热特性。
航空发动机轴承腔热状态分析模型及温度场计算
李健, 刘志全, 袁培益
1999, 14(3): 242-246.
摘要 PDF(1633KB) icon1845 icon400
摘要:
分析了轴承腔的主要热源。建立了轴承及石墨密封摩擦热的计算模型、密封热泄漏量的计算模型、对流换热系数的计算模型及温度场的计算模型。用热网络法建立了轴承腔的热平衡方程组,并采用拟牛顿法求解了该方程组。获得了10种不同工况下的温度场计算结果,该结果与本文的测试结果基本吻合。
气膜出流对叶片内表面换热系数影响的实验研究和计算
吴宏, 邓宏武, 陶智
1999, 14(3): 247-250.
摘要 PDF(285KB) icon1473 icon386
摘要:
本文用实验和数值计算的方法研究了气膜出流对通道内壁换热系数分布的影响,研究的重点是在三维湍流状况下气膜孔间距比的变化和进气雷诺数等因素的影响规律。研究结果表明：在所研究的范围内,湍流对流换热系数比层流换热系数有数量级上的增加,换热系数随着雷诺数的增大而增大,孔间距比的变化对换热系数的影响不是单调的,内壁的换热特性在孔的间距比变化时并没有明显的变化。
燃烧室中辐射热流分布的蒙特卡罗计算
张建强, 朱谷君
1999, 14(3): 251-254.
摘要 PDF(1448KB) icon1440 icon442
摘要:
本文用蒙特卡罗法计算了燃烧室壁面辐射热流密度分布。计算中考虑了燃气参数如：压力、温度、燃气组分及燃气的吸收和发射特性沿燃烧室轴向、径向和周向的变化。详细地说明了计算过程并进行了算例计算。计算所得热流密度值与分布规律是合理的。
来流湍流度及端壁效应对涡轮叶片上对流换热的影响
朱惠人, 许都纯, 郭涛, 刘松龄
1999, 14(3): 255-259.
摘要 PDF(946KB) icon1664 icon427
摘要:
利用大尺寸低速开式叶栅风洞对涡轮叶片表面的对流换热进行了实验测量,叶片高度方向布置了3个测量位置,距端壁距离分别为5mm,30mm及150mm.重点对比研究了高来流湍流度、端壁效应及来流雷诺数对涡叶片中部及根部区的过渡起始点、过渡区长度及换热的影响。实验参数范围是：来流湍流度Tu=0.75～13.5%,来流雷诺数Re=60000～240000.
高推重比涡扇发动机性能寻优分析研究
朱之丽, 王晓波
1999, 14(3): 260-264.
摘要 PDF(1792KB) icon1626 icon454
摘要:
本文在变几何涡扇发动机推进系统性能模型基础上,采用综合优化方法,分别以安装推力最大、安装耗油率最低和涡轮前温度最低为推进系统性能寻优的目标,针对某高推重比加力涡扇发动机进行了稳态安装性能最优化计算。分析结果表明,对于包含多个可调节几何参数的军用加力涡扇发动机而言,在基准调节规律的基础上对发动机进行性能寻优控制,可以明显改善推进系统的性能,从而大幅度提高飞机的综合作战能力。
跨音速压气机在非设计工况下动静叶相互作用的数值模拟
任玉新, 沈孟育, 刘秋生
1999, 14(3): 265-269.
摘要 PDF(409KB) icon1537 icon466
摘要:
本文计算了某跨音速压气机的一级在非设计工况下动静叶干扰产生的非定常流动。计算以准三维的Navier-Stokes方程为模型,湍流模式采用Baldwin-Lomax代数模式。主控方程用高分辨率的MUSCL型Roe格式离散,离散方程用高效的LU-SSOR方法求解。本文提出了一种完全守恒的动、静叶交界面处理方法。周期性边界处理采用Rai的方案。根据计算结果,讨论了非设计工况下动静叶干扰的机理。
折线斜缝式机匣处理的实验研究及机理分析
楚武利, 朱俊强, 刘志伟
1999, 14(3): 270-274.
摘要 PDF(673KB) icon1561 icon457
摘要:
本文在吸收了传统处理机匣优点的基础上,根据本校单级轴流压气机的结构参数,设计了一种新型的折线斜缝式处理机匣。在中低转速下,在单级轴流压气机上对其性能进行了详细的研究,得出了该种处理机匣的扩稳效果及轴向叠合量、背腔容积对压气机裕度及效率的影响。研究结果表明,该类处理机匣不仅可以有效的改进稳定工作裕度,而且可以使效率有所提高。文中对折线斜缝式机匣处理的机理也进行了分析。
涡轮叶栅端壁区流动的实验研究
董志锐, 刘松龄, 张玉金, 许都纯
1999, 14(3): 275-280.
摘要 PDF(931KB) icon1865 icon538
摘要:
本文在大尺寸低速开式叶栅传热风洞中对一种高压涡轮导向叶栅中的流场进行了实验研究。采用五孔针对5个雷诺数下的叶栅端壁区三维流场进行了测量,并用线簇和小球浮动法对5个工况的流动进行了流场显示。实验结果表明：马蹄涡压力面分支在向吸力面运动的过程中,破坏了来流附面层的结构,在马蹄涡压力面分支之后,叶栅通道中产生了一个新的从压力面到吸力面的新附面层,新附面层的厚度小于来流附面层厚度;三维流动区约占叶栅通道的40%;雷诺数的增大将增强端壁区的三维流动。从流场显示图片可以观测叶片吸力面靠近端壁的角涡形成与发展,以及吸力面上的三角形区域;流场显示的通道涡大小与流场测量结果吻合。本文的实验结果有助于分析端壁表面和叶片表面换热特性的形成机理。
不同环境压强下塞式喷管流场的数值模拟
诸葛伟林, 张扬军, 张宝宁, 程荣辉
1999, 14(3): 281-284.
摘要 PDF(374KB) icon1627 icon441
摘要:
本文设计了一种环排式塞式喷管,通过求解N-S雷诺平均方程组,对在不同环境压强情况下该塞式喷管的流场结构进行了数值模拟,对采用单方程和双方程两种紊流模型模拟的结果进行了比较。数值模拟的结果表明,用适当选取混合长度的单方程模型与双方程模型计算的结果基本一致;该塞式喷管基本上体现了塞式喷管的优点。
基于Kirchhoff方法的跨音速螺旋桨的气动声学计算
马亮, D. Lohmann, M. Kuntz
1999, 14(3): 285-288.
摘要 PDF(588KB) icon1385 icon439
摘要:
本文采用Kirchhof方法计算双桨叶Hartzel跨音速螺旋桨的远场气动噪声。Kirchhoff面为包围整个螺旋桨的固定圆柱面,首先采用FLOWer软件包直接求解Euler方程得到圆柱内和圆柱面上的近场气动流场解,然后根据Kirchhof方法求解远场声场。通过计算详细研究了圆柱的直径和高度对远场声场的影响,以及圆柱各部分对远场声压的贡献,文中同时给出了Farassat线性方法的计算结果。
关于两方程湍流模型的考虑
梁德旺, 吕兵
1999, 14(3): 289-292.
摘要 PDF(734KB) icon1934 icon402
摘要:
通过对两方程湍流模型的分析,提出了在主流区或远壁区用两方程模型,近壁区用代数湍流模型的思路,即所谓的“双层”模型概念。通过对平板湍流附面层的计算表明,这种分层计算措施获得的速度分布、壁面剪切力较单纯应用低雷诺数两方程湍流模型时的结果准确。对非均匀来流条件下90°弯管内高湍流度流场的计算表明,双层模型可获得更加准确的速度分布。从而表明本文提出的分层计算措施是有效的,可满足工程计算要求。
转子密封系统反旋流抑振的数值模拟
何立东
1999, 14(3): 293-296.
摘要 PDF(292KB) icon1443 icon391
摘要:
把研究物体在流场中振动时的受力和运动特性的非线性振子模型,推广到转子密封系统非线性动力学问题的研究中,突出了小间隙中非定常流对转子运动的影响,分析了反旋流抑制转子不平衡响应和密封流体激振的机理。对某转子密封系统的计算及其与实验数据的对比,证实了本文方法的有效性,为在工程实际中推广反旋流技术提供了一些理论依据。
双圆弧齿轮接触迹间载荷分配状况分析
武宝林, 邵家辉, 孟惠荣
1999, 14(3): 297-300.
摘要 PDF(281KB) icon1282 icon455
摘要:
基于圆弧齿轮的啮合传动原理,提出了研究双圆弧齿轮传动的各接触迹间载荷分配状况的动态分析计算方法并编制了相应的计算程序。实际分析计算了各主要影响因素对双圆弧齿轮接触迹间载荷分配状况的影响情况。
发动机叶片无损检测的可靠性
刘登第, 傅惠民
1999, 14(3): 301-304.
摘要 PDF(1422KB) icon1535 icon527
摘要:
提出了一种发动机叶片无损检测可靠性分析方法,利用该方法可以有效地提高叶片中裂纹(缺陷)的检出概率(POD),并能对裂纹的漏检概率(POM)进行准确地评估和控制,使因叶片裂纹漏检而引起发动机故障的可能性降至最低程度,从而确保发动机的安全运行;该方法简单方便,易于工程实施和应用。
航空发动机结构参数和非结构参数不确定系统鲁棒H∞输出反馈控制
王曦, 曾庆福
1999, 14(3): 305-308.
摘要 PDF(272KB) icon1316 icon401
摘要:
分析了航空发动机混合不确定性系统的鲁棒稳定性和鲁棒性能;引入结构奇异值μ综合法,研究了结构参数和非结构参数混合摄动下的鲁棒H∞输出反馈控制;对航空发动机不确定性系统设计的控制器在双转子涡喷发动机气动热力学非线性模型上。
某直升机齿轮传动系统的瞬态热分析
刘志全, 沈允文, 陈国定, 苏华
1999, 14(3): 309-312.
摘要 PDF(899KB) icon1637 icon408
摘要:
提出了传动系统瞬态温度场的分析方法,建立了失去润滑条件下传动系统功率损失及对流换热系数的计算模型,该模型考虑了失去润滑后传动系统热状态参数的时变特征。在稳态热分析的基础上,求解了某直升机齿轮传动系统的瞬态温度场,为该传动系统生存能力的预测提供了理论依据。
SQP方法在航空发动机加速过程控制中的应用研究
陈光明, 樊丁
1999, 14(3): 313-316.
摘要 PDF(338KB) icon1703 icon502
摘要:
本文研究了采用非线性规划方法中的序列二次规划最优化方法解决涡轮风扇发动机加速过程的最优控制问题。在研究中,考虑了发动机加速过程中的压气机喘振边界、涡轮最高温度限制、转子最高转速限制、燃烧富油熄火限制等各种约束条件,以及执行机构的惯性、延迟等机械特性。仿真结果表明：应用序列二次规划法进行加速最优控制是可行的,发动机在加速过程中能准确地沿着各约束边界进行加速,从而充分发挥了发动机的潜力,大大地改善了发动机的加速性。
涡扇发动机主燃油控制系统建模与仿真研究
程涛, 祁英, 孟庆明
1999, 14(3): 317-319.
摘要 PDF(428KB) icon1777 icon392
摘要:
以某型涡扇发动机及其主燃油系统液压机械式调节器为研究对象,在对发动机调节规律进行分析的基础上,建立了转速控制系统、加速控制系统的模型,以及温度传感器和温度放大器、叶片控制系统的元部件的模型。
构件振动可靠性设计方法初探
田爱梅, 王延荣
1999, 14(3): 320-322.
摘要 PDF(217KB) icon1496 icon496
摘要:
本文提出一种进行构件振动可靠性设计的方法,建立了激振力频率与构件固有频率干涉的概率模型,并利用Goodman曲线,给出了将导致构件损坏的强迫共振响应的概率计算公式及其使用条件。原则上,本文方法对其固有频率相对不太密集的构件更为适用,如航空发动机中的叶片。
一种基于SFEM的构件振动疲劳强度可靠性的分析方法
崔海涛, 温卫东
1999, 14(3): 323-325.
摘要 PDF(287KB) icon1637 icon443
摘要:
由于构件的材料参数、几何参数及所受的载荷等均为随机变量,所以构件振动时的疲劳强度应通过随机参数来进行分析。振动构件疲劳强度的可靠度计算的随机有限元法可以有效地分析振动构件的疲劳强度可靠性,为提高构件疲劳强度的可靠性提供了理论依据。以悬臂梁为例进行了分析,通过实验验证了所给出方法的正确性。

版权所有 © 《航空动力学报》编辑部

本系统由 北京仁和汇智信息技术有限公司 开发