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2005年  第20卷  第2期

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研究论文
“昆仑”发动机设计研制的基本经验
严成忠
2005, 20(2): 169-176.
摘要 PDF(726KB) icon1705 icon482
摘要:
介绍了我国首次按GJB241-87"航空涡轮喷气和涡轮风扇发动机通用规范"的要求,自行设计研制成功的"昆仑"加力式双转子涡轮喷气发动机的设计研制基本经验:认真贯彻"航空涡轮喷气和涡轮风扇发动机通用规范",严格按规范的要求进行设计和试验;合理控制创新与继承的比例,既要保持先进性,又要降低风险性;把作战适用性、可靠性、耐久性、维修性与性能并重;设计中留有较大的温度裕度和喘振裕度;进行苛刻的、充分的试验是发动机可靠性的基础。
一种近壁理论湍流模型初探
赵吕顺, 王丹华, 叶建, 陆利蓬
2005, 20(2): 177-181.
摘要 PDF(320KB) icon1438 icon448
摘要:
在传统的k-ε湍流模型基础上,在近壁区放弃求解ε方程而代之以根据共振三波理论模型在近壁区系统计算的ε值构成封闭,通过对NACA0012二维翼形流场的计算,初步验证并适当修正了新的理论模型,由于注意到了理论模型计算结果的无量纲性,从而改善了该流场的计算结果,得到了与实验更为相符的Cp分布。本文的分析还表明,逆压力梯度对ε的影响非常显著,验证了理论分析和计算得到的结论。
尾流撞击效应的一些探讨
刘焱, 陆亚钧
2005, 20(2): 182-185.
摘要 PDF(267KB) icon1589 icon439
摘要:
通过采用外部声激励的方式,在低速轴流压气机内研究非定常尾流撞击效应对压气机流场结构以及时均气动性能的影响。主要包括:低速轴流压气机实验台的流场调试;流场的稳态、动态测量;实验数据的处理和分析。实验结果表明:当发生尾流撞击耦合效应时,压气机内部流动的时空结构以及时均气动性能均得到较大提高。
使用高阶逆风通量差分裂格式的悬停旋翼流场数值模拟
招启军, 徐国华
2005, 20(2): 186-191.
摘要 PDF(379KB) icon1698 icon479
摘要:
为减少Jameson二阶中心差分有限体积法导致的旋翼尾迹的数值耗散,将三阶逆风格式(MUSCL)与通量差分裂方法相结合,建立了一个三维雷诺平均N-S方程数值模拟悬停状态旋翼流场的方法。为了充分考虑旋翼尾迹对流场的影响,采用周期性边界条件和由动量理论导出的远场边界条件。为进一步减少尾迹数值耗散和便于添加上述边界条件,采用了嵌套网格方法。然后,进行了算例计算,给出了桨叶表面的压强分布,与可得到的试验数据及二阶中心差分方法的计算结果进行了对比,并针对几种不同桨尖形状的旋翼悬停流场进行计算,数值结果显示:后掠桨尖可减弱超临界流动。此外,还计算和分析了旋翼下方不同位置上的涡量分布。计算结果表明,本文方法能够有效地减少旋翼尾迹的数值耗散。
燃气轮机燃烧室进气孔流量系数的数值模拟
崔玉峰, 徐纲, 田学清, 黄伟光
2005, 20(2): 192-196.
摘要 PDF(294KB) icon1655 icon453
摘要:
采用数值模拟方法研究了简单平圆孔、某型燃气轮机的气膜冷却孔的流量系数与几何参数和流动参数的关系,并得到了简单的流量系数的计算公式;将得到的简单平圆孔的计算公式与实验资料和理论分析结果进行了比较,吻合的很好。还研究了当用缝隙代替冷却孔来简化燃烧室几何时如何确定缝隙的面积。计算结果表明用数值模拟来确定燃烧室进气孔的流量系数是一种可行的并且简单、有效、准确的方法。
主燃烧室冲击/发散双层壁冷却方式壁温验证试验研究
许全宏, 林宇震, 刘高恩
2005, 20(2): 197-201.
摘要 PDF(309KB) icon1644 icon471
摘要:
为检验冲击/发散双层壁冷却方式在真实工况下的冷却效果,在单头部高温高压燃烧试验台上对3种结构的冲击/发散双层壁实验件进行单头部高温高压综合验证考核试验。实验参数模拟推比10一级发动机燃烧室设计点参数进行综合考核验证。实验结果表明冲击/发散双层壁火焰筒冷却气量约为20%,总冷却效率在0.85～0.96之间,壁温低于1150K。
侧向互击型层板喷注单元的喷雾特性
郭志辉, 曹永, 黄勇
2005, 20(2): 202-207.
摘要 PDF(402KB) icon1621 icon450
摘要:
对侧向互击型层板喷注单元的喷雾特性进行了试验研究。利用PDA测量了喷雾场下游典型截面上各点的液滴速度、直径、体积通量等参数。分析了喷注单元的雾化过程和喷雾特点,同时研究了混合比和喷注单元的结构参数流道截面积比、喷口宽度的影响。实验结果表明,混合比的提高有利于雾化和喷雾分布;喷注器的结构参数对雾化质量、液雾的空间分布特性具有重要影响。在喷口槽宽合适时,存在最佳的流道截面比,有利于改善雾化。对于一定的流道截面比和混合比,存在最佳的喷口尺寸使雾化质量和喷雾分布最优。结果表明,对于侧向互击型层板喷注器,通过合理的选结构参数,能够控制推进剂的雾化、空间分布和混合,实现所需要的喷雾分布。
直升机动力舱流场及温度场的模拟
王芳, 余建祖, 谢永奇
2005, 20(2): 208-213.
摘要 PDF(464KB) icon1608 icon475
摘要:
应用非结构网格,建立了直升机发动机动力舱的有限元模型,并根据舱内实际冷却气体的流通情况,采用SIMPLE算法,求解了流动和传热的控制方程,模拟了动力舱内流场与温度场的分布,研究了流场、压力场及温度场之间的依变关系。在此基础上针对现有设计存在的问题,提出了动力舱冷却系统的改进方案,并对不同方案的改进效果进行了分析比较。
动态湿润与动态接触角的实验
王晓东, 彭晓峰, 王补宣
2005, 20(2): 214-218.
摘要 PDF(309KB) icon1470 icon448
摘要:
利用精密步进电机、高速CCD图像采集系统、立体显微镜,采用液槽法测试硅酮油在玻璃、铝、不锈钢表面上的动态湿润行为。实验结果与前驱膜模型对比表明,无量纲参数λ在玻璃、铝和不锈钢表面上分别取值0.07,0.16和0.35时,二者吻合较好,表明动态接触角不仅是静接触角和毛细数的函数,也和固体表面性质有关。实验同时发现,对于低毛细数下成立的Hoffman-Voinov-Tanner定律(Cazabat推荐适用于CaD<1或θD<10°),直到动态接触角达到70°依然成立,用前驱膜模型可给出合理解释。
发动机滑油散热系统性能计算方法及其应用
杨春信, 张丽娜, 郭晖
2005, 20(2): 219-224.
摘要 PDF(386KB) icon1854 icon416
摘要:
讨论了安装鼓风机引起滑油附加温升的原因并提出了合理的计算模型,完善了滑油散热系统性能计算方法。研究表明,在建立良好的物理模型的基础上,应用遗传算法对模型结构参数进行优化,可以显著提高系统模型的精度,减小系统性能计算误差。应用本文的计算模型分析了温控活门对滑油温度的影响,并建立了预测燃、滑油瞬态温度值的方法,为发动机的安全运行提供了指导。本文方法的优点是只需少量滑油系统试验数据即可获得满意的模型拟合结果,从而大大节约了试验费用,提高了试验效率,并能有效预测试验难以达到的恶劣条件下的滑油散热性能。
预混气爆震波在不同直径管间的传播特性
韩启祥, 王家骅
2005, 20(2): 225-229.
摘要 PDF(279KB) icon1542 icon422
摘要:
在管径20mm与60mm的两管间研究了预混气爆震波的传播特性,着重测量了爆震波传递过程中的压力与速度变化,并分析了预混气压力、浓度、当量比以及连接段尺寸等参数对爆震波传播的影响与规律。研究发现:小管中没有爆震时大管中仍然可以出现爆震波,小张角的连接段对爆震波的再触发有利,再触发后的爆震波其压力、速度受到预混气压力、浓度及当量比等参数的影响。
纤维增强复合材料有效性能分散性
宋迎东, 孙志刚, 高希光
2005, 20(2): 230-235.
摘要 PDF(605KB) icon1906 icon437
摘要:
利用改进算法的宏-细观统一通用单胞本构模型,采用Monte-Carlo方法研究了不同纤维形状、不同纤维排列方式以及纤维体积含量对纤维增强复合材料弹性模量、泊松比和热膨胀系数的分散性的影响。研究结果表明:复合材料有效性能的分散性小于组分的分散性。随着纤维体积比的增加,纵向有效性能的分散性加大;而横向有效性能除了椭圆形纤维的短轴方向的热膨胀系数之外,其它性能的分散性则都是下降趋势。纤维截面形状和排列方式对纵向性能的分散性几乎没有影响。方形和圆形纤维时,横向性能的分散性几乎相同,而椭圆形纤维时,则与它们有明显的差别。不同纤维排列方式下,横向性能的分散性都是不一样的。对于E11和G12,六角形和方形对角排列时其分散性较大,而矩形排列引起的分散性最小。随着纤维体积比的增加,不同排列方式下,横向热膨胀系数的分散性趋近于一致。本文得到的结论为复合材料及结构的概率设计提供了重要的参考。
基于Wigner分布和经验模态分解的减速器故障诊断
沈国际, 陶利民, 徐永成, 陈仲生
2005, 20(2): 236-239.
摘要 PDF(409KB) icon1908 icon430
摘要:
为了降低全寿命费用和增强飞行安全性,对减速器故障进行检测和故障诊断是非常必要的。减速器振动信号的冲击性振动信号往往可以与故障引起的冲击联系在一起,因此冲击性信号可以作为一个故障的表征形式。为了刻画故障信号,许多研究探索在时频域内寻找微弱的故障特征信号。Wigner分布是最为常用的一种时频分布。然而,故障特征信号经常被其他部件的振动信号和Wigner分布双线性运算固有的交叉项所污染。为了减少这些干扰,本文将Wigner分布与经验模态分解结合起来。不同于传统的直接计算Wigner分布,将经验模态分解作为一个预处理环节。振动信号被分解为一系列固有模态函数。仅仅计算与啮合振动相关的固有模态函数的Wigner分布。这种方法应用于减速器试验台数据,结果表明诊断效果得到了明显提高。
高速陶瓷滚动轴承等效刚度分析与试验
唐云冰, 罗贵火, 章璟璇, 高德平
2005, 20(2): 240-244.
摘要 PDF(542KB) icon1910 icon478
摘要:
高速旋转机械,尤其是微小型发动机广泛采用陶瓷滚动轴承。轴承支承刚度对高速转子——支承系统的动力特性有重要的影响。滑动轴承已有比较系统的动力特性数据库可供参考使用;滚动轴承一般按经验公式估算其刚度特性或简化为定常的弹性元件,但误差较大。本文分析了影响滚动轴承等效刚度的主要因素,提出了滚动轴承等效刚度的计算方法,并设计了试验装置,对陶瓷轴承的等效刚度进行测试。理论分析和试验取得了比较一致的结果。
疲劳裂纹扩展参数的寿命反推方法
鲍蕊, 张建宇, 王传胜, 费斌军
2005, 20(2): 245-249.
摘要 PDF(473KB) icon1528 icon454
摘要:
为解决腐蚀疲劳条件下无法由断口判读获得(a,N)数据集以确定裂纹扩展公式参数的问题,提出了确定疲劳裂纹扩展参数的寿命反推方法。通过与用(a,N)数据集全部数据拟合结果的比较,证明该方法在指数b=1的情况下适用,而在b≠1时偏差较大;指定破坏概率的载荷循环数和裂纹长度的比较结果,说明该方法的结果可用于概率损伤容限分析。
滚动轴承加工质量与振动的灰色关联度
夏新涛, 王中宇, 常洪
2005, 20(2): 250-254.
摘要 PDF(318KB) icon1522 icon441
摘要:
已经证明零件的加工质量对轴承振动会产生一定的影响,但现有的研究没有比较各种质量指标对轴承振动的影响程度。为此,通过实验研究,比较并评价不同性质的加工质量指标对轴承振动的影响程度。在研究中,采用两种航空轴承。考虑到统计理论的适用条件,采用了灰色系统理论。研究结果表明:结构尺寸误差参数对轴承振动的影响比较大,宏观形状误差参数和微观形貌参数对轴承振动的影响比较小。这表示轴承的宏观形状误差和微观形貌误差已经达到比较高的质量水平,以至于对轴承振动的影响不再成为主要因素,而轴承的结构尺寸参数及其公差存在着设计方法上的一些问题,从而成为影响轴承振动的主要因素。
用传递矩阵法分析缘板干摩擦阻尼叶片的减振
李全通, 廖明夫
2005, 20(2): 255-261.
摘要 PDF(488KB) icon1577 icon439
摘要:
针对在叶片缘板部位设置干摩擦阻尼块后的叶片减振效果问题,进行理论模型简化后,利用传递矩阵法进行分析计算。为了验证传递矩阵法的计算结果,利用ANSYS有限元程序对缘板干摩擦阻尼叶片减振进行计算。两种计算方法所得结果基本一致,说明适合于链状结构系统的传递矩阵法可以成功应于板状结构系统,且算法与结果均正确。
叶轮机转子内流动的三维跨声Navier-Stokes方程组数值计算
魏玲, 葛宁
2005, 20(2): 262-266.
摘要 PDF(486KB) icon1801 icon454
摘要:
应用有限体积法及Baldwin-Lomax代数紊流模型求解叶轮机转子内流动的三维可压缩非定常薄层Navier-Stokes方程组,计算一个绕X轴等转速旋转的转子内流场问题,用当地时间步长方法来加速收敛。采用隐式算法对对流通量进行求解,而扩散通量采用显式算法。采用高阶TVD下的Roe格式计算对流通量,采用中心差分格式计算扩散通量。关于守恒变量Q的非线性方程组,采用牛顿迭代方法求解,线化后的方程用对称的Gauss-Seidle方法求其渐近解。应用该算法模拟了转子NASARotor67流场,与试验做了大量的对比研究,包括性能、等马赫线以及总压和总温等等。在最高效率点附近计算与试验比较接近,但在靠近失速点时计算与试验略有差别。
三维扩压叶栅非定常流动机理研究的频谱分析
吴鸿斌, 郑新前, 周盛
2005, 20(2): 267-272.
摘要 PDF(397KB) icon1407 icon434
摘要:
计算了三维直叶栅在不同攻角、不同马赫数下的流动情况,得到流场的非定常解,并进行了频谱分析,对叶栅非定常流动的流场结构和流动机理做了初步的探讨。分析计算结果表明:在来流均匀,定常边界条件下,叶栅内流动仍然表现出强烈的非定常性。分离区和尾迹中的流动,以旋涡的有规律周期性脱落为主要的运动形式。旋涡脱落的频率,随着攻角和马赫数的变化而变化:同马赫数下,攻角越大,频率越低;同攻角下,马赫数越高,频率越高。同时,在同一工况下,旋涡频率沿叶高呈非均匀分布,叶中区域频率相对低,靠近端壁区频率相对高。
高频压力探针动态性能的补偿方法
郭勇, 王效葵, 王洪伟
2005, 20(2): 273-277.
摘要 PDF(350KB) icon1501 icon434
摘要:
在压气机流场的动态测试中,为了应用现有的高频压力探针测得更高频率的信号,需要展宽高频压力探针的工作频带。在对高频压力探针进行动态校准的基础上,利用动态补偿数字滤波器技术展宽高频压力探针的工作频带从而改善高频压力探针的动态特性,提高了高频压力探针的响应速度。
轴流式压气机近失速状态端壁流动时频分析
张朴, 李应红, 尉询楷, 吴云, 张百灵
2005, 20(2): 278-281.
摘要 PDF(391KB) icon1769 icon456
摘要:
为准确辨识某型单轴涡喷发动机压气机近失速点的流动特征,对其端壁静压信号进行了时频分析。时频分析结果表明,近失速点的工况下,与其它各级相比,压气机第一级静子机匣壁面流动变化最为显著;随着发动机工作点沿共同工作线趋近喘振边界,压气机第一级静子机匣壁面静压信号中以550Hz为中心的宽带信号开始出现并逐步增强。所发现的压气机端壁流态特征可用于发动机节流过程中工作点接近失速边界的程度的判定,具有一定的工程应用价值。
航空发动机数控系统执行机构回路故障诊断和容错控制方法
蒋平国, 姚华, 孙健国
2005, 20(2): 282-286.
摘要 PDF(227KB) icon1802 icon515
摘要:
提出了航空发动机数控系统执行机构控制回路基于数学模型的故障诊断方法,以及针对执行机构位置传感器故障的控制算法容错控制方法。工程应用结果表明能显著提高故障诊断准确性和快速性,有效地实现容错控制,且实施方便、实时性好,对提高航空发动机数控系统工作可靠性具有重要作用。
航空发动机递归神经网络分路式解耦控制
刘建勋, 李应红, 陈永刚, 尉询楷
2005, 20(2): 287-292.
摘要 PDF(367KB) icon1638 icon459
摘要:
针对航空发动机多变量控制中变量之间的耦合问题,提出了一种基于递归神经网络的分路式动态解耦控制方法,给出了发动机双路式解耦控制系统的结构及其解耦原理和算法。利用递归小波网络较强的动态非线性映射能力,在线完成发动机各控制通道的模型辨识,并回馈对应的灵敏度信息;神经网络PID控制器根据回馈的信息在线自适应调整参数,实现发动机各通道的准确跟踪和分路独立控制。仿真表明,该方法在保证控制系统良好的动态和稳态性能的同时,有效地减小了各回路之间的耦合影响,能够成功应用于发动机控制系统的解耦。
航空发动机自适应逆控制研究
胡文霏, 黄金泉
2005, 20(2): 293-297.
摘要 PDF(474KB) icon1483 icon468
摘要:
将自适应逆控制方法应用于航空发动机控制系统中,用横向滤波器实现了发动机的建模和逆建模,设计了发动机转速自适应逆控制系统。针对系统存在的稳态误差,提出了带积分环节的发动机自适应逆控制结构,提高了系统的稳态精度。飞行包线内的数字仿真结果表明,自适应逆控制方案精度高、跟踪快、鲁棒性较强。
基于支持向量机的航空发动机故障诊断
徐启华, 师军
2005, 20(2): 298-302.
摘要 PDF(288KB) icon1727 icon566
摘要:
支持向量机是一种具有完备统计学习理论基础和出色学习性能的新型机器学习方法,它能够较好地克服神经网络容易出现的过学习和泛化能力低等缺陷。提出一种基于支持向量机的航空发动机故障诊断方法,应用该方法成功地对发动机气路部件的几种典型故障进行了正确诊断。在对检验样本施加噪声后,支持向量机构成的故障分类器仍然能够满足发动机故障诊断的要求,表明提出的故障诊断算法具有良好的鲁棒性,可以作为工程应用的基础。
基于神经网络和D-S证据理论的发动机磨损故障融合诊断
陈果
2005, 20(2): 303-308.
摘要 PDF(551KB) icon1443 icon459
摘要:
运用了4种最常用的滑油分析技术——铁谱分析、光谱分析、颗粒计数分析及理化指标分析,同时结合发动机试车台监测数据,提出运用神经网络和D-S证据理论对发动机试车状态进行融合诊断的方法。首先依据各种分析方法的标准磨损界限值,将原始数据进行了预处理,统一转换成故障征兆的布尔值;其次,建立各子神经网络的拓扑结构,并依据专家经验建立各子系统的输入征兆与故障论域的映射关系,从而得到各子神经网络的训练样本,对各网络进行成功训练后,利用神经网络实现各子网络的诊断并得到中间诊断结果;然后,将每种方法的神经网络诊断结果作为对各种故障模式的基本概率分配值,利用D-S证据理论,实现对神经网络的诊断结果的融合,从而得到最终的融合诊断结果;最后,运用算例表明了本文方法的有效性。
基于LMI涡扇发动机混合加权灵敏度H_∞动态输出反馈控制
覃道亮, 王曦, 郑铁军
2005, 20(2): 309-313.
摘要 PDF(329KB) icon1560 icon447
摘要:
利用回路整形和内模原理方法,选取合理频率域加权函数,结合实际被控对象状态空间模型,得到某广义被控对象状态空间模型,将原控制要求问题转化为标准H∞控制问题。基于LMI(LinearMatrixInequality)方法,对此广义对象进行最优H∞动态输出反馈控制器设计,进而求得原被控对象的控制器。以某型涡扇发动机为被控对象,进行混合加权灵敏度H∞动态输出反馈控制器设计,并在飞行包线范围内,进行了发动机控制系统非线性仿真验证。结果表明,此控制器满足抗干扰性、跟踪性要求,并具有一定鲁棒性。
基于混沌变量的航空发动机性能监控与故障诊断
侯胜利, 胡金海, 李应红
2005, 20(2): 314-317.
摘要 PDF(414KB) icon1384 icon421
摘要:
针对在利用综合加权法计算表征发动机整体性能的综合指数时,各参数的权系数难于确定,本文提出利用混沌变量确定各参数的权系数,使优化得到的综合指数值比采用专家调查法所得到的综合指数值更能灵敏、准确地反映发动机整体性能的变化情况,提高了发动机性能正常与否的识别率,并以此来发现发动机潜在早期故障,防止故障的扩大。通过对某型涡扇发动机进行监控,证明该方法确实有效。
环境压强对电弧喷射推力器性能的影响
肖应超, 刘宇, 张振鹏
2005, 20(2): 318-322.
摘要 PDF(319KB) icon1811 icon455
摘要:
为了详细研究环境压强对电弧喷射推力器性能的影响,对低功率氮氢电弧喷射推力器在不同环境压强下的工作性能进行了比较计算。采用二阶精度无波动、无自由参数的耗散差分格式(NND格式)和经典龙格库塔方法求解耦合电磁源项的N-S方程组,采用高斯-塞德尔超松弛迭代方法数值求解电磁场方程。计算结果给出了不同环境压强下推力器的推力、比冲、推进效率和出口平面冲量密度分布。结果分析定量地阐释了环境压强对推力器性能的影响,能为推力器的实验研究及空间应用提供参考。
气动谐振加热基础试验
俞南嘉, 张国舟, 宋雅娜
2005, 20(2): 323-327.
摘要 PDF(307KB) icon1527 icon448
摘要:
为了进一步掌握气动谐振加热的规律,为气动谐振点火器的研制提供试验基础,在原有气动谐振加热初步试验研究的基础上对谐振气体流量变化,不同的排气孔形式以及不同内径的谐振腔对谐振加热性能的影响进行了研究。通过大量的气动谐振加热基础试验,得到了谐振加热性能随不同参数变化的规律,为气动谐振点火器结构参数的选择提供了试验基础。
对全流量补燃循环发动机系统的研究与分析
胡伟, 张青松
2005, 20(2): 328-333.
摘要 PDF(359KB) icon1804 icon448
摘要:
论述了全流量补燃循环氢氧发动机的工作过程,并给出了基于这种循环方式的发动机的系统简图。根据现有的氢氧发动机的研制现状,针对全流量补燃发动机进行了系统参数的平衡计算。从这种循环方式的工作机理出发,结合参数计算得到的结果对这种循环方式的发动机的先进性进行了讨论。认为这种循环方式的氢氧发动机可以具有更高的可靠性,以及能够获得更高的性能,能够满足人们现在对高可靠性,低成本,可重复使用的液体火箭发动机的要求。
一种小型全流量补燃循环火箭发动机实验装置
张青松, 胡泽保, 胡伟
2005, 20(2): 334-338.
摘要 PDF(323KB) icon1593 icon441
摘要:
介绍一种新的液体火箭发动机动力循环型式—全流量补燃循环的概念及其相对于其它动力循环的优点。为研究这一先进的循环系统,设计了一套小型全流量补燃循环氢/氧火箭发动机实验装置。结合该装置的系统方案,对其进行一维管路计算;通过对2个预燃室进行热力计算,确定了其燃烧温度和预燃气体的热物理性质;在燃烧室压强和混合比大范围变化的情况下,对氢氧推进剂的比冲特性进行探讨,以此确定燃烧室压强为4.0MPa,推进剂余氧系数为0.75。最后估算出该实验装置所能产生的推力为4018.77N。
液体火箭发动机试验台贮箱增压系统模块化仿真
陈阳, 高芳, 张振鹏, 陈锋
2005, 20(2): 339-344.
摘要 PDF(376KB) icon1738 icon437
摘要:
采用一维理想气体流动的有限元状态变量模型,运用模块化建模与仿真方法和Fortran90语言进行了某液体火箭发动机试验台贮箱增压系统工作过程的仿真,获得了细致的管网状态参数分布曲线,为分析贮箱增压系统的工作过程及各组件的作用提供了数值依据。数学模型和模块化建模与仿真方法显示出较好的有效性和通用性。

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