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2005年  第20卷  第3期

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研究论文
多因子异方差分析
傅惠民, 邬文娟
2005, 20(3): 345-350.
摘要:
提出一种多因子异方差分析方法,在变异系数相同的条件下,详细讨论了单因子、双因子以及多因子异方差分析。该方法可以对多个正态母体是否具有某种不同的均值进行检验和估计。并且通过少量试验,对仿真和数字化设计结果进行检验,分析各个因素(因子)对仿真和数字化设计结果的影响,以确定哪些因素已被正确仿真,而哪些因素尚未被正确模拟,从而指导仿真软件的编制。此外,该方法还可以根据试验数据对仿真和数字化设计结果进行修正。
不完全数据回归分析方法
王华胜, 傅惠民
2005, 20(3): 351-354.
摘要:
基于不完全数据顺序统计量,提出一种不完全数据回归分析方法。建立不完全数据回归方程,给出回归系数的最佳无偏整体估计及其协方差矩阵。文中详细讨论了工程中常见的极值分布、Weibull分布和正态分布的等尺度和非等尺度(或异方差)线性回归分析。该方法可以将各个不同状态下的不完全数据作为一个整体进行统计分析,具有信息量大、精度高的特点。
边界层转捩的数值模拟
杨琳, 邹正平, 宁方飞, 陈懋章
2005, 20(3): 355-360.
摘要:
在数值模拟中将Abu-Ghannam&Shaw(AGS)转捩模型引入到湍流模型中,以考虑流动中的层流和转捩现象,并在此基础上,分别对低雷诺数情况下的平板和涡轮叶栅流动进行了模拟,并与实验结果进行了比较,表明加入转捩模型可以较好地描述边界层的转捩过程。同时,结果还表明AGS转捩模型对压力梯度变化较大情况下的模拟稍有偏差。
温度畸变发生器的设计与实验
侯敏杰, 刘大响, 王惠儒
2005, 20(3): 361-367.
摘要:
介绍了航空发动机温度畸变试验装置设计技术与研制方法,主要设备及设计技术指标,以及用A型涡轮喷气发动机B型涡轮风扇发动机调试和对比试验结果。调试试验结果表明:温度畸变发生器主要技术指标满足发动机进口温度畸变的需求,该装置具有高的工作可靠性、可控性和稳定性。
超燃冲压发动机磁控进气道设计影响因素分析
鲍文, 常军涛, 牛文玉, 于达仁
2005, 20(3): 368-372.
摘要:
阐述了磁控进气道的基本原理,建立了一维数学模型。对磁控进气道设计影响因素磁感应强度、负载系数和通道截面积变化率进行了特性分析,得到磁控进气道出口参数随设计参数的变化规律,为磁控进气道设计提供了依据。给出了一组磁控进气道设计参数,仿真结果表明采用磁控进气道技术可以有效地调节燃烧室进口来流状态,提高比冲,拓宽飞行马赫数范围。
定几何混压式轴对称超声速进气道设计及性能计算
陈兵, 徐旭, 王元光, 蔡国飙
2005, 20(3): 373-379.
摘要:
给出了定几何混压式轴对称超声速进气道型面设计及性能计算方法,进行了算例计算。对亚临界状态下脱体激波的计算进行了研究,给出了进气道临界状态性能参数随飞行马赫数和高度的改变而变化的曲线。分析了进-发匹配过程,以及进气道的自调节能力。计算得到了基于进气道性能最优,即进气道工作在临界状态条件下,碳氢燃料冲压发动机的供油规律,为进气道大范围寻优设计打下了基础。
等熵轻质活塞风洞中主要部件尺寸的确定
李立人, 林霞
2005, 20(3): 380-383.
摘要:
等熵轻质活塞风洞是一种工作时间很短的风洞,作为气源适合于瞬时热传导测量技术的研究工作。在研究了此风洞工作特性的基础上,提出了确定风洞中主要部件尺寸的方法,为风洞全面设计提供依据。压力比P0/P和trun是确定管道尺寸的主要参数,匹配压力振荡最大振幅的允许值是确定活塞质量的关键。
高空舱内次流与真空度对发动机台架测量推力影响的分析
侯敏杰, 刘志友, 文刚
2005, 20(3): 384-388.
摘要:
通过高空舱内冷却空气流动与高空舱内外压差对发动机测力系统作用的分析,阐明了高空舱内次流和真空度对发动机台架测量推力影响的作用机理和本质差异,并从理论上论证了次流作用和真空度作用对测量推力影响的试验确定方法。
尾缘修形的二元喷管内外流场数值研究
李荣松, 王强, 额日其太
2005, 20(3): 389-393.
摘要:
针对美国第四代战斗机F-22在二元收-扩喷管设计应用上的特点,利用时间推进的有限体积法对二元喷管尾缘修形前后非矢量状态下的内外流混合流场进行了数值模拟。结果表明:二元喷管出口尾缘修形使得喷管出口下游流场中出现了很强的流向涡,能够促进内外流的强化混合,对缩短高温核心区、加快尾喷流沿流向的温度衰减有明显效果,对抑制尾喷流的红外辐射有一定好处。
雷诺数对涡扇发动机性能及稳定性影响
肖洪, 吴虎, 廉筱纯
2005, 20(3): 394-398.
摘要:
综合了Wassell方法和经验数学模型两种雷诺数修正方法,对风扇、压气机、高低压涡轮的部件特性进行了雷诺数修正。运用修正后的部件特性分别对3种涡扇发动机进行了性能计算,定量计算出了雷诺数对涡扇发动机性能的影响程度。计算结果表明:在低空区雷诺数对涡扇发动机性能和稳定性影响可以忽略不计;但在高空低速区,雷诺数对涡扇发动机性能和稳定性影响显著;涡轮前总温剧烈升高;推力增大3%~6%、耗油率增大8%~10%;稳定裕度下降19%~39%。因此在高空低速区航空发动机性能数值模拟必须考虑部件特性雷诺数的影响。
改善涡扇发动机多任务适应性的途径探讨
李志刚, 吴学辉, 陶增元
2005, 20(3): 399-402.
摘要:
基于改善涡扇发动机多任务适应性的目的,提出了两种解决方案。利用加力燃油的热容,改善涡扇发动机的性能。在预冷换热效果能实现设定数值的假设前提下,计算了预冷换热对发动机性能的影响,对两种途径的可行性进行了分析。结果证明所提出的两种途径对于涡扇发动机的性能和多任务适应性有很大改善。
离心压气机温升效应对涡轴发动机起动性能的影响
蔡建斌, 成本林, 刘杰, 李逢春
2005, 20(3): 403-406.
摘要:
介绍了涡轴发动机起动过程中部件材料温升对离心压气机效率影响的数学模型。按照某涡轴发动机起动供油规律,利用建立的数学模型计算了此发动机起动性能,并和发动机试验结果进行比较,以验证模型建立的准确性。然后,利用建立的数学模型分析部件材料温升对燃气涡轮轴发动机起动性能的影响。
某型航空发动机涡轮盘结构可靠度计算
蒋向华, 杨晓光, 王延荣
2005, 20(3): 407-412.
摘要:
针对传统涡轮盘确定性应力和寿命计算上对参数分散性考虑的不足,采用应力—强度干涉法和模糊概率积分法(FPI)计算某型航空发动机涡轮盘关键位置的结构可靠度,将两种方法结果进行对比分析,说明FPI方法的有效性和快速性,并分析了干涉法计算中的某些近似对可靠度计算结果带来的影响,最后采用FPI方法计算了整个涡轮盘的结构可靠度分布,该结果对掌握整个涡轮盘的可靠度水平及对涡轮盘进一步设计具有参考价值。
改进整体传递矩阵法计算复杂转子系统临界转速
李育锡, 王三民
2005, 20(3): 413-417.
摘要:
提出了一种基于整体传递矩阵法的改进传递矩阵法。新方法将Riccati变换及奇点消除方法应用于整体传递矩阵方程,导出了耦合单元和非耦合单元的Riccati传递矩阵计算公式。这种方法克服了传统传递矩阵法的缺点,易于开发通用计算程序。文末给出了数值算例,计算结果表明了该方法的有效性和正确性。
一种修正的应变范围区分法
胡绪腾, 宋迎东
2005, 20(3): 418-423.
摘要:
针对高强度、低延性材料非弹性应变范围小、难以区分的特点,提出一种修正的应变范围区分方法。该方法不区分非弹性应变中的塑性和蠕变,定义了3种基本类型的非弹性应变范围,即拉伸塑性-压缩塑性非弹性应变范围、拉伸塑性和蠕变-压缩塑性非弹性应变范围和拉伸塑性-压缩塑性和蠕变非弹性应变范围。对同时包含拉/压蠕变的循环,采用线性累积损伤法则预测其寿命。用Rene’95材料650℃下控制应变的循环松弛试验数据对修正方法进行了验证,结果表明:对Rene’95材料的蠕变疲劳寿命,修正方法的预测能力好于应变范围区分法(SRP),对基本试验的寿命预测精度基本上在2倍范围之内。
挤压式磁流变液阻尼器—转子系统的振动控制试验
汪建晓, 孟光, 陈运西
2005, 20(3): 424-428.
摘要:
以小型航空发动机的转子和支承结构为设计参考,设计和制造了一种支承在挤压式磁流变液阻尼器上的单盘转子系统,并试验研究了在不同控制电流条件下系统的不平衡响应特性。试验发现,磁拉力对一阶临界转速和临界振幅的影响可以忽略;油膜反力可降低转子系统在无阻尼临界转速处的振幅,并使临界转速增加。根据这一特性,提出用开关控制能使阻尼器具有最佳的减振效果。研究表明,挤压式磁流变液阻尼器具有结构简单、控振效果明显、反馈迅速等特点,在高速柔性转子系统的振动控制中极具应用前景。
模型机匣/叶片的包容性数值分析
于亚彬, 陈伟
2005, 20(3): 429-433.
摘要:
应用有限元分析方法研究了模型叶片飞断后撞击模型机匣的响应,模拟了不同厚度机匣结构和不同材料的模型叶片以及叶片不同飞断转速下机匣的包容能力,对不同应变率下机匣的响应进行了计算和对比分析,并评价了主要参数对机匣响应的影响。计算结果与试验结果对比表明两者具有较好的一致性。
齿轮耦合复杂转子系统弯扭耦合振动分析的轴单元法
欧卫林, 王三民, 袁茹
2005, 20(3): 434-439.
摘要:
针对存在非平行轴的多分支齿轮耦合复杂转子系统,基于子结构分析理论,将系统中的每一根轴视为单元,将齿轮啮合力视为单元的激振力,在局部坐标系中采用集总质量法建立该单元的振动方程;在系统总体坐标系中,将各单元的振动方程联立,形成齿轮耦合复杂转子系统弯扭耦合振动方程,通过数值求解,获得系统固有频率和动态响应。采用所提出的轴单元法,对某航空发动机启动系统进行了模态和强迫振动特性分析。
镍基粉末冶金高温合金的压缩疲劳性能研究
王安强, 岳珠峰, 杨治国
2005, 20(3): 440-443.
摘要:
对镍基粉末冶金高温合金的压缩强度和压缩疲劳性能进行了试验,结合拉-拉应变疲劳试验数据,证明粉末冶金高温合金具有良好的耐压能力,抗压强度极限比抗拉强度极限高出约50%。不同载荷形式的疲劳试验结果发现,粉末冶金高温合金试样的压-压疲劳性能十分优良,不易产生压缩疲劳破坏。对试样的破坏断口进行了扫描电镜分析,初步分析了材料在不同疲劳载荷作用下的细观破坏机理。
转静态封严篦齿流场的数值分析和封严特性的试验
王锁芳, 吕海峰
2005, 20(3): 444-449.
摘要:
采用标准k-ε模型及RNGk-ε模型验证了前人的试验结果,最大误差分别为2.5%,15.9%。对4道、7道环型直通式篦齿,在转静状态下采用非结构化网格和SIMPLE算法,求解了不同转速的速度场和压力场;并试验研究了不同转速、齿数工况的封严效果,探讨了篦齿前后压比与泄漏系数的变化关系。表明转速对篦齿封严的影响不明显,变化幅度在3.6%;低压比情况下,随着压比增大,在相同泰勒数变化范围内,泄漏系数略有增大。
粘性流体对流换热问题用直角坐标网格的解法
谢晓俊, 康宁
2005, 20(3): 450-455.
摘要:
研究了非结构化直角坐标网格全贴体求解粘性不可压流体自然对流换热问题。该方法在于利用直角坐标网格但通过在边界附近保留不规则控制体,使得算法是完全贴体的。利用此数值方法对二维倾斜空腔内的自然对流及上固体边界移动时的对流换热问题进行计算,并与STAR-CD的计算结果进行比较。对比结果表明,该方法计算的结果与STAR-CD的结果很接近,可以满足一定精度要求。
复合式气冷涡轮导叶冷却设计与试验
郭文, 吉洪湖, 蔡毅, 刘玉芳, 呼艳丽, 潘炳华
2005, 20(3): 456-459.
摘要:
介绍了某型复合式气冷涡轮导叶的冷却设计与试验研究,在较高的温度和压力条件下,进行了真实叶片的冷却效果试验。通过对试验状态的对比计算及试验结果的分析,结果表明:所设计的涡轮复合式气冷导叶在较宽广的冷气流量比范围内,具有良好的冷却特性,计算结果与试验结果吻合较好。
燃气分析测量高温燃气温度的方法
钟华贵, 吉洪湖, 李继保
2005, 20(3): 460-466.
摘要:
叙述了两种根据燃气成分推算高温燃气温度的计算方法——效率/余气系数法和焓值守恒法。效率/余气系数法根据燃气分析得到的余气系数和燃烧效率计算燃气温度,按燃烧效率和余气系数计算方法的不同又划分为补燃法和全成分法;焓值守恒法根据燃气成分和焓值计算燃气温度。分析和比较了两种计算方法,这些方法已应用到燃烧室出口高温燃气温度测量中。
离心力场下热驱动换热准则关系式的确定
杨敏, 常海萍, 毛军逵, 白云峰
2005, 20(3): 467-471.
摘要:
建立了旋转条件下细微封闭循环通道中流体热驱动流动规律和换热特性的基本控制方程,并进行无量纲化,得到了影响流体热驱动换热的主要准则参数;在理论分析的基础上通过实验研究离心力场下以H2O为热驱动介质时各准则参数对换热的影响,拟合获得了离心力场下热驱动换热特性相似准则关系式。
瘤状冰结冰过程的数值模拟
陈维建, 张大林
2005, 20(3): 472-476.
摘要:
提出了一种可考虑粗糙度影响的瘤状冰结冰过程数值模拟方法。结合欧拉坐标系下空气-过冷水滴两相流动控制方程的计算,对飞机机翼在不同温度下的瘤状冰结冰过程进行了数值模拟,得到了NACA0012翼型4°攻角下结冰表面的瘤状冰冰形。通过与实验数据对比,表明该的方法是有效的。
燃烧室柱部直径对脉动发动机工作特性的影响研究
周宏平, 许林云, 茹煜, 周凤芳
2005, 20(3): 477-482.
摘要:
建立了直接测量Helmholtz型脉动发动机燃烧室内气流压力的压力测试系统,应用该系统可实时监测发动机内气流脉动情况。研究了燃烧室柱部直径对燃烧室内气流压力波形、发动机的工作频率、燃油消耗率和过量空气系数等参数之间的影响关系。结论为在所研究的燃烧室柱部直径变化范围内,燃烧室柱部直径的变化对这些参数的影响并不明显,而油门开度对这些参数的影响却较大。
航空发动机轴承腔热分析计算
葛治美, 韩振兴, 张恩和, 李国权, 邢俊
2005, 20(3): 483-486.
摘要:
轴承腔热分析计算的目的是确定轴承腔的热负荷和温度分布。采用二维轴对称稳态导热的有限元程序,对某型发动机中轴承腔进行了热分析计算。程序功能比较齐全,使用方便。可从AUTOCAD直接输入图形数据,用ALGOR工程软件分网译码进行前处理,用ANSYS工程软件进行后处理。选用相关经验公式计算摩擦热及换热系数。实例计算结果表明程序计算结果合理,精度满足工程要求。
无人驾驶直升机发动机模糊自适应PID控制
黄向华, 彭召勇
2005, 20(3): 487-493.
摘要:
针对某型无人驾驶直升机发动机控制的特点,提出恒量供油、恒速控制和总距前馈补偿控制的复合控制策略,在飞行控制计算机内建立发动机模糊自适应PID控制器,利用模糊规则和推理来在线调整PID参数,使发动机安全平滑启动,并在各种功率状态下保持输出轴转速恒定。经含实物仿真试验、地面试车、系留试验以及无人机整机试飞测试,所设计的发动机控制方案动态响应速度快,对总距变化等干扰的抑制作用强,能保证主旋翼在各种飞行状态下获得最佳的气动效率,改进无人直升机的飞行性能。
基于混沌变量的航空发动机模糊神经网络控制
侯胜利, 吴云, 刘建勋, 李应红
2005, 20(3): 494-498.
摘要:
针对模糊神经网络控制器中模糊规则的设计和神经网络权值的确定存在困难这个问题,提出了混沌优化控制方案,将混沌优化算法应用到航空发动机模糊神经网络控制中,利用混沌优化算法对模糊神经网络的参数进行优化。仿真结果表明,设计的模糊神经网络控制器具有良好的性能。
基于扭矩特性的航空发动机起动系统数学模型
苏伟生, 孙健国, 程蓝, 胡世民
2005, 20(3): 499-502.
摘要:
简述了起动过程,分析了起动过程中起动扭矩与发动机扭矩及其负载扭矩特性间的关系,给出了起动机的选择原则,从而建立了基于起动机扭矩及发动机扭矩特性的发动机起动系统数学模型,并给出起动时间的计算方法。最后以典型发动机起动系统作为仿真实例验证了此方法的可行性。
MAPS方法在航空发动机性能寻优控制中的应用
王芳, 樊思齐, 吴丹, 任新宇
2005, 20(3): 503-507.
摘要:
利用模型辅助模式搜索方法(MAPS方法),研究了某型涡扇发动机基于部件级非线性实时数学模型的性能寻优控制。该方法是一种直接搜索方法,不需要计算发动机非线性模型对控制量的偏导数,并通过运用kriging方法构造非线性代理模型来减少发动机模型的调用次数,进而减少了计算量,提高了优化速度。应用MAPS方法对航空发动机最低油耗、最大推力和加力最大推力3种控制模式进行了优化计算,论文给出了优化计算结果。
基于相空间重构和神经网络的压气机机匣静压预测
吴云, 李应红, 尉询楷, 张朴
2005, 20(3): 508-511.
摘要:
建立了基于相空间重构和径向基神经网络的压气机机匣静压的预测模型。对试验数据进行相空间重构,分析其混沌特性,根据重构相空间的最小嵌入维数确定网络输入参数的个数,采用K均值聚类的方法优化网络的拓扑结构,根据时间序列的最大李亚普诺夫指数确定预测模型的最大有效预测步数,利用径向基神经网络的强大非线性映射能力,实现对时间序列的非线性预测,试验结果证明了该方法的有效性。该方法对压气机趋势监控具有一定的参考价值。
风机结构形式对其性能影响的数值与实验研究
杨春, 李秋实, 袁巍, 陆亚钧
2005, 20(3): 512-517.
摘要:
通过数值模拟和实验研究,对不同结构形式的轴流风机进行了对比分析。找出了由于风机生产条件限制而造成的几种不当结构影响风机整体性能的原因,以及风机中主要损失产生的位置。结果表明,在风机原始设计过程中,应从整体优化的角度出发,预先考虑工厂中产品实际配装的几何结构形式,然后调整相关气动设计参数,从而要使气动设计与产品实际结构相匹配。
遗传算法对压气机叶片排序的应用
唐绍军, 王旭, 朱斌
2005, 20(3): 518-522.
摘要:
采用遗传算法研究压气机叶片装配中的排序优化问题。详细给出了遗传算法的计算步骤、计算过程中叶片序列可行解的编码、交叉算子、变异算子的选择方法,建立了对叶片排序问题的适应度函数及其优化的评估方法。具体算例表明所建立的方法对压气机叶片排序问题有较高的效率和满意的准确度。
基于气动谐振点火器的氢氧变轨火箭发动机地面点火试验
宋雅娜, 俞南嘉, 马彬, 周文禄, 黄翔
2005, 20(3): 523-528.
摘要:
结合气动谐振点火器进行头部设计的氢氧变轨火箭发动机是一项新颖化学火箭推进技术,尤其适于空间站应用。在对适用于发动机头部结构方案的同轴氢氧谐振点火器进行大量特性试验研究的基础上,先后成功进行了发动机头部点火,发动机整体的单脉冲、双脉冲以及3.0s稳定燃烧几种工作状态下的多次试车试验,研制出满足相关技术要求的发动机地面试车样件。