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2009年  第24卷  第4期

首届试验仿真与数据挖掘测试与分析会议(624)
Designing a power plant with highest efficiency:results from SFB 561
DieterBohn
2009, 24(4): 717-728.
摘要:
The goal of Collaborative Research Centre(SFB) 561 "thermally highly loaded,porous and cooled multi-layer systems for combined cycle power plants" is to expand the current technological and scientific knowledge on power plants in order to achieve total efficiencies of 65% in a combined cycle power plant in the year 2025.Therefore,the aero-thermomechanical,structural-mechanical,materials' scientific and production fundamentals for the development of steam and gas turbine components that are able to withstand highest thermal loads are being worked out within this SFB.This means for the gas turbine that combustion chamber outlet temperatures of 1520℃ at 1.7MPa are to be attained.In order to control these high temperatures,it is not only required to develop new materials' solutions,including thermal barrier coatings,but also to apply improved cooling techniques,as for example effusion cooling.This novel cooling concept is to be realised through open-porous structures.These structures can consist of drilled open-porous multi-layer systems or open-porous metallic foams.The development of graded multi-layer systems is also extremely important,as the grading will enable the use of coolant in dependence of the requirements.The live steam parameters in the high pressure turbine are expected to be increased up to approximately 700℃ with pressure of 30MPa.These elevated steam parameters can be encountered with Ni-base alloys,but this is a costly alternative,associated with many manufacturing difficulties.Therefore,the SFB proposes cooling the highly loaded turbines instead,as this would necessitate the application of far less Ni-base alloys.To protect the thermally highly loaded casing,a sandwich material consisting of two thin face sheets with a core of a woven wire mesh is used to cover the walls of the steam turbine casing.The current state of the research shows that by utilising innovative cooling technologies a total efficiency of 65% can be reached without exceeding the maximum allowable material temperature,thereby prolonging the life-span.
Isothermal study of effusion cooling flows using a large eddy simulation approach
W. P. Bennett, J. J. Mc
2009, 24(4): 729-739.
摘要:
An isothermal numerical study of effusion cooling flow is conducted using a large eddy simulation(LES) approach.Two main types of cooling are considered,namely tangential film cooling and oblique patch effusion cooling.To represent tangential film cooling,a simplified model of a plane turbulent wall jet along a flat plate in quiescent surrounding fluid is considered.In contrast to a classic turbulent boundary layer flow,the plane turbulent wall jet possesses an outer free shear flow region,an inner near wall region and an interaction region,characterised by substantial levels of turbulent shear stress transport.These shear stress characteristics hold significant implications for RANS modelling,implications that also apply to more complex tangential film cooling flows with non-zero free stream velocities.The LES technique used in the current study provides a satisfactory overall prediction of the plane turbulent wall jet flow,including the initial transition region,and the characteristic separation of the zero turbulent shear stress and zero shear strain locations.Oblique effusion patch cooling is modelled using a staggered array of 12 rows of effusion holes,drilled at 30° to the flat plate surface.The effusion holes connect two channels separated by the flat plate.Specifically,these comprise of a channel representing the combustion chamber flow and a cooling air supply channel.A difference in pressure between the two channels forces air from the cooling supply side,through the effusion holes,and into the combustion chamber side.Air from successive effusion rows coalesces to form an aerodynamic film between the combustion chamber main flow and the flat plate.In practical applications,this film is used to separate the hot combustion gases from the combustion chamber liner.The numerical model is shown to be capable of accurately predicting the injection,penetration,downstream decay,and coalescence of the effusion jets.In addition,the numerical model captures entrainment of the combustion chamber mainstream flow towards the wall by the presence of the effusion jets.Two contra-rotating vortices,with axes of rotation along the stream-wise direction,are predicted as a result of this entrainment.The presence and characteristics of these vortices are in good agreement with previous published research.
菊花形混合器混合效率理论计算
刘友宏, 谢翌
2009, 24(4): 740-745.
摘要:
在菊花形混合器混合增强机理深入分析的基础上,采用环形流线流动模型、平板火焰扩散模型以及三维细长体近似法等,提出了涡扇发动机内外涵菊花形混合器在相同出口面积条件下,相对于环形混合器,其混合效率的解析解.对某涡扇发动机的多工况计算结果表明,菊花形混合器混合效率解析解的计算精度较高,可以用于菊花形混合器混合效率的快速计算.
内管射流占优时轴对称共轴射流结构分析
周华, 夏南
2009, 24(4): 746-752.
摘要:
以轴对称Reynolds-averaged Navier-Stokes(RANS)方程为控制方程模拟了内流占优条件下轴对称共轴喷嘴射流流场,并基于湍动能、速度和压强等流场参数的变化规律,将这类流场划分为交汇段、初始段和主流段等三个区段,给出三段流场的结构特征和流动机理,发现初始段内湍流动能大大低于单管射流,将导致共轴射流噪声低于单管射流;主流段内湍流动能则高于单管射流,将加强射流的掺混作用.将流量计算结果与试验结果进行了对比,证明使用的算法是有效的.
复杂结构角系数计算方法
张涛, 孙冰
2009, 24(4): 753-759.
摘要:
推导了能束在辐射半球面上均匀分布的角系数计算公式.根据面元间的位置关系,把有限元和能束均匀分布法相结合计算复杂结构的角系数.采用三角形网格统一表示边界面并根据边界面网格进行角系数计算的遮挡判断.计算结果表明,方法的计算精度比有限元法和蒙特卡洛法高,计算效率比蒙特卡洛法高,遮挡判断方法准确高效.
超声速燃烧气动斜坡喷注器研究
吴海燕, 周进, 邵艳, 张顺平, 孙明波
2009, 24(4): 760-765.
摘要:
为增强超声速燃烧过程的燃料混合,设计了通过喷嘴阵列形成流向涡强化混合的气动斜坡实验件.在直连式实验台上对气动斜坡实验件进行了纹影及油流谱等冷试实验研究.并采用大涡模拟(LES)方法数值模拟了超声速流场中气动斜坡的流动及燃烧特性.结果表明:气动斜坡喷注器的喷嘴阵列设计能有效加速喷流后流向涡的卷起,提高掺混特性;其燃烧过程也能使喷流形成的剪切层上抬,增进混合;由于喷流方向与主流方向夹角较小,总压损失也较物理斜坡、横向喷流等混合增强方式小.
微小型振荡热管的流动可视化实验
屈健, 吴慧英, 唐慧敏
2009, 24(4): 766-771.
摘要:
利用高速电荷耦合器件(CCD)对管内径分别为2.5,2,1,0.5 mm的振荡热管进行了可视化研究,记录了不同加热功率下热管内工质准静止和大幅振荡随时间交替变化的情况以及管内工质的流型变化情况.实验中观察到了泡状流、塞状流、半环状流、波环状流和环状流等.结果表明管径对管内的流型变化具有明显的作用.随着管径的减小,汽塞在加热段的形成主要由微/小气泡间的聚合发展演变成以单个气泡的膨胀长大为主.另外,管径的减小还使加热段周围容易生成长汽柱,而冷凝段内的汽塞则易于发生变形和断裂.对微细管径的热管来说,毛细波环状流是其重要特征,在冷凝段容易发生毛细波环状流向毛细塞状流的转变.
预旋对蜂窝密封和迷宫密封内流动传热特性影响
晏鑫, 李军, 丰镇平
2009, 24(4): 772-776.
摘要:
采用数值求解三维雷诺平均纳维尔-斯托克斯(RANS)方程技术,研究了进口预旋对典型航空发动机用光滑面迷宫密封和蜂窝密封的泄漏流动和传热特性的影响规律.计算了-0.3,0,+0.3三种预旋工况下,两种密封的流动特性和温升特性随压比的变化关系.计算结果表明:预旋对密封的泄漏特性和子午面上的流场形态的影响十分微弱;在相同压比条件下,正预旋会导致密封的总温升减小,而负预旋会导致密封总温升增大;蜂窝面的阻尼作用会削弱预旋对密封内温升特性的影响;进口无预旋或施加正预旋时,蜂窝密封的间隙热能比光滑面迷宫密封大,但进口施加负预旋时恰好相反.
直升机减速器滑油冷却系统的改进设计方法
李林蔚, 高红霞, 余建祖, 常莉
2009, 24(4): 777-782.
摘要:
对滑油冷却系统传统设计方法进行了研究.基于对换热器散热特性、减速器对滑油加热规律、系统热耦合过程的分析,提出了针对直升机减速器滑油冷却系统的改进设计方法,使得系统热耦合时滑油温度的计算和换热器的设计更为简捷,并考虑了变工况对系统热性能的影响,提高了系统设计的可靠性和效率.以某直升机减速器系统为例,编制了改进设计方法的VC++程序,进行了该减速器滑油系统的冷却设计,其设计结果与理论分析相吻合.
纳米流体强化倾斜丝网热管换热特性
马琦, 刘振华
2009, 24(4): 783-787.
摘要:
对纳米流体强化不同倾角轴向丝网热管的换热特性进行了实验研究,实验以水基CuO纳米流体作为工质,在稳压条件下运行,运行压力为7.45,12.38和19.97 kPa(对应的蒸汽饱和温度为40℃,50℃和60℃).实验结果表明,纳米流体质量浓度对倾斜热管的总热阻有明显的影响,存在一个使热管热阻最小的最佳质量浓度,此质量浓度为1.0%.倾角对热管的换热特性有很大的影响,倾角为45°左右时,热管的蒸发换热系数强化率最大.在此倾角下,蒸发换热系数最大增加了20%,热管的总热阻大约降低了15%.而最大热流密度的强化效果则随着热管倾角的增大而增强,最大增加25%左右.
大飞机动力
错频叶盘结构振动模态局部化特性分析
王建军, 于长波, 李其汉
2009, 24(4): 788-792.
摘要:
利用"错频失谐(Mistuning)"是进行颤振抑制的有效手段,但是否会导致较大叶盘结构振动局部化是需要进一步研究的问题.本文以典型压气机叶盘结构为例,通过引入实际的两种错频失谐方案,分析研究了谐调和"错频失谐"情况下叶盘结构振动模态特性和模态局部化性质.研究表明,"错频失谐"会引起显著的振动局部化,因此实际叶盘失谐设计中需要综合考虑颤振抑制和失谐振动局部化两方面.
转子故障的连续小波尺度谱特征提取新方法
陈果, 邓堰
2009, 24(4): 793-798.
摘要:
引入图像分析方法,提出了直接从转子故障信号连续小波尺度谱中提取图像纹理特征的新方法.首先,通过转子故障模拟实验台采集了不平衡、不对中、碰摩及油膜涡动等典型故障信号;然后,分析了故障信号尺度谱的差别及所提取出的数字特征对故障的敏感性;最后用结构自适应集成神经网络进行了智能诊断实验,结果表明了本文所提出的尺度谱数字特征对转子故障诊断的有效性.
高温、高应变率LY12铝压缩动态力学性能实验
谢若泽, 张方举, 邓志方, 卢子兴
2009, 24(4): 799-803.
摘要:
利用配备自动组装系统和高温加热系统的直径为 ф5 mm的Hopkinson压杆,对温度在20℃~400℃、应变率在(5~14)×103s-1范围内LY12铝的动态压缩力学性能进行了实验研究.实验中采用波形整形技术,有效地消除了入射波的高频振荡,提高了测试精度.实验结果表明:当实验温度低于200℃时,温度的影响较小,而高于200℃时,材料的温度软化效应将十分明显,且随着温度的升高,流动应力逐步降低;LY12铝的性质接近于线性硬化材料,随温度的升高,其硬化模量逐步降低;在(5~14)×103s-1应变率范围内,LY12铝的动态压缩性能的应变率效应并不明显.
涡轮盘低循环疲劳寿命的概率分析
高阳, 白广忱, 张瑛莉
2009, 24(4): 804-809.
摘要:
疲劳寿命呈现异方差特性,其标准差随弹性应变幅和塑性应变幅的减小而增大,因此在Man-son-Coffin公式中引入标准正态变量μ和线性标准差σep,将ε-N曲线参数表示为标准正态变量μ的函数,建立了低循环疲劳寿命的概率模型.针对某涡轮盘材料,在低循环疲劳试验数据的基础上应用异方差回归分析方法获得了概率模型的参数,应用该模型对涡轮盘销钉孔的低循环疲劳寿命进行了Monte-Carlo数值模拟,获到了寿命的概率分布.得到可靠度0.998 7的概率寿命与轮盘技术寿命相一致,相对误差仅为4%.该模型参数均来自疲劳试验数据的统计分析,寿命预测精度高,具有较好的工程应用前景.
转轴裂纹扩展的可靠性灵敏度分析
苏长青, 张义民, 马辉
2009, 24(4): 810-814.
摘要:
在Paris-Erdogan裂纹扩展模型的基础上,考虑裂纹扩展模型的随机参数影响,采用裂纹长度失效准则建立了旋转机械转轴裂纹扩展的可靠性模型,应用随机摄动理论和Kronecker代数导出了状态函数的前四阶矩,应用应力-强度干涉理论和四阶矩技术确定了转轴裂纹扩展的可靠度,利用矩阵微分理论和灵敏度技术系统地研究了转轴裂纹扩展的可靠性灵敏度问题.
一类基于颤振行列式的颤振分析新方法
谷迎松, 杨智春, 王巍
2009, 24(4): 815-818.
摘要:
提出了一类基于颤振行列式的颤振分析新方法,分别采用颤振行列式值的模,或颤振矩阵的模最小特征值这两个指标的频域下界,来直接确定颤振临界点.根据这两个指标在颤振临界点附近取极小值的特点,编制了相应的算法.数值算例验证了这两个指标在确定颤振临界点时的等价性.该方法与传统颤振分析方法的结果精度相当,并且根据颤振临界点处的颤振特征向量还可以定量给出各模态参与颤振耦合的程度.
叶栅流场中的气动阻尼研究
于航, 李琳
2009, 24(4): 819-824.
摘要:
从气动阻尼产生的机理出发,建立合理的气动阻尼模型;利用动网格技术,结合等效模态气动阻尼比的计算式,以Rotor37跨声叶栅为例,用弱耦合方法数值计算得到一弯、一扭与弯扭耦合模态的气动阻尼比,并考虑流场压力水平及叶片振幅对气动阻尼的影响.计算结果表明,在保证进出口压比不变的情况下,气动阻尼与压力成线性关系;在小振幅下,气动阻尼基本与叶片振幅无关.
叶轮机械
槽式处理机匣几何结构参数的正交试验
吴艳辉, 张皓光, 楚武利, 邓文剑
2009, 24(4): 825-829.
摘要:
针对一亚声速单级轴流压气机试验台,根据正交试验的要求设计了9种周向槽机匣处理结构.以其为载体系统地研究了槽式机匣几何结构参数对其扩稳效果的影响.正交实验结果表明:在两种换算转速下无需对所用可能组合的处理机匣结构进行试验,使用正交分析方法对试验结果进行分析都能成功预测扩稳效果最好的处理机匣结构型式.
等离子体气动激励抑制压气机叶栅角区流动分离的仿真与实验
吴云, 李应红, 朱俊强, 周敏, 贾敏, 苏长兵, 宋慧敏
2009, 24(4): 830-835.
摘要:
进行了等离子体气动激励抑制低速压气机叶栅角区流动分离的数值仿真研究,并进行了实验验证.小攻角情况下,叶片吸力面角区流动分离导致显著的尾迹总压损失.来流速度为50 m/s(雷诺数为223 000)时,等离子体气动激励可以有效的抑制角区流动分离,降低总压损失.激励电压、频率分别为10 kV和22 kHz时,50%叶高处的尾迹压力分布基本不变,60%和70%叶高处的最大总压损失分别减小了13.83%和10.74%.增加激励电极组数或激励电压,可以增强抑制效果.
某型带外涵核心机进口流场的数值分析与试验
肖敏, 庄欢, 郭昕
2009, 24(4): 836-842.
摘要:
针对某型核心机地面台和高空台试验中空气流量测量不一致的问题,开展了核心机进口流场的数值计算分析和试验研究.结果表明:距核心机内涵进口导流盆前缘1.2D~1.45D范围内的截面静压分布较为均匀.该核心机地面台和高空台试验中空气流量的差异,主要是由空气流量测量截面静压沿径向分布不均匀引起的.调整测量截面后,解决了地面台和高空台试验中空气流量测量值的差异性.
尾迹与涡轮叶栅边界层的相互作用
张伟昊, 刘火星, 李维, 邹正平
2009, 24(4): 843-850.
摘要:
通过实验和数值模拟的手段研究了尾迹与边界层的相互作用,其中上游叶排尾迹的模拟是通过在涡轮叶栅前设置周期性运动的圆柱实现的.研究表明,上游尾迹对涡轮叶栅边界层的发展有显著影响,在其作用下,吸力面边界层提前转捩,分离得到明显的抑制,利用尾迹与边界层相互作用的非定常效应可以明显提高低压涡轮叶栅气动负荷.
某型发动机高压12级转子叶尖间隙控制研究
罗飞腾, 宋文艳, 李建平, 李强
2009, 24(4): 851-857.
摘要:
以某型发动机为对象,采用CFD数值模拟,研究了高压压气机12级孤立转子在不同叶尖间隙值下的单通道流动细节,分析和比较了不同叶尖间隙值下该级转子的压比和效率,获得了最佳性能前提的叶尖间隙值,并讨论了最佳间隙下的流场结构.结合ANSYS有限元软件评估了转子叶片和轮盘在热-结构耦合作用下的径向应变.研究结果对改进转子叶尖间隙装配和控制具有较好的参考价值.
离心压气机通流反问题的损失模型研究
马平, 田晓沛, 单鹏
2009, 24(4): 858-866.
摘要:
在使用无粘性控制方程组加熵方程的准三维流线曲率法S2,m流面反问题的离心压气机设计系统中,必须引入关于转子、静子以及无叶扩压段的流动损失模型.经分析首先选择了Galvas M.R.的模型作为原始模型.其次对该一维模型进行了适合于现代准三维计算技术的改进.再则提出和尝试了在通流程序中调用损失模型的一种新方法.改进后的损失模型的功能被扩展,不但根据叶片排之间界面参数的变化给出相应的出口损失量,而且将熵增分布到所有通流计算站上以影响速度场的积分,满足了通流方法的需求并更贴近真实流动.改进的模型的损失预估效果达到了工程实用的程度.将有待工程或实验的验证.
自动控制
涡扇发动机加减速控制规律设计的功率提取法
陈玉春, 徐思远, 刘振德, 屠秋野, 于守志
2009, 24(4): 867-874.
摘要:
为了简单、快速和准确地设计双轴涡扇发动机加、减速控制规律,提出了一种加、减速控制规律设计的新方法——功率提取法:在发动机稳态特性计算模型的基础上,分别从高、低压转子提取额外功率,使得高压压气机工作点(线)沿等换算转速线移动,并保证低压转子转速满足预定的要求,在同时考虑风扇和压气机喘振裕度限制、涡轮进口总温限制以及燃烧室熄火边界的条件下,利用适当的描述形式,可以快速而准确地获得最优双轴涡扇发动机加、减速控制规律.对某型涡扇发动机加速控制规律的改进设计结果表明,提出的加、减速控制规律的设计方法具有直观、快速、准确而有效的优点.
航空发动机小波神经网络PID控制
李秋红, 许光华, 孙健国
2009, 24(4): 875-879.
摘要:
提出了一种基于小波神经网络在线辨识的航空发动机比例-积分-微分(PID)控制算法.网络采用三层前向网络结构,以小波函数作为隐含层的激励函数.采用离线训练的方式训练出网络参数,以网络输出和输入之间的偏导数代替发动机模型输出和输入变量之间的偏导数,用以在线修正PID控制器的参数.阶跃响应测试表明,用小波神经网络整定的PID控制系统动态调节时间小于2s,稳态误差为零,在全飞行包线内均稳定正常工作.
基于遗传算法的航空发动机机载模型支持向量机修正方法
鲁峰, 黄金泉
2009, 24(4): 880-885.
摘要:
航空发动机的实时模型与发动机的匹配精度直接影响着航空发动机故障诊断的精度.提出了基于自适应遗传算法的最小二乘支持向量回归机(AGA-LSSVR)方法对航空发动机机载实时模型进行修正,有效的提高了模型的匹配精度.分析了最小二乘支持向量机中的参数的选取对模型修正的影响,在参数的选取空间里采用自适应遗传算法搜索最优参数.最后,比较了Back propagation(BP)神经网络、支持向量回归机、AGA-LSSVR等方法在机载模型中的修正效果.结果表明:提出的AGA-LSSVR具有很好的修正精度,验证了修正模型的有效性.
边界扫描技术在电子控制器测试中的应用
邓志伟, 徐凯, 张天宏
2009, 24(4): 886-891.
摘要:
航空发动机电子控制器向更高性能和更高集成度的方向发展,使得传统测试方法难以满足需要.提出了通过边界扫描技术来解决电子控制器核心电路的测试问题.设计了边界扫描测试技术验证平台,主要包括边界扫描测试适配器和被测电路.对被测电路开展了基于边界扫描的测试试验,完成了主要指令的测试.同时通过扫描链实现了对被测电路的故障注入,通过这种方法注入故障可对航空发动机电子控制器的机内测试(BIT)能力进行验证.
小波网络在某型航空发动机故障诊断中的应用
江传尚, 樊丁, 马冲
2009, 24(4): 892-895.
摘要:
分析了用小波网络替代神经网络进行模型辨识的优点,在误差反向传播算法(Error back prop-agation)的基础上,结合小波分析理论,设计了一种小波网络算法.通过对某型航空发动机的仿真实验,小波网络能够及时准确地预测出发动机的输出.同时利用小波变换对残差的分析可以有效地检测出系统所发生的故障.
气动热力学与总体设计
Power plant selection in a carbon constrained world the TERA(technoeconomic environmental risk analysis)
Stephen Ogaji, Pericles Pilidis, Vishal Sethi
2009, 24(4): 896-902.
摘要:
There is an increasing concern that current trends of consumption of natural resources cannot continue.It is imperative that major targeted investments are made into economical and reliable environment friendly propulsion and power solutions.Many novel and promising concepts are being proposed.The selection of the best candidates to pursue for investment becomes a very difficult choice.A detailed TERA(techno-economic environmental risk analysis) framework is described here to quantify risks and to compare and rank competing schemes on a formal and consistent basis.This technique is based on detailed and rigorous thermodynamic representations of power plants.A layer of environment,economic,weather and other models to describe the appropriate local conditions is superimposed to this.The outcome is a techno-economic environmental risk analysis framework with appropriate detail of each power plant as applied to the appropriate conditions.The results for each concept can then be compared and contrasted to make appropriate selections.
非结构嵌套网格的直升机旋翼/机身前飞流场数值模拟
叶靓, 招启军, 徐国华
2009, 24(4): 903-910.
摘要:
建立了一个适用于前飞状态直升机单独旋翼、机身以及旋翼/机身组合体流场的数值计算方法及模型.在该方法中,使用非结构运动嵌套网格描述桨叶之间以及桨叶与机身之间的空间位置变化关系,控制方程采用惯性坐标系下的非定常Navier-Stokes(N-S)主控方程,空间方向上使用二阶迎风格式,时间方向上使用Lower-upper symmetric Gauss-Seidel(LU-SGS)格式.对于求解中遇到的旋翼/机身间距离过近所导致的贡献单元生成困难问题提出了一种新的解决方法.应用所建立的方法,分别对单独旋翼、机身及旋翼机身组合体的前飞绕流场进行了数值模拟与分析,计算结果与试验结果的对比表明本文建立的方法对直升机的前飞绕流场的计算和分析是很有效的.
超燃冲压发动机一体化设计及数值模拟
李建平, 宋文艳, 郑亚明, 罗飞腾
2009, 24(4): 911-917.
摘要:
以一体化设计的思想,对超燃冲压发动机各部件进行了初步设计.采用CFD方法对所设计的构型进行了流场数值模拟和性能计算,数值模拟结果与实验值比较吻合.分析总结了发动机各部件和整机的流场及性能变化规律,比较了发动机工作和不工作情况下的性能变化.研究结果对超燃冲压发动机一体化设计及其性能变化研究具有一定参考价值.
抽吸位置对高超声速进气道起动性能的影响
王卫星, 袁化成, 黄国平, 梁德旺
2009, 24(4): 918-924.
摘要:
对某典型二元高超声速进气道流场进行了二维数值模拟,研究了抽吸位置及抽吸流量对进气道性能的影响.结果表明:抽吸可以有效地改善进气道起动性能,但不同的抽吸位置改善效果不同.在内压段抽吸时,抽吸流量越大进气道的起动性能改善越明显;外压段抽吸可以有限地改善进气道的起动性能.抽吸孔布置在喉道前压力随马赫数变化较大的区域时,能够实现抽吸流量随来流马赫数的变化自动调节,更好地改善起动性能.对气动性能影响方面,外压段抽吸可以提高进气道的压缩效率,内压段和隔离段抽吸均使压缩效率变小.
多种形式插板的压气机进气总压畸变实验
李亮, 胡骏, 王志强, 屠宝锋
2009, 24(4): 925-930.
摘要:
为了弄清国军标GJB/Z 64A-2004(K)采用简单的单个弦月形插板作为进口总压畸变评定实验用的标准插板的缘由,在双级低速轴流压气机试验器上开展了4种不同形式插板的进气总压畸变实验验证研究,并详细比较了各插板的综合畸变指数特性.结果表明:单个弦月形插板作为进口总压畸变评定实验的标准插板,其结果是偏保守、严格的,动态畸变指数和稳态畸变指数在综合畸变指数中所占比例相当,并且插板实验能够产生足够大的动态畸变.
火箭发动机
固体火箭发动机喷管气固两相流动的数值模拟
于勇, 刘淑艳, 张世军, 张夏
2009, 24(4): 931-937.
摘要:
对颗粒相采用颗粒轨道模型,气相求解可压缩N-S方程组,计算方法采用显式Runge-Kutta时间推进法与有总变差衰减(TVD)性质的高精度MUSCL-Roe格式;自主开发了曲线坐标系下二维轴对称可压缩N-S方程组的解算器Solve2D,研究了固体火箭发动机喷管中颗粒相对流场的影响以及不同尺寸颗粒运动规律.结果表明:颗粒相对流场的影响主要表现在喷管喉部以及扩张段,和单相流场相比,沿轴线马赫数减小,且颗粒尺寸越小减少得越多;沿轴线气相温度升高,且颗粒尺寸越小温度升高越多;颗粒尺寸越小,无粒子区越小;颗粒越大与收缩段壁面碰撞越剧烈,无粒子区越大.
重型火箭下面级发动机基本参数分析
李湘宁, 刘宇
2009, 24(4): 938-944.
摘要:
分析了已有重型火箭动力系统的结构和基本参数,以满足载人登月的任务要求为前提,提出了任务要求以及一套重型火箭箭体结构方案.从性能、经济性、技术难度、工作可靠性等方面综合考虑,提出重型火箭下面级的基本方案,包括推力量级、推进剂以及发动机循环方式的选择.采用面向对象的通用顺序化计算方法,建立发动机系统仿真模型,计算得到9个发动机方案的最高室压及功率平衡参数,分析了燃烧室压强和混合比对发动机性能的影响.经综合分析,建议重型火箭下面级发动机可选择推力4 500~5 000 kN富氧预燃室补燃循环液氧煤油发动机.
动力传输
滚动轴承摩擦力矩的乏信息模糊预报
夏新涛, 贾晨辉, 王中宇
2009, 24(4): 945-950.
摘要:
滚动轴承摩擦力矩的波动具有不确定性,属于概率分布与趋势规律都未知的乏信息系统.这阻碍了对轴承摩擦力矩的小样本分析与总体把握.为此,以模糊集合理论为基础,从小样本入手,建立了航天轴承摩擦力矩参数的经验概率密度函数及其模糊预报模型,并对摩擦力矩的均值上界和最大值上界进行预报.对HKTA和HKTB两种轴承摩擦力矩参数的试验研究表明,在99%~100%置信水平下,预报结果与试验结果之间的误差很小,最大绝对误差仅为0.081 1个设定单位,最大相对误差仅为10.165%,可以满足航天工程的要求.
基于弹流润滑理论的深沟球轴承动态虚拟仿真
李昌, 孙志礼
2009, 24(4): 951-956.
摘要:
润滑油膜对轴承的胶合、擦伤和接触疲劳有重要影响.而以往对轴承的仿真均忽略了润滑油膜的存在,误差较大.首先在刚性套圈假设的前提下,基于Hertz接触理论,运用拟动力学法建立球轴承在径向、轴向载荷作用下的力学模型,以Newton-Raphson法为主要计算工具对模型进行求解,获得轴承在联合载荷作用下的接触载荷和变形,并求取了各个滚珠与内、外圈之间的接触刚度.基于弹性流体动力润滑(EHL)理论考虑润滑油膜对轴承动态特性的影响,求取滚动轴承油膜刚度.提出等效综合刚度的概念并求其值,在此基础上运用ADAMS软件对轴承进行准确的动力学仿真.