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2010年  第25卷  第9期

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首届试验仿真与数据挖掘测试与分析会议（624）
先进燃烧室分级燃烧空气流量分配的探讨
林宇震, 林阳, 张弛, 许全宏
2010, 25(9): 1923-1930.
摘要 PDF(922KB) icon1483 icon449
摘要:
参加燃烧的空气流量分配将大于60%的特点使常规燃烧室无法满足高温升和低污染燃烧室的基本要求.从燃烧的基本特性以及燃烧室的基本性能要求出发,重点分析了常规燃烧室中设计的燃烧空气分配的极限,讨论了高燃烧气量分配下燃烧室关键技术问题和软分级概念.通过比较现有燃烧室分级方式的特点,指出从稳定性角度出发RPP(rich premix prevaporized)中心分级是解决超高温升燃烧室的较佳方法,而LPP(lean premix prevaporized)中心分级是解决低污染燃烧室的较佳方法.
带交错肋结构涡轮叶片复合通道的实验
邓宏武, 谭艳, 王佳仁, 孙纪宁
2010, 25(9): 1931-1937.
摘要 PDF(929KB) icon1434 icon423
摘要:
采用实验的方法,研究带交错肋结构和纵向隔板的涡轮叶片内冷通道的流动与换热.实验采用相变加热的方法,为模型实验件提供等壁温边界条件,实验在Re=10 000～60 000之间进行.实验模型采用了交错肋结构和扰流柱结构,分别与两种纵向隔板组合进行实验,以期望得到综合传热效果最优的组合.实验件的一侧外壁面被分成10个区域以期望了解实验件局部换热情况.实验结果表明:带交错肋结构的通道的换热效果好于带扰流柱结构的通道的换热效果.当Re<30 000时,综合传热性能最佳的是带波形隔板加交错肋0612组合结构的通道,当Re>30 000时,综合传热性能最佳的是带波形隔板加交错肋0412组合结构的通道.
三轮升压式高压除水系统焓参数法性能计算
张兴娟, 李峰, 杨春信
2010, 25(9): 1938-1941.
摘要 PDF(306KB) icon1501 icon428
摘要:
针对传统空气循环制冷系统热力参数匹配计算方法复杂的缺点,引入焓参数法建立了三轮升压式高压除水制冷系统匹配计算模型,简化了系统状态点中湿工况点的计算过程.并用所建模型进行了匹配计算,得到了系统各状态点的热力参数,计算结果表明采用焓参数法进行匹配计算,简化了计算过程.通过对系统性能分析表明系统存在最佳水当量比;三轮功率比参数增加,压气机增压比和涡轮膨胀比下降.
航空电子设备冷却用环路热管冷凝器热沉分析
苏向辉
2010, 25(9): 1942-1947.
摘要 PDF(501KB) icon1665 icon464
摘要:
为确定环路热管用于机载电子设备散热的适用性,讨论了应用于航空电子设备冷却的环路热管冷凝器可用热沉,提出将机翼蒙皮作为环路热管冷凝器的热沉.通过机翼蒙皮的传热分析,计算了飞行任务包线下机翼蒙皮内表面温度,以确定环路热管冷凝器热沉温度范围.理论计算表明,利用环路热管将机载电子设备的热量耗散于飞机蒙皮是一种可行的热管理技术.
RP-3航空煤油燃烧的详细和简化化学动力学模型
肖保国, 杨顺华, 赵慧勇, 钱炜祺, 乐嘉陵
2010, 25(9): 1948-1955.
摘要 PDF(845KB) icon2193 icon756
摘要:
建立了一个包含109组分和946个基元反应的煤油燃烧详细化学反应动力学模型,采用"准稳态"假设方法来对其进行简化,得到了包含22组分18步总包反应的简化反应模型.通过与典型实验结果和文献计算结果对比可以看出,简化模型具有较高的准确性,能够准确反映出RP-3航空煤油点火特性,能够用来对煤油燃烧问题进行准确的数值模拟.
燃烧室头部两侧进气掺混气动特性
靖建朋, 郭荣伟
2010, 25(9): 1956-1963.
摘要 PDF(1261KB) icon1243 icon426
摘要:
对一种燃烧室头部两侧进气掺混段的气动特性开展了数值仿真及试验验证,得到了掺混段在不同反压、来流马赫数、攻角及侧滑角下的性能参数和流场特征.结果表明,掺混段头部存在的横向旋涡是燃烧室火焰稳定和燃烧组织的关键,有攻角或侧滑角的情况下,掺混段的总压恢复有所下降,因此组织燃烧时应进行相应调节,以防止进气道进入不稳定工作状态.试验验证结果表明,仿真与试验的曲线规律一致,仿真研究结果可作为燃烧室设计和燃烧组织的依据.
环形射流初始压力对激波聚焦起爆的影响分析
曾昊, 何立明, 章雄伟, 李海鹏, 陈鑫
2010, 25(9): 1964-1970.
摘要 PDF(1338KB) icon1619 icon463
摘要:
为了研究射流入射压力对环形激波聚焦爆震起爆的影响,以氢气和空气混合物为例,对不同射流入射压力下环形激波聚焦爆震起爆过程进行了数值模拟,结果表明,当环形射流入射强度足够大时,其形成的激波聚焦能够形成高温、高压区域,从而直接起爆爆震波;爆震管推力壁对激波具有反射加强作用,有助于爆震波的形成;环形射流入射压力存在一个临界值,低于此值时,则不能起爆爆震波.
基于大涡模拟分析气膜冷却的湍流场
刘宁, 孙纪宁
2010, 25(9): 1971-1977.
摘要 PDF(999KB) icon1535 icon433
摘要:
用大涡模拟考察了单孔平板气膜冷却的湍流场,气膜孔沿流向倾斜30°,气膜出流的雷诺数为2600,吹风比为0.5.计算结果表明:①气膜孔内的流动分离增加了湍流动能,导致气膜冷却效率的降低,在设计中要尽量避免或减少流动分离;②与射流侧向扩展有关的涡黏性系数在气膜孔两侧存在峰值,而采用各向同性的湍流模型预测气膜冷却时,涡黏性系数的峰值出现在射流与主流的剪切区,因此会高估射流的垂直穿透而低估射流的侧向扩展;③可以用大涡模拟辅助建立各向异性的湍流模型,以便提高湍流模型的预测精度.
离心力场下扩散射流火焰的特性
郭新华, 张弛, 林宇震
2010, 25(9): 1978-1983.
摘要 PDF(739KB) icon1402 icon449
摘要:
以直段空腔和弯曲空腔为研究对象,在相同的初始条件下试验了两者之间火焰传播的特性,研究了强离心力条件下的扩散射流火焰特性.通过比较分析,在弯曲空腔中离心力场的影响下,扩散射流火焰受到浮升力的作用,以"焰泡迁移"的方式在主流中传播,加快了火焰传播速度,削弱了横向气流的干扰作用,使扩散射流火焰顺利地与空气掺混反应,增加了其在横向气流中的穿透深度.
超临界正十烷喷射到大气环境的喷射特性
高伟, 林宇震, 付镇柏, 许全宏
2010, 25(9): 1984-1988.
摘要 PDF(617KB) icon1398 icon436
摘要:
研究了超临界正十烷(n-decane)喷射到静止常温常压大气环境中的近场射流结构及喷口附近的射流相变特性.研究结果表明,超临界正十烷喷射到静止大气环境中后会经历类似于理想气体不完全膨胀的过程,会在喷嘴下游产生马赫盘等激波结构,马赫盘的位置随喷射压力的提高而增大,而喷射温度对马赫盘位置几乎没有影响.当喷射温度较高时,超临界正十烷在喷嘴出口处直接进入气相区,没有凝结现象发生.而当喷射温度接近临界温度时,超临界正十烷会在喷嘴内部及出口处发生局部凝结,进入气液两相区.
大飞机动力
高温合金松弛过程回归分析方法
傅惠民, 吴琼
2010, 25(9): 1989-1993.
摘要 PDF(311KB) icon1464 icon445
摘要:
基于线性过程回归分析理论,建立了高温合金应力松弛过程回归分析方法,给出了松弛过程的回归方程和高置信水平、高可靠度的单侧置信下限曲线.高温合金松弛过程回归分析方法可以将应力松弛过程作为一个整体进行回归分析,充分利用了不同时刻剩余应力试验数据间的纵向信息,具有信息量大、精度高的特点.而且当试样数量较少时,传统方法得到的剩余应力置信下限曲线可能会发生畸变,而该方法则可以避免这一现象的发生.工程应用表明,在试样数相同的情况下,该方法比传统方法具有更高的精度,而在精度相同的情况下,则可减少大量试样.
支撑随机刚度参数模拟试验装置的设计
刘保国, 程敏, 徐明欣
2010, 25(9): 1994-1999.
摘要 PDF(620KB) icon1438 icon413
摘要:
利用电磁力随电磁场强度变化而改变的原理,设计电磁支撑与机械支撑并联的试验装置,实现机械系统支撑刚度参数随电磁场强度的变化.通过对试验装置数学模型的研究和线性化分析,给出了通过控制电流的随机改变实现机械系统支撑刚度参数随机变化的四个设计准则.线性化准则可保证机械系统支撑刚度的线性特性;线性随机准则能确保支撑刚度参数与随机控制电流间的线性关系;随机分量显著准则使得支撑刚度具有明显的随机特征,便于试验研究;综合刚度为正的设计准则,能够保证试验系统的稳定性.根据这些设计准则,制成了具有随机刚度支撑参数的模拟试验装置.试验表明,使用该试验装置可以较好地实现支撑刚度参数的随机模拟.
任意最大应力梯度路径轮盘模拟件设计方法
陆山, 王春光, 陈军
2010, 25(9): 2000-2005.
摘要 PDF(766KB) icon1351 icon409
摘要:
建立基于应力寿命轮盘二维模拟试件设计准则,提出了具有任意最大应力梯度路径的轮盘模拟试件优化设计方法,包括自动搜索第一主应力最大梯度路径和应力分布,以及模拟试件的二步优化设计策略,提出了模拟试件弹性和弹塑性设计等价原则.通过某轮盘模拟试件设计例说明了方法的应用.
失谐叶盘结构的概率响应局部化特性
于长波, 王建军, 李其汉
2010, 25(9): 2006-2012.
摘要 PDF(747KB) icon1350 icon421
摘要:
基于某典型叶盘结构的减缩有限元模型和Monte Carlo-响应面法数值计算,详细分析了几何参数失谐叶盘结构的概率响应局部化特性.给出了几何失谐叶盘结构的有限元建模及减缩方法,并通过定义响应放大因子对受迫响应的局部化程度进行定量描述,分别计算了不同形式的随机失谐和主动错频叶盘结构的概率局部化特性,讨论了失谐形式和失谐参数的影响规律等.研究表明,随着失谐程度的增加,失谐系统的响应水平及其分散程度都会有一个峰值存在.
基于分解策略的涡轮叶片可靠性及多学科设计优化
贺谦, 李元生, 温志勋, 岳珠峰
2010, 25(9): 2013-2018.
摘要 PDF(2068KB) icon1397 icon442
摘要:
将反一阶可靠性分析方法与多学科可行方法相结合,提出了一种适用于涡轮叶片复杂结构的可靠性及多学科设计优化方法.在优化过程中使用Kriging近似模型并不断提高模型精度,解决了多学科可行方法反复调用仿真程序进行多学科分析,计算量较大的问题.该方法将可靠性分析与多学科优化过程分离,提高了优化计算效率.以某型涡轮叶片的设计优化为例,对该方法进行了验证并与传统双循环方法进行了对比.结果表明,优化结果满足可靠性的要求,与双循环方法相比优化效率提高63.8%,证明了该方法在工程应用中的可行性和有效性.
双因子仿真结果水平分析方法
邬文娟, 傅惠民
2010, 25(9): 2019-2022.
摘要 PDF(252KB) icon1316 icon387
摘要:
针对双因子的情况,提出了一种仿真结果水平分析方法,旨在对各因子的不同水平以及各因子水平组合的交互作用进行分析.当仿真结果不正确时,并非所有因子的所有水平以及它们之间所有的交互作用全都仿真错误.该方法可以确定哪些因子的哪几个水平未被正确仿真,或哪几对因子水平组合的交互作用未被正确模拟.在工程应用中,只需按照文中给出的流程图进行判断,即可为仿真软件系统的编制和修改提供依据.
一种低速连续旋转SMA电机的设计与试验
刘颖, 闫晓军
2010, 25(9): 2023-2029.
摘要 PDF(1079KB) icon1352 icon417
摘要:
利用形状记忆合金(SMA)的记忆特性设计了一种低转速,可连续旋转的电机;利用Liang-Rog-er本构模型进行了SMA-弹簧的旋转位移驱动器的设计以及电机扭矩和转速的设计;完成了SMA电机的机械结构设计;完成了控制规律设计;进行了性能试验.研究结果表明,在试验温度27℃下,用6 V恒压电源驱动的SMA电机实现了连续旋转,转速为0.03 rad/min.SMA电机转速低,扭矩大,功率密度高,可连续旋转,有很大的工程应用潜力.
带保载平面应变塑性诱发裂纹闭合效应
陈亚龙, 杨晓光, 石多奇
2010, 25(9): 2030-2035.
摘要 PDF(966KB) icon1555 icon415
摘要:
用黏塑性有限元法模拟含中心裂纹试件在等幅循环拉伸加载和保载作用下的裂纹扩展规律.试件采用涡轮盘材料Udimet720 Li(low inclusion)、恒温700℃和平面应变假设,通过逐步释放裂纹尖端节点约束来模拟裂纹扩展.计算了在应力比R=0,不同最大循环载荷、不同保载时间对平面应变下无量纲裂纹张开应力强度因子的影响.平面应变情况下,无量纲裂纹张开应力强度因子随最大载荷的变化而趋于分散,并随着裂纹的扩展,会存在先上升后下降并趋于一个稳定值的趋势;载荷相同时,保载时间的增加使裂纹张开应力强度因子增加.高温保载情况下,蠕变会影响裂纹扩展速率.
气动热力学与总体设计
涡轴发动机性能参数的等效换算
黄开明, 黄金泉, 任丹, 杨芳, 张鑫
2010, 25(9): 2036-2040.
摘要 PDF(479KB) icon1665 icon489
摘要:
涡轴发动机采用自由涡轮物理转速为常数的调节规律不能保证发动机在工作条件变化时的完全相似,论证了传统相似换算公式在涡轴发动机上存在过大误差.利用某型涡轴发动机数学模型开展仿真研究,提出了涡轴发动机试验性能参数的等效换算方法.在某型发动机上的初步应用表明采用该方法可以有效减小功率和耗油率的换算误差,从而为制定涡轴发动机的试验性能修正标准和出厂验收考核规范奠定了基础.
一种经济型测量传声器的改装、校准及应用
王利, 王同庆
2010, 25(9): 2041-2049.
摘要 PDF(2060KB) icon1302 icon414
摘要:
基于一种消费电子类的麦克风设计改装了一种经济型测量传声器,并设计了校准实验装置对其进行校准.对校准实验装置的可靠性进行了验证,利用该装置对自制传声器的幅值、相位进行了校准,将校准后的传声器安装在实验室的流管实验装置上进行测量,并和B&K(Bruel&Kjaer)公司的4938型传声器同样条件下的测量结果进行比较,对比结果显示自制传声器经过校准以后可以作为测量传声器应用.
跨声速风洞第二喉道性能计算
丛成华, 廖达雄, 陈吉明, 秦红岗
2010, 25(9): 2050-2056.
摘要 PDF(1086KB) icon1228 icon466
摘要:
采用数值方法对跨声速风洞第二喉道性能进行了研究.首先根据第二喉道的一般设计准则,对第二喉道进行了气动设计,然后通过数值模拟对使用调节片和中心体调节第二喉道面积从而对试验段马赫数精确控制的效果进行了研究,结果表明其马赫数控制精度可以达到0.001;最后通过数值模拟对第二喉道气动设计进行了比对校核,并优选出最终设计方案.
核心机派生涡扇发动机部件及整机匹配
欧阳辉, 朱之丽, 俞伯良
2010, 25(9): 2057-2063.
摘要 PDF(850KB) icon1480 icon450
摘要:
以核心机与低压系统的部件及整机气动热力匹配关系为理论依据,在全面考虑低压压缩系统与核心机压气机的匹配约束关系、核心机涡轮工作状态相应变化以及派生发动机内外涵整机匹配的多因素下,建立了核心机派生涡扇发动机部件及整机气动热力循环匹配算法模型.应用该模型,进行了核心机派生涡扇发动机循环参数及性能趋势分析,计算结果表明高低压和整机匹配约束直接影响核心机派生涡扇发动机循环参数和整机性能,为核心机派生系列化涡扇发动机工程实践应用中所涉及的部件/整机参数匹配及性能预估提供分析和设计参考.
降雨条件下翼型的气动特性
张瑞民, 曹义华
2010, 25(9): 2064-2069.
摘要 PDF(911KB) icon1474 icon419
摘要:
采用计算流体力学方法对降雨条件下翼型的气动特性进行了研究.通过求解定常可压的Navier-Stokes方程来计算流场,采用拉格朗日法对流场中的雨滴轨迹进行了模拟跟踪,得到了翼型表面的雨滴收集率;建立了水膜层数学模型,并假定水膜层沿着翼型表面的法向方向增长,预测了降雨引起的翼型外形的变化,并得到了水膜层表面的粗糙度高度;采用k-ωSST(shear-stress transport)两方程湍流模型结合增强的壁面函数,研究了降雨对翼型气动特性的影响.结果表明,在低迎角范围内,降雨对翼型的升力系数和阻力系数影响很小;当达到失速迎角后,降雨会引起上翼面边界层气流的提前分离,造成翼型气动性能的严重损失.
一种矢量增强型双喉道射流推力矢量喷管的数值模拟
周慧晨, 谭慧俊, 孙姝, 程代姝
2010, 25(9): 2070-2076.
摘要 PDF(1646KB) icon1624 icon468
摘要:
为克服双喉道射流矢量喷管矢量角偏小的缺点,提出了一种矢量增强型双喉道矢量喷管的设计概念:在喷管尾部增加一扩张段,利用流体的附壁效应使主流在扩张段中进一步偏转,从而获取更大的矢量角.首先对设计概念的可行性进行了仿真分析,而后对扩张段的设计规律进行了研究.结果表明,在喷管尾部附加扩张段可显著强化其推力矢量性能,使矢量角达到20°以上,但也导致了一定的推力损失.在研究范围内,扩张段扩张角、扩张段长度、扩张段型线等设计参数对喷管的矢量效率、推力系数以及内部流态均有着显著影响,而在扩张段开缝则可以作为一种抑制尾喷流过膨胀的有效措施.若将内凹型扩张段与开缝方案相结合,仅需消耗2.8%的次流便可获得24.12°的推力矢量角和0.929的推力系数.
高机动飞行下进气道/发动机相容性试验
赵海刚, 屈霁云, 史建邦, 姜健, 张晓飞
2010, 25(9): 2077-2082.
摘要 PDF(646KB) icon1475 icon450
摘要:
为了评估飞行攻角和侧滑角快速变化对进气道出口畸变、发动机稳定性的影响,进行了某型飞机高机动下进气道/发动机相容性飞行试验,获得了快速飞行姿态改变时进气道与发动机相关参数的试验数据.通过对飞行数据的整理、计算和分析,研究了高机动状态下进气道出口的畸变特性、发动机稳定性以及进气道出口畸变和发动机稳定性的相关性.研究结果表明:高机动飞行状态下进气道出口流场品质变差,发动机稳定性变差.
叶轮机械
PIV,LDV在螺旋桨尾流测试中的比对应用
李广年, 张军, 陆林章, 张国平
2010, 25(9): 2083-2090.
摘要 PDF(1465KB) icon1542 icon400
摘要:
为验证粒子图像测速仪（PIV）技术在螺旋桨尾流场测试应用中的精度,在空泡水筒中,针对同一螺旋桨,在同一工况,同一时段,对螺旋桨尾流场开展了PIV和激光多普勒测速仪（LDV）比对测试研究.试验结果表明:两种测试技术在流场宏观量显示上得到了比较一致的结果,PIV技术同样可以捕捉到沿周向仅有8°的速度突跳,只是突跳值较LDV测试值小.PIV数据均值与LDV有2%～3%的偏差,进一步分析表明:提高PIV测试系统的定位精度可以缩小这种偏差.
低比转速泵叶轮流道内部流动的PIV试验
邵春雷, 顾伯勤, 黄星路, 周剑锋
2010, 25(9): 2091-2096.
摘要 PDF(932KB) icon1615 icon441
摘要:
介绍了粒子图像测速仪(PIV)、泵试验装置和试验方案.采用PIV技术,对3种流量下叶轮流道内部3个不同测量平面上的流动进行了试验研究,获得了速度矢量分布.探讨了速度分布沿叶轮周向和轴向的变化规律以及流量对速度分布的影响.结果表明,随着流量的减小,吸力面速度略有减小,压力面速度变化较为明显,当流量达到额定流量的0.6倍时,在压力面附近存在回流现象;在叶轮出口处,流量对相对速度方向没有明显影响;叶轮流道内部速度沿轴向分布均匀,绝对速度沿半径方向呈增加趋势,无量纲绝对速度的周向分量vu/v从压力面到吸力面呈下降趋势,且随流量的减小而增大.研究结果为叶轮设计以及离心泵内部流动的试验研究提供了借鉴.
一种考虑级间引气的压气机通流设计方法
赵斌, 李绍斌, 吴宏, 侯安平, 周盛
2010, 25(9): 2097-2102.
摘要 PDF(591KB) icon1352 icon457
摘要:
为了探索考虑引气影响的压气机设计方法,提出了一种基于周向槽引气的引气模型,通过将引气区域的机匣端壁无滑移边界条件替换为端壁法向引气速度代表的引气边界条件,把引气的影响计入压气机通流设计.一台两级压气机的无引气和引气通流设计以及三维数值模拟流场的对比研究表明,该引气模型和考虑引气的通流设计方法能够有效的将引气设计参数及其影响反映在通流流场结果中.此外,该引气模型和设计方法还能够准确反映引气流动随引气区域当地气动参数的变化.
某变循环发动机超声涡轮设计与分析
刘智刚, 方祥军, 刘思永, 王屏, 尹钊
2010, 25(9): 2103-2110.
摘要 PDF(1450KB) icon1559 icon442
摘要:
应用相似理论原理,为某变循环发动机在高、低涵道比两种工作模式下设计了高膨胀比、大焓降超声高压涡轮,叶片造型采用S1流面三维造型法实现.通过三维数值模拟对设计涡轮在以上两种工作模式下进行了验算,应用Spalart-Allmaras一方程湍流模型求解雷诺平均Navier-Stokes方程,并引入Abu-Ghanam Shaw转捩模型描述叶片表面边界层发展过程.数值模拟结果表明,涡轮在两种工作模式下等熵效率分别达到92.79%和92.31%,优于设计预期;三维造型法考虑了S1流面的物理特征,是一种精确而有效的叶片造型方法.
火箭发动机
基于液体火箭发动机的亚轨道飞行器性能参数分析
凌桂龙, 张建伟
2010, 25(9): 2111-2216.
摘要 PDF(753KB) icon1385 icon419
摘要:
针对一种环保推进剂组合,建立了亚轨道飞行器设计仿真模型、质量模型和弹道模型,以燃烧室压强、余氧系数及喷管出口截面压强为分析变量,对亚轨道飞行器的性能进行了分析.所得结论表明:在给定飞行任务下,为提高亚轨道飞行器性能,燃烧室压强越高越有利;最佳余氧系数在0.99处取得;喷管面积扩张比受到箭体外径及工艺水平等限制,在条件允许的情况下,尽量取大.研究结果为其他同类亚轨道飞行器的系统方案研究提供参考.
流向涡与斜激波相互作用的试验研究和数值模拟
韦宝禧, 章成亮, 徐旭
2010, 25(9): 2117-2124.
摘要 PDF(1609KB) icon1706 icon492
摘要:
为研究流向涡与斜激波相互作用在超声速燃烧中的应用,进行了由翼产生的流向涡与楔块产生的二维斜激波相互作用的燃烧室冷流试验研究.在不同激波强度下,纹影仪捕捉到了强、中、弱不同的涡/波作用现象.仿真与试验结果符合得较好.试验结果表明:对马赫数为2.3流场,在翼攻角10°时,能产生强流向涡,此工况下,锲角越大,涡/波作用越强.仿真结果表明:马赫数对涡/波作用影响较大,总压影响不明显,总温可影响亚声速回流区的尺寸.
离子发动机栅极系统中束流离子的三维模拟
钟凌伟, 刘宇, 任军学, 仇钎
2010, 25(9): 2125-2131.
摘要 PDF(1190KB) icon1591 icon406
摘要:
应用网格质点法,对离子发动机栅极系统进行了三维数值模拟.模拟得到了离子发动机栅极系统中的电场分布、离子运动轨迹、离子在计算域内的空间分布和相空间分布等.计算结果表明,屏栅的离子透明度为69.3%,大于其物理透明度67.1%,加速栅的离子透明度为100%,远大于其物理透明度31.1%,说明所选模拟工况参数合理.模拟结果可以为离子发动机栅极的初步设计提供理论参考.
敞口型液体离心喷嘴动态特性数值模拟
富庆飞, 杨立军, 屈元元, 谷彬
2010, 25(9): 2132-2138.
摘要 PDF(1375KB) icon1867 icon414
摘要:
从喷嘴动力学理论分析和数值模拟两方面入手,对敞口型离心式喷嘴动力学特性进行了研究.通过对入口处流量施加周期性扰动的办法对喷嘴对于外部扰动的响应特性进行了分析.结果表明:表面波引起旋流腔内液膜厚度发生振荡,进而引起喷嘴出口流量的脉动.而旋转波的频率则较低.喷嘴出口流量脉动与喷嘴压降脉动之间的相位差随着扰动频率的增大而增大,数值模拟结果与线性的喷嘴动力学理论符合较好.
自动控制
基于稀疏最小二乘支持向量机的航空发动机动态过程辨识
王海涛, 谢寿生, 武卫, 苗卓广, 吴勇
2010, 25(9): 2139-2147.
摘要 PDF(3338KB) icon1454 icon419
摘要:
针对现有最小二乘支持向量机(LS-SVM)稀疏性不足的难题,提出一种稀疏化策略,应用此方法建立了航空发动机动态过程模型.在对原始样本预求解过程中,该策略使用改进Gram-Schmidt正交化算法对非线性映射矩阵实施递归分解,同时以阈值监督输出向量的残差化过程,从而优选训练样本,降低样本规模,节省内存,提高LS-SVM学习速度.仿真表明,基于优选样本的学习模型较之其他训练样本学习模型提高了回归精度和速度,验证了方法的可行性;基于实际试验数据建立的航空发动机动态过程模型在类似过程参数预测以及性能递推预估仿真表明,高压转子相对转速误差低于0.2%,低压转子相对转速误差低于0.35%,涡轮后燃气温度误差小于3.5℃,满足控制与仿真的需要.
航空发动机数控系统综合仿真平台设计
姚华廷, 王曦, 苏三买
2010, 25(9): 2148-2154.
摘要 PDF(842KB) icon1477 icon508
摘要:
综合现有软硬件资源,采用模块化方法设计了航空发动机数字电子控制系统综合仿真平台,其框架主要包括发动机模型系统、传感器信号模拟与处理、控制器快速原型等子系统.发动机模型系统采用集成仿真环境调用液压执行装置和发动机数学模型库方式设计;快速原型系统采用Matlab/Simulink环境下将控制程序封装成S-Function的方法设计;软件设计重点描述了混合编程与定时器编程技术.以某双轴涡扇发动机为应用对象,进行控制系统数字仿真、半物理模拟试验和台架试车,在相同控制参数下,仿真试验与台架试车结果相似,表明所设计综合仿真平台具有工程应用价值.
动压式指尖密封工作状态及其影响的流固耦合分析
宗兆科, 苏华
2010, 25(9): 2155-2162.
摘要 PDF(1323KB) icon1614 icon438
摘要:
建立了动压式指尖密封流固耦合的模型和计算方法,对转子起动时该密封的工作状态进行了流固耦合仿真;研究了泄漏率、耦合面径向力随时间的变化情况;提出了稳态下评价该密封性能的参数——泄漏率和耦合面径向力;分析了工况条件及流层参数对性能参数的影响.研究发现:转子起动至稳定阶段时,泄漏率迅速减少达到稳定状态,耦合面径向力达到最大值后有所降低并最终趋于稳定,满足密封低泄漏、非接触的工作要求.该工作为开展动压式指尖密封性能优化奠定了基础.

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