航空动力学报

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Heteroscedastic regression analysis method for mixed data

FU Hui-min, YUE Xiao-rui

2011, 26(4): 721-726.

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1276

16

摘要:
The heteroscedastic regression model was established and the heteroscedastic regression analysis method was presented for mixed data composed of complete data, type-Ⅰ censored data and type-Ⅱ censored data from the location-scale distribution. The best unbiased estimations of regression coefficients, as well as the confidence limits of the location parameter and scale parameter were given. Furthermore, the point estimations and confidence limits of percentiles were obtained. Thus, the traditional multiple regression analysis method which is only suitable to the complete data from normal distribution can be extended to the cases of heteroscedastic mixed data and the location-scale distribution. So the presented method has a broad range of promising applications.

Estimation method for random sonic fatigue life of thin-walled structure of a combustor liner based on stress probability distribution

SHA Yun-dong, GUO Xiao-peng, LIAO Lian-fang, XIE Li-juan

2011, 26(4): 727-734.

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1738

9

摘要:
As to the sonic fatigue problem of an aero-engine combustor liner structure under the random acoustic loadings, an effective method for predicting the fatigue life of a structure under random loadings was studied. Firstly, the probability distribution of Von Mises stress of thin-walled structure under random loadings was studied, analysis suggested that probability density function of Von Mises stress process accord approximately with two-parameter Weibull distribution. The formula for calculating Weibull parameters were given. Based on the Miner linear theory, the method for predicting the random sonic fatigue life based on the stress probability density was developed, and the model for fatigue life prediction was constructed. As an example, an aero-engine combustor liner structure was considered. The power spectrum density (PSD) of the vibrational stress response was calculated by using the coupled FEM/BEM (finite element method/boundary element method) model, the fatigue life was estimated by using the constructed model. And considering the influence of the wide frequency band, the calculated results were modified. Comparetive analysis shows that the estimated results of sonic fatigue of the combustor liner structure by using Weibull distribution of Von Mises stress are more conservative than using Dirlik distribution to some extend. The results show that the methods presented in this paper are practical for the random fatigue life analysis of the aeronautical thin-walled structures.

航空发动机涡轮榫接结构齿形基本参数研究

申秀丽, 齐晓东, 王荣桥, 樊江, 刘海

2011, 26(4): 735-744.

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2610

14

摘要:
通过大量有限元分析和优化设计数值计算方法研究了楔形角、榫头颈宽、榫槽高度、上侧角、下侧角及拉削角等齿形基本参数对榫接结构强度的影响,并根据计算结果设计了新的结构模型,经过实验验证,新结构最大应力有所改善.研究表明,可以采用二维有限元分析结果来研究齿形基本参数对榫接结构应力分布的影响,但是其不能反映应力在轴向方向的变化.

基于iSIGHT的涡轮叶片叶冠优化设计

樊江, 曾维维, 王荣桥, 申秀丽, 陈志英

2011, 26(4): 745-751.

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1728

11

摘要:
在建立起某型发动机涡轮叶片叶冠参数化模型的基础上,以iSIGHT为优化平台,集成了结构建模和计算分析软件,构建并实现了涡轮叶冠优化设计流程.依据该方法,成功实现了在保证涡轮叶冠结构强度的前提下降低质量1.0%以上的目标.此外,通过对涡轮叶冠部分参数组合的研究,得到了阻尼面与发动机轴线夹角α与阻尼面压应力之间的关系.该研究也给复杂模型的结构设计优化提供了可供借鉴的方法.

某微型涡喷发动机地面试车故障分析及措施

陈巍, 杜发荣, 丁水汀, 李云清

2011, 26(4): 752-759.

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1709

12

摘要:
针对某微型涡喷发动机的地面试车实验过程,介绍了发动机结构,地面实验台的搭建,测试系统的布置,试车线路的制定,并重点分析了试车过程中遇到的多种故障现象及解决办法.这些故障现象包括:点火可靠性、火焰拖尾、转速悬挂、转静件碰摩、尾喷管翼子板焊缝开裂、涡轮端轴承热失稳、发动机喘振、电控程序调试等.实验结果表明:进一步降低涡轮端轴承热负荷、改进国产压气机叶轮材料机械性能、提高工艺水平,是目前微型涡喷发动机设计中亟待解决的问题;其他故障形式均可以通过采取相关措施予以克服.

Mode shape description of an aero-engine casing structure using Zernike moment descriptors

LIU Ying-chao, ZANG Chao-ping

2011, 26(4): 760-770.

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1215

10

摘要:
Vibration mode shape description of an aero-engine casing structure using Zernike moment descriptor (ZMD) was introduced in this paper. The mode shapes of the aero-engine casing structure can be decomposed as a linear combination of a series of Zernike polynomials, with the feature of each Zernike polynomial reflecting a part of characteristic of mode shapes, based on Zernike moment transformation. Meanwhile, the reconstruction of mode shapes with ZMD was explored and its ability to filtering the noise contaminated in the mode shapes was studied. Simulation of the aero-engine casing structure indicated the advantage of this method to depict the mode shapes of a symmetric structure. Results demonstrate that the Zernike moment description of the mode shapes can effectively describe the double modes in the symmetric structure and also has the ability to remove or significantly reduce the influence of noise in the mode shapes. Such feature shows great practical value for further research on the correlation, model updating and model validation of the symmetric structure's finite element model.

基于SVM的航空发动机油样光谱诊断界限值制定

李爱, 陈果

2011, 26(4): 771-778.

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1462

14

摘要:
运用支持向量机(SVM)估计航空发动机油样光谱数据的概率密度函数,根据光谱数据的概率分布求出航空发动机光谱诊断各金属元素的质量分数、质量分数梯度及质量分数比例的正常、警告、以及异常界限值.利用实际的航空发动机光谱数据进行了研究,并与传统的基于正态分布假设下所确定的界限值进行了比较分析.结果表明,实际的航空发动机光谱数据并不完全服从正态分布假设,因此基于SVM的油样光谱界限值制定方法所得到的结果更加真实可靠.

配合间隙对涡轮盘-片结构的接触响应影响分析

彭茂林, 杨自春, 曹跃云, 曹诚

2011, 26(4): 779-786.

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1570

12

摘要:
以某燃气涡轮第五级盘-片结构为对象,考虑复杂载荷,利用ANSYS参数化设计语言编制分析程序对结构进行了瞬态热弹塑性有限元分析,分别计算了结构在紧急工况和典型工况下的应力应变.将盘-片的配合间隙设为参数,分析了不同配合间隙时结构的应力应变变化情况,并得到了应力应变发生突变的间隙值,分析了接触传热系数对应力应变的影响.对涡轮盘-片结构的设计、选材、加工以及燃气涡轮的运行管理提出了针对性建议.

Internal structural optimization of hollow fan blade based on sequential quadratic programming algorithm

YANG Jian-qiu, WANG Yan-rong

2011, 26(4): 787-793.

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1224

10

摘要:
Several structural design parameters for the description of the geometric features of a hollow fan blade were determined. A structural design optimization model of a hollow fan blade which based on the strength constraint and minimum mass was established based on the finite element method through these parameters. Then, the sequential quadratic programming algorithm was employed to search the optimal solutions. Several groups of value for initial design variables were chosen, for the purpose of not only finding much more local optimal results but also analyzing which discipline that the variables according to could be benefit for the convergence and robustness. Response surface method and Monte Carlo simulations were used to analyze whether the objective function and constraint function are sensitive to the variation of variables or not. Then the robust results could be found among a group of different local optimal solutions.

基于BP神经网络的叶片损伤度评估方法

钱征文, 程礼, 赵兵兵, 李应红

2011, 26(4): 794-800.

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1505

14

摘要:
将叶片简化为悬臂梁模型,根据振动力学理论推导出了叶片损伤度与固有频率变化量以及损伤位置两个参数的内在关系,将其抽象为一种从损伤的位置及固有频率的变化量到损伤度的映射.在此基础上,将具有自学习能力和逼近非线性映射能力的人工神经网络引入到损伤度的预测中,构建了一种基于BP(back-propagation)神经网络的叶片损伤度评定方法,并以具体实验数据作为训练和测试样本验证了该方法的有效性.研究结果可应用于损伤叶片的工程处理以及维修规范的制定.

特定工况下内嵌钢球欧拉梁碰撞减振性能研究

王建伟, 徐晖, 马宁

2011, 26(4): 801-807.

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1471

10

摘要:
针对内嵌自主移动钢球欧拉梁碰撞系统,研究了在一复杂工况下内嵌自主移动钢球碰撞阻尼机制对梁残余衰减振动的抑制效果.采用线性弹簧-阻尼模型模拟钢球与梁之间的碰撞机制,通过分析建立了整个碰撞系统的分段线性动力学方程,并运用无量纲化、假设模态法、高阶模态截断等方法导出了系统的状态空间方程.数值计算结果充分表明在此工况下内嵌自主移动钢球对惯性力作用下梁的残余衰减振动在幅值上具有较好的减振效果,并且该效果具有显著的阶段性特征.增加钢球质量,碰撞阻尼机制也随之增强.

运输机翼型结冰的计算和实验

易贤, 桂业伟, 朱国林, 杜雁霞

2011, 26(4): 808-813.

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2352

8

摘要:
采用数值计算和结冰风洞实验相结合的手段,对某运输机机翼剖面缩比翼型的结冰特性进行了研究.结冰实验在气动中心0.3m×0.2m结冰风洞中进行,实验模型为弦长0.18m的层流翼型.翼型的绕流流场通过求解低速黏流的时均Navier-Stokes(N-S)方程得到,采用拉格朗日法计算水滴撞击特性,在此基础上,求解结冰热力学模型,获得结冰外形.对计算和实验结果进行了对比分析,发现虽然局部冰形轮廓还存在差异,但计算和实验得到的冰形在结冰极限、冰形体积和主要特征等方面基本一致.研究显示:在结冰的初始阶段,翼型前缘的冰形较规则,随着结冰时间的增加,冰形逐渐变得不规则;翼型下表面冰体前部为明冰,冰体后部、尤其是结冰极限附近则呈现典型的霜冰特征;翼型上表面的结冰范围远小于下表面,在结冰极限附近也不再有明显的霜冰.

一种基于热管理的热端部件轻量化研究

付德斌, 丁水汀, 陶智, 李果, 张弓, 李烨

2011, 26(4): 814-821.

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1457

12

摘要:
基于对航空发动机使用热管理的思路,采用单向流固耦合(fluid structure interaction,FSI)算法,在等冷气耗量条件下,对旋转轮盘内应力水平与其盘心开槽加热及轻量化的关联性进行了计算研究.在转速为10000r/min,盘腔冷却空气进出口边界条件、盘内外缘加热热流密度均保持不变的条件下,借鉴双辐板盘的拓扑结构,在盘心开不同大小的加热槽,研究盘内等效应力水平随盘心加热槽结构变化的规律.结果表明:通过盘心开槽加热方式,可以得到盘内温度场的U型分布,盘内应力水平得以有效降低,说明了盘内应力水平与盘心开槽加热的方式和大小存在着较强的关联性,在保证航空发动机整体气动性能、涡轮盘性能和使用寿命的前提下,探索通过对涡轮盘的主动热管理,实现对热端部件的显著轻量化是值得预期的.

离心条件下后台阶贫油熄火特性

李林, 林宇震, 郭新华, 孙强

2011, 26(4): 822-828.

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1741

11

摘要:
利用气流通过弯管产生的离心效应来模拟高速旋转的工况,研究高位后台阶火焰稳定器的关键几何参数对液雾燃烧贫油熄火特性的影响.通过控制后台阶高度,台阶板长度,后台阶到上壁面的距离三个几何参数,考察它们对后台阶火焰稳定器贫油熄火特性的影响.试验得到的结果表明在离心条件下,后台阶高度和台阶板长度对贫油熄火特性的影响较大,随着后台阶高度和台阶板长度的增加,贫油熄火极限降低,范围拓宽;而后台阶到上壁面的距离对贫油熄火特性影响很小;对于同一个后台阶而言,随着离心力的增加,后台阶火焰稳定器的贫油熄火极限也降低,熄火范围拓宽.

零长柱法测定分子筛吸附平衡等温线的理论及仿真

王慧丹, 林贵平, 孙兵

2011, 26(4): 829-835.

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1464

8

摘要:
介绍了零长柱(zero length column,简称ZLC)法测定分子筛材料平衡等温线的基本原理,建立了ZLC系统的数学模型,并对ZLC系统进行了仿真,通过对比仿真和实验结果,验证了仿真模型的正确性.由于ZLC法测定平衡等温线,需同时知道吸附柱出口气体浓度和流量,而据以前的研究,两者相互耦合.因此,对两种利用实验测得的出口气体浓度进行流量计算的方法进行了分析,并根据仿真模型通过编程计算对两种不同的ZLC出口气体流量修正方法进行了对比,探讨了影响ZLC方法正确性的因素,并对ZLC方法的适用范围及两种修正方法的精确性进行了比较和分析,为ZLC方法的应用提供了依据.

旋转状态气膜换热机理的数值研究

刘宁, 孙纪宁

2011, 26(4): 836-841.

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1639

9

摘要:
大涡模拟研究了旋转对单孔平板气膜冷却的影响,气膜出流的雷诺数为2600,吹风比为0.5,计算了静止和旋转数为0.02两种状态的流动和换热,从湍流结构演化的角度讨论了旋转状态气膜换热的机理.结果表明:①发卡涡是决定气膜换热的主要湍流结构,旋转状态发卡涡的形状和运动规律主要受哥氏力的影响;②气膜在哥氏力作用下向高半径方向偏移,弱化了射流前缘与主流的剪切和掺混,使气膜保持较低温度;③气膜的侧向速度诱发垂直向下的哥氏力,压制射流贴附壁面,并降低对转涡对的强度,减少了对主流的卷吸,增强了气膜的保护效果.

合成气扩散燃烧的OH-PLIF测量

郭培卿, 臧述升, 葛冰, 田寅申

2011, 26(4): 842-847.

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1596

9

摘要:
为了解中低热值合成气在燃气轮机燃烧室中的燃烧特性,利用平面激光诱导荧光(PLIF)法,对模型燃烧室内CH₄和具有不同C-H比的合成气旋流扩散火焰开展实验研究.实验结果表明,CH₄与合成气火焰呈现出截然不同的火焰形状,瞬态OH-PLIF图像揭示了它们具有湍流火焰的共同特征,且火焰都稳定在喷嘴出口位置.相比之下,CH₄燃烧更加稳定,通过对火焰核心反应区域的定量分析还发现,C-H比越高,合成气火焰的稳定性越差.

机载热管的可行性研究和优化设计

明章鹏, 董素君, 王浚

2011, 26(4): 848-853.

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1481

11

摘要:
针对热管用于机载设备散热的可行性和实际性能进行了分析计算,并对机载热管进行了优化设计,结果表明:有效长度为0.12m的微槽道平板热管沿轴向抗反向加速度能力达-1.2g,完全可以克服大型飞机机动飞行时加速度和方位角变化对热管工作的不利影响,经过优化,此时热管的传热能力达10W/cm²,传热温差仅15.303K,完全可以满足机载设备大热流密度散热的需求.

弯曲段冲击扰流柱/逆向对流/气膜冷却效率的研究(1)——实验

石蕊, 熊纯, 曹俊, 谢婕, 杨卫华, 宋双文

2011, 26(4): 854-859.

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1569

9

摘要:
为了研究回流燃烧室弯曲段冲击扰流柱/逆向对流/气膜冷却结构形式对冷却效率的影响规律,设计了5种不同几何尺寸的实验件并进行了实验研究,研究结果表明:①扰流柱的存在使得弯曲段冲击扰流柱/逆向对流/气膜冷却效率得到了提高,特别是在小吹风比时更为突出;②吹风比对复合冷却效率有很大的影响,在相同冷却壁面处冷却效率随吹风比的增加而增加,但当吹风比M>1.0时,吹风比对冷却效率的影响已不明显;③扰流柱的排列形式对冷却效率的影响不大.

非线性EASM在激波与湍流边界层相互作用中的数值应用

赵慧勇, 雷波, 乐嘉陵

2011, 26(4): 860-866.

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1499

9

摘要:
采用基于k-ω湍流模型的非线性显式代数应力模型(EASM)对超燃冲压发动机常用的超声速凹槽、压缩拐角和侧壁压缩进气道简化模型的激波与湍流边界层的相互作用进行了计算,主要研究了EASM模型对壁面压强、摩阻、Stanton数和壁面摩擦力线的计算精度,计算结果与SST (shear stress transport)模型进行了比较.EASM模型对壁面压强、摩阻和Stanton数的计算精度较高,值得进一步推广应用.在壁面热流和摩擦力线的计算中EASM模型比SST模型的精度更高.

多相等离子体气动激励抑制翼型失速分离的实验

梁华, 李应红, 宋慧敏, 吴云, 贾敏, 马清源

2011, 26(4): 867-873.

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2112

13

摘要:
开展了多相等离子体气动激励抑制NACA0015翼型失速分离的实验,详细研究了翼型升阻特性随激励电压、激励相角、输入电压波形和占空比等激励参数的影响.研究表明:雷诺数Re=4.9×10⁵(来流速度60m/s)时,多相等离子体气动激励可有效抑制NACA0015翼型吸力面的流动分离,将翼型临界失速攻角提高2°;相位对流动控制效果的影响不大;电压幅值和占空比必须达到一定的阈值才能有效抑制流动分离;流动分离被抑制后,维持流动保持附着状态所需的激励电压幅值可以显著降低.研究为揭示多相等离子体流动控制作用机理奠定了基础.

超燃冲压发动机/机体一体化优化设计

李建平, 宋文艳, 肖隐利

2011, 26(4): 874-879.

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1572

7

摘要:
构建了包括前体/进气道、燃烧室、尾喷管/后体的一体化性能计算程序和优化设计平台,对性能计算程序的适用性进行了验证.进行了燃料为氢的超燃冲压发动机/机体一体化优化设计,对优化设计得到的超燃冲压发动机/机体一体化构型进行了二维数值模拟.计算结果表明:氢燃料超燃冲压发动机/机体一体化性能计算程序准确性较好,优化结果具有较高可信度.

考虑弹性转轴的扑翼三维气动数值计算

张云飞, 叶正寅

2011, 26(4): 880-889.

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1596

8

摘要:
通过求解雷诺平均Navier-Stokes方程,研究了同时具有扑动和俯仰运动的三维扑翼气动特性.为了模拟扑翼的弹性特性,在扑翼俯仰轴处设计了扭簧.研究了扑翼平面形状、俯仰弹性轴与质心的相对位置、俯仰刚度变化等参数的影响.结果表明:俯仰角相对扑动角有一个大的相位超前量,且刚度系数越大该超前量越大;考虑了俯仰弹性特征后,计算得到的平均阻力系数减小了60％左右,且升力系数幅值和绕翼根力矩系数的幅值明显减小,而这是判断微型飞行器能否平稳飞行的关键参数.所以,在设计扑翼飞行器时应当考虑其扑翼的俯仰弹性特性,适当设计扑翼的俯仰刚度和俯仰轴的位置对扑翼的空气动力性能至关重要.

多段翼型地面效应数值模拟与分析

秦绪国, 刘沛清, 屈秋林, 张凯

2011, 26(4): 890-896.

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1732

7

摘要:
通过数值模拟方法研究多段翼型的地面效应,采用有限体积法求解质量加权平均平均Navier-Stokes(N-S)方程,湍流模型采用Spalart-Allmaras (S-A)模型,采用滑移壁面模拟地面的相对运动.计算结果分析表明:随着飞行高度的降低,多段翼型的升力、阻力和低头力矩均减小;升力系数的减小主要是由于地面效应引起流场改变,下翼面压力的增加量小于上翼面吸力的减小量引起;地面效应使翼型上表面逆压梯度增加,后缘襟翼容易出现分离.

微小型垂直起降飞行器升力螺旋桨实验

吴大卫, 李寒冰, 李书

2011, 26(4): 897-902.

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1920

10

摘要:
为提高微小型无人垂直起降飞行器的载重能力,针对其升力螺旋桨的悬停性能进行了系统性的参数对比实验.通过对实验数据进行分析对比和静推力状态螺旋桨片条理论计算,得出了各种几何参数对几何定距螺旋桨悬停性能影响的一系列结论.给出了此类螺旋桨的性能实验数据,结果表明较大的直径可显著改善悬停性能,同时存在最佳的中等偏低几何螺距、实度和平面形状,但后两个因素对此类螺旋桨的悬停性能影响较小.

Numerical investigation of transcritical liquid film cooling in a methane / oxygen rocket engine

YANG Wei, SUN Bing

2011, 26(4): 903-916.

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1253

8

摘要:
Transcritical film cooling was investigated by numerical study in a methane cooled methane/oxygen rocket engine. The respective time-averaged Navier-Stokes equations have been solved for the compressible steady three-dimensional (3-D) flow. The flow field computations were performed using the semi-implicit method for pressure linked equation (SIMPLE) algorithm on several blocks of nonuniform collocated grid. The calculation was conducted over a pressure range of 202650.0 Pa to 1.2×10⁷ Pa and a temperature range of 120.0 K to 3568.0 K. Twenty-nine different cases were simulated to calculate the impact of different factors. The results show that mass flow rate, length, diameter, number and diffused or convergence of film jet channel, injection angle and jet array arrangements have great impact on transcritical film cooling effectiveness. Furthermore, shape of the jet holes and jet and crossflow turbulence also affect the wall temperature distribution. Two rows of film arranged in different axial angles and staggered arrangement were proposed as new liquid film arrangement. Different radial angles have impact on the film cooling effectiveness in two row-jets cooled cases. The case of in-line and staggered arrangement are almost the same in the region before the second row of jets, but a staggered arrangement has a higher film cooling effectiveness from the second row of jets.

Design and optimization of solid rocket motor Finocyl grain using simulated annealing

Ali Kamran, LIANG Guo-zhu

2011, 26(4): 917-923.

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2392

7

摘要:
The research effort outlined the application of a computer aided design (CAD)-centric technique to the design and optimization of solid rocket motor Finocyl (fin in cylinder) grain using simulated annealing. The proper method for constructing the grain configuration model, ballistic performance and optimizer integration for analysis was presented. Finocyl is a complex grain configuration, requiring thirteen variables to define the geometry. The large number of variables not only complicates the geometrical construction but also optimization process. CAD representation encapsulates all of the geometric entities pertinent to the grain design in a parametric way, allowing manipulation of grain entity (web), performing regression and automating geometrical data calculations. Robustness to avoid local minima and efficient capacity to explore design space makes simulated annealing an attractive choice as optimizer. It is demonstrated with a constrained optimization of Finocyl grain geometry for homogeneous, isotropic propellant, uniform regression, and a quasi-steady, bulk mode internal ballistics model that maximizes average thrust for required deviations from neutrality.

圆孔喷嘴形成气动喉部的定常数值研究

谢侃, 刘宇, 王一白

2011, 26(4): 924-930.

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1566

9

摘要:
对固体火箭发动机上由圆孔喷嘴喷入二次流所形成的气动喉部进行了三维数值模拟.考察了圆孔喷嘴形成气动喉部的典型三维流动特征和喷嘴流量特性.研究了不同喷嘴面积比、喷嘴个数、喷射角度、喷嘴构型及主要喷管参数对气动喉部调节喉部面积能力的影响.结果表明在相同的喷嘴面积比下,增加喷嘴个数、采用逆向喷射或选用收缩喷嘴构型都能显著提高气动喉部的扼流性能.

基于权重系数的液体火箭发动机可靠性验证方案

李进, 赵宇, 李文钊, 杨军

2011, 26(4): 931-934.

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1584

9

摘要:
针对现在液体火箭发动机的任务可靠度验证方案不考虑开、关机的影响或试验时间较长的问题,利用权重系数模型,综合了典型的利用二项分布和利用威布尔分布分别制定出的可靠性验证试验方案,提出了制定液体火箭发动机可靠性验证方案的方法.该方法可以在既考虑了发动机的持续时间的验证又兼顾了开机和关机过程的前提下制定出液体火箭发动机可靠性验证试验方案.所制定的方案利用了研制信息,节省可靠性验证试验的时间和费用.

压气机静子叶片转角主备控制器转换装置改进

李杰, 樊丁, 彭凯, 尹飞佳

2011, 26(4): 935-941.

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1735

11

摘要:
为了确保某型航空发动机高压压气机可调静子叶片转角控制系统主备控制器转换的可靠性,对系统原有的控制器转换装置进行了改进,加入了新的转换机构.仿真计算结果表明,若数字电子控制器故障后,未按照预定要求输出0脉冲占空比,而输出了固定的非0脉冲占空比信号或随机的不可预测的脉冲占空比信号,原系统的正常工作将受到较严重的影响;而采用改进的转换装置后,系统的正常工作不受影响且能够实现主备控制器安全、平稳、快速地转换.对转换装置所做的改进改善了该控制系统的转换性能并提高了发动机工作可靠性.

航空发动机导叶模糊控制器设计与参数优化

彭凯, 樊丁, 李杰, 吴天翼

2011, 26(4): 942-946.

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1685

8

摘要:
选用AMESim构建导叶调节机构液压部分的模型,在Simulink中搭建模糊控制器模型,在iSIGHT中用混合优化算法对控制器的参数进行优化.所采用的多软件联合仿真效率高,相较于常规比例积分微分(PID)控制的导叶调节机构,数值仿真最终形成的导叶调节机构响应快且超调不明显,对扰动敏感度小,动静态特性良好,有一定的实用价值.

可控式液体润滑高速螺旋槽端面密封试验

张国渊, 赵伟刚, 闫秀天, 袁小阳

2011, 26(4): 947-953.

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1777

7

摘要:
研制了电磁加载装置和摩擦力矩测试装置,并将其应用于液体润滑的螺旋槽端面密封试验中.试验研究了端面密封坝处液膜特性、端面温升、端面摩擦力等密封性能参数以及端面闭合力对密封性能的影响.试验结果表明,密封坝处压力随转速的增加而增加,当转速较大时,端面的温升也较高.端面密封在液膜润滑下具有较小的摩擦力.利用电磁加载装置和摩擦力矩测试装置实现了对端面密封端面接触及润滑状态的监控,体现了可控式端面密封的设计概念,这对进一步发展动态端面密封性能动态监控技术及其主动控制具有重要的工程参考价值.

进口导叶预旋对扩压器内部非定常流场影响的实验

周莉, 张鑫, 蔡元虎

2011, 26(4): 954-960.

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1710

11

摘要:
在不同的进口导叶预旋角度和方向下,采用热线风速仪对扩压器内部非定常流场进行了测量,采用锁相采样-集平均技术对热膜测量的瞬时信号进行处理,研究了进口导叶预旋角度和方向对扩压器内部非定常流场的影响.结果表明,扩压器内部大部分湍流强度均有所增加;扩压器内的非定常性受导叶尾流及大尺度涡团的非定常影响而减小,且负预旋角度下非定常性的减小程度小于正预旋角度下非定常性的减小程度;扩压器内部的非定常流动的基本频率降低.

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