留言板

尊敬的读者、作者、审稿人, 关于本刊的投稿、审稿、编辑和出版的任何问题, 您可以本页添加留言。我们将尽快给您答复。谢谢您的支持!

姓名
邮箱
手机号码
标题
留言内容
验证码

2014年  第29卷  第4期

栏目
  上一期 | 下一期 
显示方式:
燃烧、传热、传质
摆盘流动与换热性能数值仿真
杨志民, 贾 真, 赵 煜, 张书华, 葛 新
2014, 29(4): 737-747. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2014.04.001
摘要 PDF(1715KB) icon1493 icon939
摘要:
针对受燃烧室出口高温燃气冲刷的摆盘装置的冷却水回路,建立二维、三维物理仿真模型,模拟了冷却水在内部流道的 流动与换热过程,考察了冷却水进口压力、冷却水流量对流阻和换热性能的影响.结果表明:①摆盘冷却水进口压力由2.3×105Pa提高到8.3×105Pa,摆盘壁温变化微小,结构1壁温升高5K,结构2壁温升高7K;②冷却水进口速度由0.5m/s提高到5.3m/s,结构1壁温降低约120K,结构2壁温降低约100K,冷却效果明显;③结构2通过缩小流道的流通面积,能在更小的冷却水流量的工况下得到更好的换热效果.
Combustor design and performance prediction based on parametric model
LI Feng, SHANG Shou-tang, GUO Rui-qing, CHENG Ming, TANG Zheng-fu, SONG Bo
2014, 29(4): 748-754. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2014.04.002
摘要 PDF(776KB) icon1474 icon927
摘要:
By combining the three-dimensional model software and grid generation software, the combustor parametric model and high quality and high speed gridding in the full flow field has been realized. Based on the research of the parametric modeling, an optimizing design, CFD analysis and performance prediction of the combustor have been accomplished, and the rule of the combustor performance variation with structural parameters was presented. The results show that the combustor capability has no significant change with the radial swirler parameters and the primary holes area. The combustor capability has significant change with position and profile of the primary holes and dilution holes, and the combustor outlet temperature profile and emission change greatly when the total hole area of the burnerinnerliner changes. The parametric model method is helpful to provide a fast design method for the aero-engine combustor design.
中心进气转静系转盘风阻扭矩数值模拟
张 达, 韩建桥, 罗 翔, 徐国强
2014, 29(4): 755-762. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2014.04.003
摘要 PDF(1132KB) icon1903 icon1062
摘要:
采用计算流体力学(CFD)商业软件CFX从流动参数及几何结构两个方面对中心进气转静系盘腔内转盘风阻扭矩特性进行了数值模拟研究,同时搭建一个转盘风阻扭矩实验台测量自由盘风阻扭矩.中心进气转静系转盘风阻扭矩与经典经验公式进行了对比,结果表明:利用数值模拟方法,得到的无量纲扭矩系数与经典经验关系式计算得到的数据总体相差小于10%,利用湍流参数来表征转盘转速以及叠加流流量,对于分析转盘风阻扭矩非常便利.利用湍流参数定量分析时需注意叠加流以及转速的量级同样影响着风阻扭矩的数值.几何结构对于风阻扭矩也有影响,但相比流动参数影响较小.
超燃冲压发动机内外流场三维燃烧数值模拟
牛东圣, 侯凌云, 潘鹏飞, 马雪松, 陆晋丽
2014, 29(4): 763-769. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2014.04.004
摘要 PDF(902KB) icon1482 icon967
摘要:
以某型煤油燃料超燃冲压发动机整机模型为研究对象,对发动机外流场的流动与发动机内的流动燃烧过程开展了耦合三维数值模拟研究.燃烧室壁面静压计算结果与实验数据吻合良好,平均相对误差为4.9%,验证了数值方法的有效性.结果表明:内流场的流动燃烧状况既受到外流场捕获空气流量的限制,又会反过来影响着外流场的激波结构;泄压孔对保持发动机中各部件流量匹配起到关键作用;由于进气道内激波与边界层的相互作用以及泄压孔诱发的斜激波的影响,流场在第1处燃油喷射孔附近呈现出燃烧流场不对称特征.
叶尖及尾缘出流条件下内部冷却通道换热实验
梁卫颖, 朱惠人, 张 丽, 许都纯
2014, 29(4): 770-776. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2014.04.005
摘要 PDF(984KB) icon1371 icon934
摘要:
为掌握某型高压涡轮叶片叶尖及尾缘出流流量分配比例对内部冷却通道换热特性的影响,利用瞬态液晶测量技术研究不同进口雷诺数、4种出流流量分配比例下局部换热分布规律及平均换热变化趋势.实验结果表明:相同出流流量分配比例、不同进口雷诺数下局部换热分布规律相似,出流流量分配比例对局部换热分布规律有决定性影响,主要体现在第2及第3通道,叶尖出流孔1出流会削弱这两个通道的局部及平均换热;叶尖出流孔2和尾缘间出流流量分配流量比例变化对第1、第2通道的局部及平均换热影响不大,影响主要在第3通道,提高尾缘出流流量分配比例会显著增强第3通道局部及平均换热.
微气泡发射沸腾形成机理
唐继国, 孙立成, 朱光昱
2014, 29(4): 777-782. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2014.04.006
摘要 PDF(1006KB) icon1469 icon1052
摘要:
为了探究具有超高换热性能的微气泡发射沸腾现象的形成机理,采用FLUENT软件对加热面上单个气膜周围的速度场进行数值模拟,并与实验结果进行对比.实验结果表明,对于水,微气泡发射沸腾现象发生时,加热壁面上会出现气膜破裂的过程,并且过冷度和壁面过热度的升高会加剧这一过程.对于酒精,微气泡发射沸腾现象很难发生.计算结果表明,在过冷条件下气膜周围存在marangoni对流,对于水而言,过冷度和壁面过热度的升高会增强气膜周围的marangoni对流过程,而在酒精气膜周围 marangoni对流相对较弱.因此由气膜周围强烈的marangoni对流过程引起的气液界面上的扰动可能造成气膜破裂,这可能是微气泡发射沸腾现象形成的原因之一.
二维翼型大尺寸过冷水滴撞击特性及冰形分析
杜晨慧, 郁 嘉, 林贵平, 申晓斌, 卜雪琴
2014, 29(4): 783-791. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2014.04.007
摘要 PDF(996KB) icon1527 icon1001
摘要:
基于现有大尺寸过冷水滴(supercooled large droplet, SLD)动力学特性,分析水滴变形对阻力的影响.并根据几种典型的反弹/飞溅模型,分析了SLD的阻力变化、反弹、飞溅等对水滴撞击特性的影响,采用软件FENSAP-ICE的飞溅模型和LEWICE 2.0的反弹模型研究了反弹及飞溅现象对冰形的影响.计算结果显示:水滴撞击前的破碎现象对水滴尺寸分布有较大的影响,进行撞击特性以及冰形计算的时候需进行考虑;SLD破碎、飞溅、反弹降低了局部水收集系数、减小了水滴撞击范围;飞溅现象主要发生在机翼前缘附近区域,反弹主要在撞击边缘区域;水滴直径增加,飞溅现象逐渐减弱,但边缘位置的反弹现象一直很明显.SLD变形带来的阻力影响对冰形及结冰区域影响很小;与未考虑飞溅及反弹现象得到的冰形比较,考虑飞溅及反弹得到冰形前缘区域形状变化不大,但是整体结冰区域减小.
LPP低污染燃烧室两相喷雾燃烧性能数值研究
朱嘉伟, 颜应文, 李 诗, 邓远灏
2014, 29(4): 792-800. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2014.04.008
摘要 PDF(1215KB) icon1558 icon1060
摘要:
采用Fluent软件对贫油预混预蒸发(LPP)低污染燃烧室两相喷雾燃烧流场、温度场和污染排放性能进行数值计算.在副模结构保持不变时,LPP低污染燃烧室头部在相同工况下,数值研究不同的主模旋流角度对燃烧流场、温度场以及污染排放的影响.采用标准的k-ε模型对湍流黏性进行模拟,采用离散相模型对油珠颗粒的运动轨迹进行追踪,采用非预混平衡化学反应模型来模拟化学反应速率.数值计算结果表明:①在LPP低污染燃烧室头部存在明显的中心回流区、角回流区和唇口回流区;②中心回流区外形呈橄榄形状,并且回流区长度都较长,随着主模旋流角度的增大,中心回流区逐渐变胖且变短,角回流区则逐渐变小;③随着主模旋流角度增大,压力损失也随之增大;④热力型NOx生成的速率与燃烧温度超过1950K区域的面积大小和最高的燃气温度有直接的关系,在副模和主模火焰锋面附近,由于燃烧温度高,是热力型NOx的集中分布区域;⑤出口温度分布系数随着主模旋流角度的增加呈现出先减少后增加的趋势,且主模旋流角度为45°(C方案)时出口温度分布系数最小,即C方案的出口温度分布最均匀;⑥在相同的工况下,C方案燃烧性能相对最优.
多孔介质表面预混火焰熄火特性实验
张 龙, 许全宏, 张 弛, 林培华, 林宇震
2014, 29(4): 801-806. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2014.04.009
摘要 PDF(873KB) icon1299 icon913
摘要:
对微型燃烧室中多孔介质表面预混火焰开展了不同孔径、孔隙率的多孔介质出口流场特性和熄火特性实验研究.研究结果表明:相对于圆管流,多孔介质出口流场边界层变薄,主流区宽度增加约50%,速度波动最大可达到前者的2.2倍.多孔介质孔径相同时,随孔隙率减小,或孔隙率相同时,随孔径减小,主流区的速度波动幅值均减小,在小孔径下更为明显,最大速度波动幅值从2.435m/s减小至1.099m/s.多孔介质表面预混火焰的熄火特性受出口流场和火焰形态的影响很大,孔隙率减小或孔径减小都会使相同当量比下熄火速度增加,多孔介质参数的影响最大可使熄火速度增加近1倍.
气动热力学与总体设计
高超声速流场对自由流扰动波响应及边界层扰动波演化
王振清, 唐小军, 孟祥男, 吕红庆
2014, 29(4): 807-816. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2014.04.010
摘要 PDF(1315KB) icon1546 icon1041
摘要:
采用高阶精度有限差分方法直接数值模拟了来流慢声波作用下的钝锥高超声速绕流瞬态流场,分析了自由流扰动波与流场的相互干扰,并应用Fourier频谱分析了边界层扰动波时域和空域演化.结果显示:弓形激波出现连续的“∽”变形,初始扰动被显著放大,边界层内外扰动模态存在明显差别.从空域(沿流线)演化来看,在球头附近低频扰动为主导模态,出了球头区,总扰动模态中的低频和高频成分比例迅速转变,高频模态成分显著地增大.至流场下游,大部分低频分量衰减,或者不再增长,边界层内仅存在特殊频率的不稳定波快速增长.从时域演化来看,比起其他模态,主导模态的发展对上游激励的依赖更大.无论时域还是空域演化,都存在模态竞争现象.
航空发动机高空压力畸变试验
田金虎, 乔渭阳, 彭生红
2014, 29(4): 817-823. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2014.04.011
摘要 PDF(1107KB) icon1438 icon966
摘要:
鉴于航空发动机高空压力畸变试验的重要性,详细介绍了试验方案,通过插板,进行了航空发动机高空压力畸变试验,获得了基于插板扰流条件下的航空发动机气动稳定性特性,并初步获取了压力畸变、高空低雷诺数、引气和功率分出等关键降稳因子对该发动机稳定性影响的数量关系.压力畸变、高空低雷诺数以及引气、功率分出因素对临界综合畸变指数影响为:高度1km至高度18km,临界综合畸变指数降低了11.11%,高度1km至高度20km,临界综合畸变指数降低了14.69%.为航空发动机高空气动稳定性提供验证平台和试验数据支持.
考虑旋翼调制影响的直升机RCS特性分析及评估
蒋相闻, 招启军
2014, 29(4): 824-834. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2014.04.012
摘要 PDF(1936KB) icon1252 icon962
摘要:
考虑旋翼调制的影响,建立了适合于直升机全机雷达散射截面(RCS)特性计算的“面元-边缘法”.兼顾计算效率和精度,在外形变化剧烈地区域,网格进行加密处理,并保证电磁网格密度和尺度满足雷达波波长大小的比例关系.以桨盘倾倒方式计入桨叶的挥舞和变距运动,采用准静态法模拟旋翼对全机RCS特性的影响.分析了某直升机RCS极化、姿态、频率响应特性,并根据直升机RCS和雷达探测距离关系,提出了4级预警机制和角域范围.研究表明:旋翼转动时全机RCS动态响应具有连续性和对称性,振荡区散射水平强,RCS幅值为-5~12dB ·m2;奇数片桨叶比偶数片桨叶的RCS减缩2~5dB ·m2,且有利于控制直升机RCS包络线和散射峰值的时域响应,增强雷达隐身性能.
对转开式转子非定常气动干扰特性分析
夏贞锋, 杨 永
2014, 29(4): 835-843. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2014.04.013
摘要 PDF(1141KB) icon1314 icon869
摘要:
采用动态面搭接技术,求解非定常雷诺平均Navier-Stokes方程实现对转开式转子的非定常气动数值模拟.对10片桨叶单个转子和10×10对转开式转子构型分别进行模拟,对比分析前后两个转子间的气动干扰和滑流流动干扰.结果表明:与单个转子相比,对转开式转子前转子的拉力系数和功率系数减小,后转子的拉力系数和功率系数则都增大,并在一个旋转周期内都呈现20次周期性波动.前后转子拉力系数的频谱分析显示振荡发生在桨叶通过频率的偶数倍,且在2倍时后转子拉力的振幅最大.前转子桨尖涡与后转子的周期性干扰,引起后转子桨叶力分布的变化和非定常性.与单个转子相比,前转子后滑流轴向速度偏大,周向速度偏小.后转子对滑流有二次加速及旋涡恢复作用.
直升机旋翼多层层压黏弹阻尼器多参数动力学建模与分析
李锐锐, 杨卫东, 虞志浩
2014, 29(4): 844-851. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2014.04.014
摘要 PDF(1012KB) icon2277 icon892
摘要:
针对基于柔性多体系统动力学的直升机旋翼系统动力学建模方法的要求,结合嵌入式多层层压黏弹阻尼器结构特点,建立了基于内变量理论的嵌入式多层层压黏弹阻尼器时域模型.通过引入多层内变量场,改善模型在较宽应变幅值范围和激振频率范围内计算阻尼器动特性及双频激振下动特性的能力.在阻尼器建模过程中考虑了嵌入式多层层压黏弹阻尼器中金属隔片的影响,引入温度传递函数考虑了阻尼器在工作过程中温度上升对黏弹材料的影响,提高了阻尼器模型的精度.通过计算分析与实验结果相比较,验证了阻尼器模型在不同应变幅值、激振频率以及双频激振下的有效性,为直升机旋翼气弹分析计算提供了一种嵌入式多层层压黏弹阻尼器模型.
超燃冲压发动机流量匹配机理
黄 兴, 陈玉春, 王晓东, 李 洁, 蔡元虎
2014, 29(4): 852-857. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2014.04.015
摘要 PDF(966KB) icon1418 icon806
摘要:
采用基于集总参数方程的燃烧室性能计算模型,辅以临界面积法,应用于隔离段和燃烧室的一维流场计算,实现了双模态超燃冲压发动机各种模态下的隔离段和燃烧室的流量匹配计算,并分析了流量匹配工作机理.结果表明:在未分离超燃模态与分离超燃模态下,增加燃烧室供油流量,隔离段和燃烧室流量匹配是通过流道中的喉道处马赫数降低来实现的;在跨燃模态与亚燃模态下,增加燃烧室供油流量,流量匹配主要是通过提高燃烧室流道中热力喉道处的总压来实现的.
直升机/粒子分离器一体化流场特性: 第一部分 前进比的影响
曾平君, 孙 姝, 黄河峡, 杜沫辰, 陈 伟, 谭慧俊, 李光胜
2014, 29(4): 858-866. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2014.04.016
摘要 PDF(1039KB) icon1565 icon860
摘要:
针对典型布局条件下直升机/粒子分离器的一体化流动特性进行了仿真研究.利用相关试验数据对仿真方法的有效性进行了检验,将整体式粒子分离器安装至类“阿帕奇”直升机外型上,形成了一种典型直升机/粒子分离器布局方案,并分析了其在不同前进比下的一体化流场特性.结果表明:较高前进比下,在粒子分离器进口上游的齿轮箱外罩上出现了复杂的三维流动分离,使得粒子分离器在较不均匀的进口来流条件下工作.与独立粒子分离器状态相比,一体化条件下粒子分离器主流出口、扫气流出口的总压损失均有所加大,增幅分别为1%和8%.
直升机/粒子分离器一体化流场特性: 第二部分 桨盘载荷的影响
黄河峡, 曾平君, 谭慧俊, 杜沫辰, 孙 姝, 陈 伟, 李光胜
2014, 29(4): 867-874. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2014.04.017
摘要 PDF(1094KB) icon1329 icon840
摘要:
采用等效盘模型与全三维黏性仿真相结合的方法,对旋翼下洗流干扰下直升机/粒子分离器的一体化流场特性进行了仿真研究.验证了ROBIN(rotor body interaction)模型,对类“阿帕奇”直升机/粒子分离器进行了大、小前进比时不同桨盘载荷下的一体化流场特性仿真,并对比了一体化条件、孤立条件下粒子分离器工作特性差异.结果表明:小前进比时下洗流对粒子分离器进口的分离流结构影响较大,且下洗流携带动能的叠加使得一体化条件下扫气流出口的总压损失反而比独立粒子分离器低;较大前进比状态下,下洗流干扰使得齿轮箱外罩鼓包后的分离区位置向两侧偏移,范围相比无桨盘载荷状态有所扩大,不过其对粒子分离器气动性能参数的影响并不明显.
结构、强度、振动
双辐板涡轮盘/榫结构优化设计方法
陆 山, 赵 磊
2014, 29(4): 875-880. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2014.04.018
摘要 PDF(870KB) icon1486 icon879
摘要:
提出双辐板涡轮盘/榫三维结构优化设计方法,包括:以盘/榫总质量作为目标函数,分部管理的设计参数,盘/榫结构分部快速优化/整体精细优化策略;基于ANSYS软件,建立了双辐板涡轮盘/榫结构优化设计平台.针对某高压涡轮转子,设计了两种双辐板涡轮盘/榫模型,分析了盘缘喉部半径、盘缘厚度参数对盘/榫危险区应力的影响.优化结果表明:双辐板涡轮盘比单辐板涡轮盘应力分布更加均匀;在满足结构强度约束条件下,两种双辐板涡轮盘分别比单辐板涡轮盘减质19.90%和17.35%;对双辐板涡轮盘/榫模型进行优化,采用该优化设计方法的计算时间仅为采用常规三维优化方法的1/3,表明其优化设计方法的合理性及高效性.
确定总应变寿命方程参数的一种方法
王延荣, 李宏新, 袁善虎, 魏大盛, 石 亮
2014, 29(4): 881-886. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2014.04.019
摘要 PDF(795KB) icon1313 icon884
摘要:
为了使总应变寿命方程能够在较大寿命范围内具有理想的预测精度且其参数物理意义明确,基于总应变寿命方程中疲劳强度系数与疲劳延性系数的物理意义,建立了总应变寿命方程参数与单调拉伸强度极限和断面收缩率之间的关系,并结合TC4,GH4169及GH901合金的单调拉伸及疲劳试验数据,对其各自的总应变寿命方程参数进行了拟合,进而开展了疲劳寿命预测.结果表明:采用该方法确定的总应变寿命方程参数具有明确的物理意义,且对TC4,GH4169及GH901合金的疲劳寿命预测结果较为理想,其分散带基本在2倍以内.
基于时域有限差分的渐变温信号传输模型
门秀花, 李舜酩, 宋方臻, 徐 佳
2014, 29(4): 887-893. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2014.04.020
摘要 PDF(908KB) icon1356 icon862
摘要:
建立了一种基于时域有限差分(FDTD)的渐变温信号传输模型,利用迭代求解实现了传输导线在不同时间受不同温度影响的仿真分析.结果表明:测试信号的时域平均电压幅值随温度的升高而逐渐衰减,在573K时,电压幅值仅为303K时的90%左右,衰减幅度近10%.设计了一种渐变温环境下的振动测试试验,所得的输出信号的自功率谱峰值和时域平均电压幅值均随温度升高而减少,试验结果与仿真分析结果一致.此研究结果有助于提高振动测试的准确性.
3-D有限元转子模型减缩的旋转子结构法
左彦飞, 王建军, 马威猛
2014, 29(4): 894-900. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2014.04.021
摘要 PDF(862KB) icon1458 icon981
摘要:
为了对3-D有限元转子模型进行减缩,利用Guyan减缩法的基本原理,结合转子动力学分析理论,提出了易于实际应用的减缩方法——旋转子结构法并利用ANSYS程序将其实现.利用该方法减缩了某涡扇发动机转子模型21%的自由度数.减缩模型前20阶最大固有频率百分误差为0.43%,除第17阶振型置信因子为0.98外,其余振型置信因子均为1,临界转速计算的最大误差为0.46%.计算结果证明该方法是可行的.
镍基高温合金GH4169小裂纹早期扩展的原位疲劳试验
张 丽, 黄新跃, 吴学仁, 于慧臣, 张 敏, 李宏良
2014, 29(4): 901-906. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2014.04.022
摘要 PDF(1047KB) icon1515 icon1156
摘要:
通过原位扫描电子显微镜(SEM)疲劳试验,研究了直接时效GH4169高温合金在室温下的疲劳小裂纹萌生和早期扩展过程.结果表明:在应力比R=0.1的拉-拉疲劳载荷作用下,疲劳小裂纹的萌生寿命仅为全寿命的20%左右.疲劳小裂纹起源于表面夹杂,以半椭圆表面裂纹形状扩展,扩展后期穿透试样一侧形成角裂纹,角裂纹迅速扩展导致试样断裂.疲劳小裂纹的早期扩展易受局部微观结构的影响,扩展速率分散性较大.
叶轮机械
导叶冷却对涡轮级性能影响的数值研究
钟易成, 张村元, 徐伟祖, 潘尚能
2014, 29(4): 907-916. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2014.04.023
摘要 PDF(1362KB) icon1356 icon853
摘要:
针对某高压燃气三维扭转涡轮导叶全叶身冷气射流进行了数值模拟,详细分析了在设计转速下改变冷气流量对叶片气动性能、冷却效率和叶栅通道损失的影响;对比分析了在冷气流量相同的条件下,改变转速对涡轮级性能影响.结果表明:不同冷气流量对导叶冷却孔附近区域的静压影响较为明显,而对下游转子的型面静压影响不大;导叶冷气射流对叶栅通道内主流气流角影响较小;冷气流量占主流流量由2.50%增加至6.25%,叶片绝热壁温降幅达11.19%,导叶叶栅通道总压损失和能量损失分别增加了12.95%和12.01%,而涡轮级功率和级效率分别降低了2.39%和1.51%.
轴流风扇/压气机管道周向声模态的测量
王良锋, 乔渭阳, 纪 良, 余索远
2014, 29(4): 917-926. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2014.04.024
摘要 PDF(1146KB) icon1041 icon920
摘要:
利用管道内部周向均匀分布的麦克风阵列对某单级风扇在高背景噪声和较大硬壁反射条件下的管道周向声模态进行了实验测量.利用与参考信号互相关(CC)模态分解技术和传统的方均根(RMS)模态分解技术得到了主要的周向声模态振幅.通过与Tyler和Sofrin的理论分析对比,发现在高背景噪声和较大硬壁反射条件下,两种模态分解技术都能获得较为理想的模态分解结果;并且发现CC模态分解技术获得的模态振幅较低,初步分析这是由于和RMS模态分解技术相比,CC模态分解技术可以降低随机噪声对模态振幅分解结果的影响.此外,周向麦克风个数大于所要分解周向声模态阶数的4倍时,使用CC模态分解技术获得的模态振幅误差可以控制在1dB之内.
涡轮盘腔轴向封严流动的数值研究
张晶辉, 马宏伟
2014, 29(4): 927-934. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2014.04.025
摘要 PDF(1686KB) icon1345 icon815
摘要:
利用数值方法研究了轴向封严结构内的燃气入侵与封严流动.研究表明:由于封严间隙处流场参数梯度较大,封严面非匹配网格影响了数值传递从而造成封严效率数值结果偏高.定常数值模拟结果低估了导叶下游静压的周向不均匀性,同时没有考虑转静干涉,所得到的封严效率较非定常结果要高.非定常计算得到的导叶下游静压周向分布与试验结果符合较好,在盘腔子午面内形成3个涡核结构,引导静盘壁面流体流向动盘以补充动盘泵效应所需流量.封严间隙内存在旋转的燃气入侵与出流结构,燃气入侵伴随较大的切向速度,封严间隙内的封严间隙涡对封严效率有积极影响,封严面上径向速度的瞬时值为时均值的3倍以上.燃气入侵受到导叶尾缘周向静压分布和转子旋转的共同影响.
亚声速轴流压气机转子轴对称机匣造型优化的数值研究
高 翔, 楚武利
2014, 29(4): 935-943. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2014.04.026
摘要 PDF(1056KB) icon1412 icon772
摘要:
以西北工业大学某亚声速轴流压气机孤立转子为研究对象,提出了较为可靠的数值模拟方法,进而采用NUMECA软件包中DESIGN/3D软件块,在峰值效率工况下对该转子机匣进行了轴对称造型优化,最终得到优化转子.优化转子在叶片前缘将叶顶间隙泄漏涡推离叶片吸力面,虽然该结果导致前30%轴向弦长间隙泄漏涡涡量及流动损失有一定程度增大,但是在后70%轴向弦长,优化转子间隙泄漏涡的涡量与流动损失比原始转子有了很大程度降低,从而使得全局损失降低,峰值点效率提高,出口绝对总压增加.优化转子的峰值点效率提升约为0.36%,大流量点效率增加更多,但是近失速点会更早地形成叶顶低速区从而诱发失速,使得优化转子比原始转子稳定裕度略有降低.
改进的Qiu滑移因子模型用于离心压气机叶轮的参数研究
孟 斐, 田晓沛, 单 鹏
2014, 29(4): 944-952. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2014.04.027
摘要 PDF(1142KB) icon1722 icon859
摘要:
为适用于微型离心压气机叶轮的通流设计,对Qiu滑移因子模型加入了3个经验参数.首先对经验参数的求解方法及参数对于设计精度的影响进行了分析研究,发现其中经验参数cr对于设计精度影响较大.其次在通流设计中应用改进的Qiu滑移因子模型辅助生成叶片,用计算流体动力学(CFD)研究了cr所影响的模型滑移因子,与数值流场的出口平均滑移因子对比,得到了多种叶轮总体参数下cr的最佳取值.发现虽然微型、大型离心压气机叶轮总体参数变化范围很大,但cr的取值均以0.7左右为其最佳值.
自动控制
基于模态切换的航空发动机容错控制
杨征山, 仇小杰, 庄锡明, 黄金泉
2014, 29(4): 953-964. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2014.04.028
摘要 PDF(1230KB) icon1380 icon807
摘要:
综合了航空发动机控制和故障诊断方法,设计了基于模态切换的任务级和发动机级模式的容错控制系统.任务级模式在发动机部件故障时,通过切换控制策略和控制模式达到恢复或降低发动机性能的要求;发动机级模式在控制回路失效时,根据故障情况切换到容错控制回路,从而保证发动机继续正常工作.数字仿真结果表明:在稳态或加速过程中出现部件故障时,容错控制系统都能够100%恢复发动机的推力;在发动机中间、慢车和节流状态下,当压气机转速控制回路失效时,容错控制系统能够在3s内平稳切换到风扇转速控制回路.
基于LMI和离散模型的航空发动机压气机传感器鲁棒故障诊断
贺 琛, 张小栋, Patton R J
2014, 29(4): 965-972. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2014.04.029
摘要 PDF(1146KB) icon1285 icon920
摘要:
针对航空发动机压气机健康监测提出了一种基于线性矩阵不等式(LMI)和H∞优化理论的航空发动机压气机传感器鲁棒故障诊断的方法.在航空发动机具有模型不确定性和外界噪声的情况下,应用基于神经网络的线性拟合方法实现航空发动机压气机离散模型的建立;并通过LMI和H∞优化问题的求解得到未知输入观测器的设计参数,实现具有强鲁棒性的传感器故障诊断.该方法比以前研究中未知输入观测器故障诊断方法的优点在于能够同时处理模型不确定性和外界噪声.应用ALSTOM公司提供的燃气涡轮压气机模型进行了仿真验证,在压气机具有白噪声模型误差和正弦外界干扰的情况下,实现对小于测量范围2%的传感器故障的检测和诊断.
航空发动机主供油计量活门故障主动容错控制器设计
傅 强, 樊 丁, 彭 凯
2014, 29(4): 973-979. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2014.04.030
摘要 PDF(1110KB) icon1389 icon837
摘要:
针对航空发动机主供油计量活门执行机构发生故障时,系统的输出将会发生跳变,不能很好地跟踪系统期望输出的现象,采用模型参考自适应方法设计了主动容错控制器来解决这一问题.首先针对执行机构故障问题进行了数学描述.其次,选取系统的标称模型为参考模型,以输出误差最小化为优化目标,基于李雅普诺夫稳定性原理,寻找合适的自适应调节律,设计了自适应容错控制器.最后,针对发动机某一工况点进行了不同故障情况下的数值仿真.仿真结果表明:在主供油计量活门发生跳变故障和卡死故障时,自适应容错控制器可以通过参数自动调节,使得系统的输出能够很好地跟踪模型的输出,跟踪误差最终逼近于零.
火箭发动机
同心筒式发射装置附加弹射力影响因素分析
于 勇, 母云涛
2014, 29(4): 980-986. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2014.04.031
摘要 PDF(835KB) icon1479 icon789
摘要:
采用同心筒式发射装置发射导弹时,弹底会受到附加弹射力的作用,其值主要取决于排气狭缝宽度、增力装置、导流锥等因素.利用动量方程积分形式推导出附加弹射力的理论公式,分析各种因素对附加弹射力的影响,并利用数值模拟技术进行验证.结果表明:筒底所承受冲击力与弹底所受的附加弹射力呈正相关;减小内外筒间缝隙可提高弹底所受的附加弹射力;加导流锥能降低筒底所受的冲击力.导流锥母线越光滑,筒底所受到的冲击力就越小;增加导流锥后,燃气流动达到稳定状态的时间与无导流锥时所需的时间近似于相等.
基于模糊故障树和因子化分析的重复使用火箭发动机失效模式
侯金丽, 金 平, 蔡国飙
2014, 29(4): 987-992. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2014.04.032
摘要 PDF(766KB) icon1342 icon830
摘要:
为确定发动机薄弱环节,指导重复使用火箭发动机可靠性设计,以航天飞机主发动机为研究对象,通过模糊故障树分析法和因子化分析法对发动机主要组件的关键失效模式进行研究.结果表明:模糊故障树分析法给出关键重要度最高的底事件为由剥落、凹坑、磨损和腐蚀致高压氧化剂涡轮泵的轴承失效;因子化分析法通过考虑风险、时间和概率3种因素综合评估出发动机系统中的综合因子最高的失效模式为涡轮叶片失效.

版权所有 © 《航空动力学报》编辑部

本系统由 北京仁和汇智信息技术有限公司 开发