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2014年  第29卷  第7期

结构、强度、振动
航空发动机高压转子的结构动力学设计方法
廖明夫, 谭大力, 耿建明, 宋明波, 吕品
2014, (7): 1505-1519. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2014.07.001
摘要:
建立了航空发动机高压转子的动力学模型,该模型包含所有的结构动力学设计参数,揭示了设计参数与转子振动特性间的关系,提出了转子临界转速界值的估计方法,并予以理论证明.建立了分别基于两阶临界响应的支承刚度设计准则.发现了转子参数临界转速现象,在参数临界转速处,阻尼器将失去阻尼作用,振动趋于无穷大;给出了参数临界转速出现的条件,上述的结论对于航空发动机高压转子的设计具有重要的指导意义.
高温氧化对EB-PVD热障涂层内部应力场分布影响的数值模拟
郝勇, 齐红宇, 马立强
2014, (7): 1520-1526. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2014.07.002
摘要:
针对电子束物理气相沉积(EB-PVD)热障涂层(TBCs)复杂结构的特点,选用Walker黏塑性本构模型实现对其高温力学行为的准确描述.选择具有叶片曲率特征的圆管试样,并借鉴实际发动机载荷特征进行数值分析.重点考虑EB-PVD热障涂层界面的形状以及热生长氧化层(TGO)厚度变化对应力场的影响.计算结果表明,直线型界面对EB-PVD热障涂层结构的应力场改变不大,而余弦界面对EB-PVD热障涂层的应力场改变的幅度可达2倍之多;热生长氧化层的出现导致陶瓷层界面处的应力绝对值增加;无论是循环至最高温度1050℃还是冷却到100℃时,界面波谷始终受径向压应力,此处不易形成损伤,而波峰处的应力比较大,且其应力状态是损伤容易形成的部位,可以认为是陶瓷层失效与破坏的危险点.
支承刚度非线性转子系统的不平衡响应
马艳红, 何天元, 张大义, 洪杰
2014, (7): 1527-1534. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2014.07.003
摘要:
针对航空发动机中转子支承的刚度非线性问题,基于谐波平衡法,发展了一种适用于多自由度转子系统的不平衡响应计算方法.通过对带有非线性支承的双盘转子系统不平衡响应的数值模拟,获得了影响非线性转子系统不平衡响应的关键参数和重要规律.研究表明:转子不平衡响应的非线性特征与振型密切相关,转子的峰值频率和峰值振幅随支承刚度非线性的增强而升高,随不平衡的增大而增大,非线性支承会使响应中出现频率的3倍频和5倍频成分.
基于EMD样本熵-LLTSA的故障特征提取方法
向丹, 葛爽
2014, (7): 1535-1542. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2014.07.004
摘要:
针对振动信号的非线性、非平稳性以及微弱故障特征难以提取的问题,提出了一种基于经验模态分解(EMD)、样本熵和流形学习的故障特征提取方法.该方法将EMD、样本熵和流形学习相结合.首先,利用EMD的自适应多分辨率的特点计算分解得到的IMF(固有模态函数)信号的样本熵,初步提取滚动轴承状态特征值;然后利用流形学习方法对初步的提取的滚动轴承状态特征进行进一步的提取;最后利用支持向量机(SVM)对该特征提取方法进行分类评估,并将该方法运用在滚动轴承故障诊断实验中,实验证明该特征提取方法与基于小波包样本熵的故障诊断方法相比具有很好的聚类性能,且对于SVM的分类结果可达100%,在降低了特征数据的复杂度的同时,增强了故障模式识别的分类性能,具有一定的优越性.
齿轮-转子-滚动轴承传动系统的弯扭耦合振动
李朝峰, 周世华, 刘文明, 任朝晖, 闻邦椿
2014, (7): 1543-1555. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2014.07.005
摘要:
考虑齿轮啮合及扭转作用,建立齿轮-转子-滚动轴承传动系统的弯扭耦合非线性动力学模型.考虑输入/输出端、齿轮轴的弯曲/扭转振动等问题,推导了不平衡齿轮-转子-滚动轴承弯扭耦合的动力学微分方程.在考虑齿轮偏心和滚动轴承非线性接触特性的情况下,分析了转速、偏心量以及轴承游隙等参数对系统振动响应的影响规律.研究发现:由于弯扭耦合的作用,在主动轴中有着非常明显的从动轴转频成分.而在扭转振动中则各轴转频和啮合频率表现得更为清晰;滚动轴承有其自身的谐振频率,在系统设计阶段需要注意避开滚动轴承的变刚度频率对系统的影响;随着齿轮偏心量的变化对系统的时域和频域响应也有着很大的影响.另外,轴承游隙对系统的振动响应也有着较大影响,应选择合适的轴承游隙,以减小系统各处的振动幅值.
基于寿命件的民航发动机送修目标确定方法
付旭云, 陈银, 钟诗胜
2014, (7): 1556-1561. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2014.07.006
摘要:
为了科学合理地制定维修工作范围,提出了一种面向全寿命周期的基于寿命件的民航发动机送修目标确定方法.首先以全寿命周期内送修次数最少、寿命件总成本最低、目标在翼总循环最长为优化目标,建立了多目标优化模型;在分析各优化目标的基础上,提出了一种基于分步求解策略的模型求解方法;最后,采用某航空公司一台航发动机的实际数据对提出的送修目标确定方法进行了验证.结果表明提出的方法能够基于妥协系数和各优化目标权重实现全寿命期内送修次数和寿命件总成本的平衡,能够为发动机送修目标的确定提供决策支持,避免了送修目标确定的随意性.
性能退化双线性过程方法与成组试验方法的比较
王治华, 傅惠民, 黄蓉, 张勇波
2014, (7): 1562-1566. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2014.07.007
摘要:
针对性能退化可靠性分析问题,将双线性过程方法与成组试验方法进行了对比分析.首先,从理论层面阐述了双线性过程方法和成组试验方法对性能退化数据的建模过程,可以发现:双线性过程方法通过将性能退化数据作为一个整体进行统计分析,能够避免两步估计造成的信息浪费,提高分析精度.其次,以窗雨刮器开关性能退化试验为例进行了对比分析,结果表明,双线性过程方法共有2.5%的试验数据位于概率为90%的百分位值曲线估计结果上方,符合工程实际需要,而成组试验方法共有15%的试验数据位于百分位值曲线估计结果上方.此外,基于残差分析的模型检验结果表明双线性过程方法更为合理.
TC17钛合金高温超高周疲劳实验
李久楷, 刘永杰, 王清远, 侯方
2014, (7): 1567-1573. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2014.07.008
摘要:
自主研发了高温超声疲劳(20 kHz)实验系统,并完成了TC17钛合金在室温、200℃和350℃条件下的疲劳性能实验研究.结果表明:TC17钛合金的动态弹性模量随温度升高呈线性减小.S-N曲线在室温下呈直线下降趋势,但在200℃和350℃条件下,S-N曲线在疲劳寿命为107周次处出现明显的拐点.断口分析表明疲劳裂纹萌生于试件表面或次表面,没有发现裂纹萌生于内部的情形,TC17钛合金的裂纹萌生可不依赖于试件内部的夹杂物或缺陷.高温不仅促进了裂纹的萌生还促进了裂纹的扩展.
基于有限元法的平纹编织C/SiC复合材料等效导热系数预测方法
陆思达, 高希光, 宋迎东
2014, (7): 1574-1582. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2014.07.009
摘要:
提出了一种采用有限元法计算平纹编织C/SiC复合材料等效导热系数的方法.首先研究了材料的细观结构,根据材料显微照片建立了带基体碳纤维束复合材料的单胞模型,采用基体中孔隙分布随机生成的单胞模型,计算了孔隙率对基体等效导热系数的影响,通过施加3组边界条件计算出带基体碳纤维束和复合材料的等效导热系数.最后应用提出的方法计算分析了碳纤维体积分数和孔隙率对复合材料等效导热系数的影响规律.结果显示:复合材料等效导热系数随碳纤维体积分数增大而线性下降,碳纤维体积分数从54%增加到78%的过程中,复合材料y轴方向的等效导热系数下降了12.8%,xz轴方向的等效导热系数同时下降了8.6%;复合材料等效导热系数随孔隙率增大呈加速下降趋势,孔隙率从0增加到30%的过程中,材料的xz轴方向的等效导热系数下降了22.91%,y轴方向的等效导热系数下降了34.66%.
基于Taguchi方法的转子系统动力学容差设计
杨隽, 臧朝平, 刘永泉, 王晓伟, 冯国全
2014, (7): 1583-1590. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2014.07.010
摘要:
提出了基于Taguchi方法的转子系统动力学容差设计理论.从结构的动力响应要求出发,以Taguchi方法为基础,对结构的制造及装配容差进行动力学容差设计,减小结构在制造过程的设计参数不确定和安装工艺不确定影响下其动力响应的波动.该设计过程为:①通过正交试验及方差分析完成参数设计,初步确定符合要求的参数设计值组合;②确定容差设计的初始设计值及初始设计范围,确定目标函数,形成多目标优化问题;③利用遗传算法对多目标优化问题进行解算,得到容差设计结果.对某型双转子航空发动机具有初始不平衡量轮盘的安装工艺进行了容差设计.设计表明:具有初始不平衡量的轮盘在装配时通过控制不平衡量的幅值及相位角差的搭配可有效降低支承振动响应,设计后支承最大振动响应合格率由17.7%提高至97%,验证了该设计理论的可行性.
织构化配流副摩擦磨损性能试验
李阳, 邓海顺, 王晓雷
2014, (7): 1591-1597. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2014.07.011
摘要:
为改善轴向柱塞泵配流副的摩擦磨损性能,采用光刻-电解工艺,对配流副进行织构化,在配流副摩擦磨损试验机上进行试验研究.结果表明:织构化配流副能够有效减小摩擦因数,平均磨损截面面积和表面粗糙度的变化值都小于无织构配流副,不同于无织构配流副形成了比较严重的黏着磨损,微凹坑直径为100~300 μm时磨损相对更小,配流副只产生磨粒磨损,此时平均磨损截面面积为无织构配流副试件的4.54%~7.14%.摩擦因数和平均磨损截面面积间有着良好的相关性.
燃烧、传热、传质
Performance investigation of intercooler operating in wet condition using distributed parameter model
ZHOU Ya-feng, LIU Gui-lin, HAN Ya-hui, YANG Chun-xin, ZHU Zhi-li
2014, (7): 1598-1605. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2014.07.012
摘要:
The performance of a marine gas turbine intercooler operating in wet condition was evaluated. The intercooler was a cross-flow plate-fin heat exchanger that used air and pure water as its working fluids at the hot and cold sides, respectively. The heat transfer performance and the water vapor condensation were investigated for a relative humidity of the inlet air that reached 100% during warship cruise. The condensation of the water vapors increased the hot side outlet temperature by a certain amount, which could in turn influence the performance of the compressor downstream. The condensate film thickness and the void fraction were calculated based on an annular two-phase flow model. It is found that water vapor condensation in hot flow channel increases the outlet temperature with a maximum value of 7.3℃ in the case of 100% relative humidity. The calculated liquid film thickness reaches a maximum value of 4 μm, which indicates negligible thermal resistance to heat transfer. The results of liquid film thicknesses also provide a qualitative prediction of the diameter distribution of the condensate water droplets.
一种波瓣混合器超级燃烧室的掺混特性
程晓军, 范育新, 蔡迪, 王家骅
2014, (7): 1606-1614. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2014.07.013
摘要:
为了使涡轮基组合循环发动机超级燃烧室的涡扇涵道和冲压涵道两股气流具有高效低阻的掺混特性,设计了一种结构简单的方形波瓣混合器.用数值模拟方法对该方形波瓣混合器与常规混合器进行了比较分析,结果表明方形波瓣混合器具有与菊花型波瓣混合器相似的流向涡高效低阻掺混特性.进行混合器结构参数变化对掺混特性的影响研究发现扩张角对方形波瓣混合器的热混合效率的影响起主要作用,而出口高度的影响不大;当方形波瓣混合器的波长比为1.0时,方形波瓣混合器具有高效低阻的掺混特性.
肋角度对气膜冷却特性的影响
骆剑霞, 朱惠人, 刘存良, 贾广森
2014, (7): 1615-1622. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2014.07.014
摘要:
在光滑二次流通道的基础上,分析对比了两种带肋通道(135°肋和45°肋)对气膜冷却特性的影响.采用瞬态液晶测试技术获得了气膜孔下游表面传热系数比与气膜冷却效率分布.使用Fluent软件RANS数值方法对相应结构进行了数值模拟,并使用了realizable k-ε湍流模型.光滑二次流通道模型中,气膜孔内流线呈螺旋状分布,导致较大的孔内速度分离与流动损失.冷气射流分成两部分,其中一股形成一对偏斜的对转涡.135°肋结构中,二次流通道上部分的旋转涡为顺时针方向,使得气流易于流入气膜孔,气膜孔内流线呈直线分布.45°肋结构中,二次流通道上部分旋转涡为逆时针方向,增强了气膜孔内旋转涡.45°肋结构中冷气流入气膜孔之后的流动结构与光滑二次流通道结构相似.135°肋结构气膜冷却效率最大而表面传热系数比最低.
通用油箱热模型的建模与仿真
兰江, 朱磊, 赵竞全
2014, (7): 1623-1630. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2014.07.015
摘要:
全面考虑各种传热情况,建立了油箱壁面、油箱内气体和燃油的热平衡微分方程组,进而在Flowmaster平台上用C#语言二次开发了通用的油箱仿真模型.对某燃油系统进行了典型飞行剖面内的动态仿真,根据燃油质量、回流燃油质量流量和燃油温度的变化曲线定量分析用燃油作为热沉的冷却能力,确定适当的燃油混合循环质量流量以及燃油散热器的冷却量.结果表明:对于所研究的燃油系统,燃油能够冷却的最大热载荷约为50 kW;当热载荷为70 kW时,供油箱与前后输油箱的循环质量流量分别为0.3 kg/s和0.1 kg/s,燃油散热器冷却量为12 kW.
使用特征参数准则预测航空发动机燃烧室贫油熄火极限
张智博, 郑洪涛, 凌瑞
2014, (7): 1631-1638. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2014.07.016
摘要:
阐述了特征参数准则的核心原理和预测流程,使用计算流体力学软件FLUENT数值模拟分析了某型航空发动机环形燃烧室的贫油熄火过程,提出了判断熄火的征兆——“M”型火焰及其产生原因.运用特征参数准则研究了不同进口气流速度、气流温度等关键参数对航空发动机燃烧室贫油熄火极限的作用规律.结果表明:贫油熄火油气比随进口气流速度的增加逐渐下降;当进口气流温度小于395 K时,贫油熄火油气比随进口气流温度的增加逐渐降低;当进口气流温度超过395 K后,贫油熄火极限基本不随进口气流温度的变化而改变.
钝体改进结构对先进旋涡燃烧室燃烧流动特性影响
孙海俊, 曾卓雄, 徐义华, 胡春波
2014, (7): 1639-1646. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2014.07.017
摘要:
为探究先进旋涡燃烧室凹腔稳焰机制,提出了一种后钝体结构改进方案,并对改进后的燃烧室燃烧特性进行了预混和非预混燃烧数值模拟.结果表明:预混燃烧条件下,当量比为0.6和1.0时,钝体改进结构可有效增强凹腔内旋涡流动强度,增加凹腔内温度,同时使温度分布更加均匀.另外,凹腔内温度随预混进气速度增加而增加,且当速度增大到一定值时,温度变化不明显;非预混燃烧条件下,钝体改进结构可改善凹腔内旋涡流动及温度分布,在贫油燃烧状态时,凹腔内仍可维持较高的温度;钝体改进使燃烧室质量更小,具有一定的工程参考意义.
旋转受限层板中隔板对层板流动换热的影响
白国强, 常海萍
2014, (7): 1647-1653. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2014.07.018
摘要:
采用数值模拟的方法,研究了旋转受限层板结构中隔板对层板中冷却气体流动换热的影响机理.结果表明:隔板结构能够有效地提高层板的换热能力,旋转受限层板比不受限横流冲击层板的Nu高18%,比不受限横流冲击出流层板的Nu高15%.隔板导热条件下比绝热条件下的层板的Nu提高10%~15%.在旋转受限层板中,冲击孔靠近旋转中心一侧换热能力随着旋转数的增加而降低,冲击孔远离旋转中心一侧换热能力随着旋转数的增加而增加.旋转的加入,可以有效地降低靶面上由于隔板的加入而导致的高温区的温度,旋转受限层板更适用于涡轮动叶.
多孔介质结构参数对表面火焰熄火特性的影响
张龙, 许全宏, 张弛, 林培华, 林宇震
2014, (7): 1654-1659. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2014.07.019
摘要:
为优化基于多孔介质头部的微型燃烧室,以甲烷/空气预混气为燃料,针对多孔介质结构参数(当量孔径、孔隙率)在不同预混气初始温度下,对表面火焰熄火特性进行实验研究.研究表明:当量孔径为120 μm的多孔介质表面火焰两侧同时发生脱火,当量孔径为80 μm时先发生一侧脱火.随孔隙率或当量孔径的减小,熄火速度提升.当量孔径为80 μm,孔隙率为0.55,0.50,0.45的多孔介质在当量比为1.0,预混气初始温度为300K时的熄火速度分别为1.11,1.22,1.31 m/s.孔隙率为0.50,孔径为120,80 μm的多孔介质在当量比为1.0,预混气温度为300K时的熄火速度分别为0.73,1.22 m/s.预混气初始温度的升高对当量孔径为120 μm或孔隙率为0.45的多孔介质影响更加明显,预混气初始温度从300 K升至500 K时,熄火速度分别增加了120%,76%.
叶轮机械
高压压气机进气压力畸变试验
武卉, 张国旺, 杨明绥
2014, (7): 1660-1666. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2014.07.020
摘要:
为准确评估高压压气机畸变特性而进行了一系列相关试验,重点阐述了高压压气机进气压力畸变试验方法,提出了对综合畸变指数、动态和稳态畸变成分、门槛值、畸变图谱等特征参数的指标要求,以及测试方案和试验数据处理方法,并据此完成某型高压压气机进气压力畸变试验,获得总压畸变对该高压压气机性能的影响,以及相关稳定性评定数据.试验结果表明:该高压压气机非设计转速压力畸变敏感系数明显高于风扇部件,抗畸变能力弱于风扇部件;设计转速压力畸变敏感系数与风扇部件相当,表现出较强的抗畸变能力和良好的气动稳定性.
Aerodynamic design of three-stage vaneless counter-rotating turbine
ZHOU Kun, LIU Huo-xing, ZOU Zheng-ping, WANG Lei
2014, (7): 1667-1679. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2014.07.021
摘要:
An aerodynamic design criterion was discussed for the 1+3/2 counter-rotating turbine by analyzing the velocity triangles. There are 8 key aerodynamic parameters in the criterion, based on the consideration of aerodynamic efficiency and some strength requirements. Then, an aerodynamic design for the 1+3/2 counter-rotating turbine was made according to the criterion, and a three-dimensional simulation was conducted for it. Finally, the conclusions were obtained. The criterion containing 8 key aerodynamic parameters is verified rationally and the efficiency of the turbine reaches 91%. The aerodynamic characteristics of 1+3/2 counter-rotating turbine are mainly decided by the load coefficient, and due to an optimal power distribution coefficient of the low pressure turbine, the efficiency of the low pressure turbine can be best.
转子叶顶间隙泄漏流轨迹前移的动力学机制
刘东健, 李军, 李建伟, 罗志煌, 李凡玉
2014, (7): 1680-1687. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2014.07.022
摘要:
为了揭示压气机转子节流时其叶顶间隙流动的演变趋势及其形成机理,选取某亚声速轴流压气机转子为研究对象,采用多通道非定常数值计算方法对其内部流场进行了全三维数值模拟.结果表明:随着压气机转子流量减少,主流轴向动量减小,而在叶顶间隙两侧压力梯度和二次泄漏流的共同作用下,叶顶间隙泄漏流的轴向动量却不断增大,导致叶顶间隙区域内泄漏流与主流的轴向动量比不断增大,从而推动叶顶间隙泄漏流与主流的交界面不断向上游移动,这意味着叶顶间隙泄漏流在叶顶通道内造成的流动阻塞区不断扩大,正是叶顶间隙泄漏流相对于主流的增强造成的叶顶流动阻塞区不断扩大最终导致了该压气机转子进入失速状态.
传热对微型离心叶轮间隙泄漏流动影响的数值研究
孙芊蔚, 李秋实, 李志平
2014, (7): 1688-1694. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2014.07.023
摘要:
针对某微型燃气轮机的微型离心叶轮,采用三维数值模拟方法,将绝热壁面情况和考虑传热影响情况下的叶轮性能和内部流场进行对比研究,重点分析壁面传热情况对微型离心叶轮间隙泄漏流动的影响.研究发现:传热对叶轮性能的影响主要集中在其对间隙泄漏流的作用上.绝热条件下间隙泄漏流轨迹沿叶片吸力面向下游发展,传热则使得间隙泄漏流动迹向相邻叶片压力面偏转,增强间隙泄漏流与主流的掺混导致间隙泄漏流损失增大.与绝热情况相比,传热虽然在一定程度上减弱了叶片通道内的压力梯度,但由于热量的传入会导致间隙泄漏流初始堵塞增大,最终仍会在叶片通道内造成更大的间隙泄漏流堵塞.
叶顶间隙对高压涡轮动叶应力影响的数值研究
李钰洁, 刘永葆
2014, (7): 1695-1700. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2014.07.024
摘要:
针对叶顶间隙直接影响高压涡轮动叶气动特性及结构可靠性的问题,对不同叶顶间隙下的涡轮动叶进行了气热耦合数值计算.通过对流体域与固体域在物理边界上能量的传递进行耦合计算,揭示了泄漏涡流运动对叶片所受温度、压力分布的影响规律,分析了叶片热应力、气动力变化对结构强度的影响.结果表明:随着叶顶间隙高度的增加,泄漏流速增加,热应力变化明显,叶顶间隙高度在0.3%~3.0%变化过程中,叶片最大等效应力增大2.6%.所得结果可为叶顶间隙控制提供理论依据.
气动热力学与总体设计
Feature analysis on US military aircraft engine advanced technology programs
LIANG Chun-hua, SUN Ming-xia, LIU Hong-xia
2014, (7): 1701-1709. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2014.07.025
摘要:
US military aircraft engine advanced technology programs were overviewed and analyzed from light weight gas generator (LWGG) program initiated in 1960s through integrated high performance turbine engine technology (IHPTET) program started in 1980s, then to versatile affordable advanced turbine engine (VAATE) program. Some features and trends were summarized and concluded by literature statistics method, such as teams based on closely corporation among government, industries and academics, goals oriented with national defence strategies and weapon system development requirements, engineering manufacture and development including all relative disciplines and areas, verification measured by technology readiness level, the application extending to military aircraft engine, civilian engine, gas turbine and space vehicle, etc. The experience and lessons obtained can provide reference and guide for technology research and engineering manufacture and development of military aircraft engines in the world.
二次空气系统一维非定常计算方法
李澎, 吴宏, 陶智
2014, (7): 1710-1720. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2014.07.026
摘要:
研究了燃气轮机二次空气系统的非定常计算方法.通过将整个二次空气系统划分为两部分,特征“长”元件以及局部损失元件.特征线法用于单个特征“长”元件的求解,通过将连续方程、动量方程、能量方程构成的偏微分方程组转换为常微分方程组并联立求解,可以充分考虑内部流动与换热的相互影响;基于压力修正的流体网络法则用于由多个局部损失元件组成的局部流体网络,首先对动量方程组进行求解,进而对各自的能量方程进行求解.如何在采用这两种方法进行求解的上述两类元件之间进行数据交互将被讨论.此外,所提出的时间步长定义方法以及改进的元件计算模型使得二次空气系统的非定常分析得以实现.计算程序经与某系统定常实验数据及单个元件的非定常计算数据进行对比,在10s的计算时间内,基于特征线法得到结果与CFD数据偏差达到10.2%,结果表明该计算程序可以满足二次空气系统非定常计算的要求.
小型无人涵道飞行器飞行动力学特性
赵洪, 李建波, 崔钊
2014, (7): 1721-1728. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2014.07.027
摘要:
为了研究无人涵道飞行器的配平特性与稳定性,首先进行了全尺寸涵道螺旋桨风洞吹风试验,分析了涵道螺旋桨的气动特性并建立了涵道螺旋桨的气动模型,在此基础上建立了无人涵道飞行器的飞行动力学数学模型,对无人涵道飞行器进行了配平特性与稳定性分析.结果表明:前飞速度与迎角对涵道螺旋桨气动特性影响很大,导致无人涵道飞行器在不同前飞速度下稳定性与操纵性变化较大.在悬停及小前飞速度下,无人涵道飞行器是一种类似倒立摆的不稳定体,而且气动阻尼较小,无人涵道飞行器的速度与姿态角发散很快,倍幅时间约为0.5 s;在大前飞速度下,无人涵道飞行器的气动阻尼增加,飞行稳定性改善,但出现了纵向反操纵现象,增加了无人涵道飞行器的飞行控制难度.
自动控制
双目标约束下的航空发动机分布式控制系统最优保成本容错控制
王磊, 谢寿生, 彭靖波, 杨勇, 任立通
2014, (7): 1729-1737. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2014.07.028
摘要:
针对带参数摄动、Markov时延、数据丢包和外部干扰的航空发动机分布式控制系统,研究了当执行机构发生部分失效故障时的被动容错控制问题,在H性能指标和成本性能指标双重约束下设计了最优保成本容错控制器.首先对系统模型中的各不确定参数进行量化描述,并在此基础上建立整个闭环系统的增广模型;其次证明了双目标约束下闭环系统渐进稳定的充分条件,并给出保成本容错控制器的设计方法;基于双目标相容性理论,得到最优保成本容错控制律的求解方法.仿真结果表明最优保成本容错控制器能够在执行机构发生区间内的任一随机故障时保证闭环系统渐进稳定,并具备一定的H性能.且当发动机低压转子转速发生1%阶跃变化时,最优保成本容错控制器的主燃油流量和尾喷管临界截面积峰值仅为最优鲁棒H容错控制器的16.03%和16.93%.
基于约束人工势场法的弹载飞行器实时避障航迹规划
王伟, 王华
2014, (7): 1738-1743. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2014.07.029
摘要:
针对弹载飞行器飞行高度低、需实时避障的需求,提出了一种三维约束人工势场法用于弹载飞行器的实时避障航迹规划.该方法将人工势场法扩展到三维空间,增加了一个势场函数——高度调节势场函数,并将弹载飞行器的动力学约束条件引入人工势场法中.该方法继承了传统人工势场法计算速度快、占用内存少的优点,并能保证所规划航迹的可飞性.仿真结果显示约束人工势场法相比于传统人工势场法,具有以下优势:所规划的航迹更具有可飞性;可明显减弱在障碍物附近的抖动现象;可显著改善在狭窄通道中的摆动现象;不易陷入局部最小点.
一种直升机自旋训练过程涡轴发动机控制规律设计与仿真
严长凯, 周骁, 张海波
2014, (7): 1744-1751. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2014.07.030
摘要:
针对直升机自旋训练过程中涡轴发动机快速响应要求,提出了一种以燃油流量和导叶角为控制量的鲁棒控制规律抑制自由涡轮转速瞬态下垂.首先,通过改进UH-60直升机/T700发动机综合模型,使之能够模拟自旋进入及自旋恢复过程动态变化.其次,提出并设计一种基于燃油流量和导叶调节的涡轴发动机鲁棒控制规律,并通过典型的自旋训练过程仿真,验证了该控制规律相比仅以燃油流量为变量的控制规律,自由涡轮转速瞬态下垂量降低至3%以下,且燃油流量变化更加平缓,改善了执行机构的工作条件.
动力传输
面齿轮副啮合性能预控方法及试验
雷保珍, 李大庆, 王训伟, 邓效忠
2014, (7): 1752-1760. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2014.07.031
摘要:
为了提高面齿轮副的啮合性能,根据面齿轮的磨削加工过程和配对圆柱齿轮的三维拓扑修形原理,推导了面齿轮副的三维拓扑修形齿面方程,分析了5种修形因数对面齿轮副啮合性能的影响,提出了通过优化修形因数实现面齿轮副啮合性能的预控,通过试验验证了三维拓扑修形理论的正确性.研究结果表明:齿廓修形因数是主要的预控参变量,对接触区域沿齿高方向的宽度有明显影响.齿向修形抛物线因数影响接触区沿齿长方向宽度,两者取值的不同能显著影响接触迹线的倾斜程度和接触区域的形状和面积.通过齿面三维拓扑修形,能有效预控齿面的接触区域和传动误差,降低面齿轮副对安装误差的敏感性.