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2023年  第38卷  第8期

结构、强度、振动
航空发动机螺栓拧紧力矩系数波动试验
李小强, 韩玉杰, 陈飞宇, 王辉, 赵兵
2023, 38(8): 1793-1804. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20210629
摘要:

围绕表面粗糙度结构参数、表面润滑工艺参数,结合航空发动机螺栓多次装调工艺特性,设置表面装配特性差异条件,基于搭建的TC4单螺栓拧紧试验系统开展了试验研究。结果表明:使用力矩控制法时,随着拧紧摩擦面表面粗糙度的降低以及表面润滑程度的增大,拧紧装配时的当量摩擦因数随之减小且趋于稳定,从而提高了螺栓拧紧力矩系数的稳定性;拧紧摩擦面充分润滑且表面粗糙度越小、螺纹副充分润滑、使用高温石墨润滑脂可有效降低螺栓拧紧力矩系数的波动量,提高航空发动机螺栓组连接预紧力的一致性。

热力耦合作用下固定结合面的微动磨损特性
李玲, 李港华, 林红, 王晶晶, 张锦华, 蔡安江
2023, 38(8): 1805-1813. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20210737
摘要:

为提高微动磨损预测的准确性,考虑实际工况中温升的影响,通过引入随温度变化的磨损系数来修正能量耗散磨损模型并编写UMESHMOTION子程序,基于柱面/平面微动试验建立微动磨损的温度-位移耦合有限元模型。模型考虑了温度、应力和磨损之间的相互作用以及温度对摩擦因数的影响,通过与Archard模型进行对比来验证模型的正确性,探究材料塑性、温度和微动循环次数对接触表面磨损和温升的影响。仿真试验表明:修正的能量耗散磨损模型的磨损深度略小于Archard模型的磨损深度,且随着温度的升高两种模型之间的差距增大;不考虑材料塑性和温度的磨损深度偏小,考虑材料塑性的磨损轮廓不再是光滑的赫兹形状;随着循环次数的增加,接触表面的温度升高,温升峰值水平位置随着圆柱试件移动,磨损深度的增长速率由于温度的升高而变小,磨损轮廓突变点与磨损中心的深度差越来越小。

航空钛合金中厚板电子束焊残余应力控制
刘金刚, 郑剑云, 陈建文, 傅兵, 齐庭钰
2023, 38(8): 1814-1825. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220852
摘要:

基于热弹塑性理论,建立了航空用TC4钛合金中厚板的焊接有限元仿真模型,用以研究电子束焊和热处理后残余应力的大小和分布情况。利用双椭球热源和圆锥形热源的组合模拟电子束的热输入,且模型考虑了固态冶金相变的作用。结果表明,考虑固态冶金相变时仿真与试验测量得到的残余应力更加吻合,验证了该仿真模型的有效性;焊缝位置存在较大的纵向残余拉伸应力,其峰值可达到842.6 MPa,随着离焊缝中心距离的增大纵向残余拉伸应力不断减小,在焊缝两侧变为压应力,直至母材边沿残余应力为0 MPa;热处理方法可有效减小残余应力,也使焊件中残余应力的分布更加均匀,且加热温度对降低残余应力的作用比较明显,当加热温度为973 K时纵向残余拉伸应力的峰值可减少43.3%。

发动机涡轮转子叶片叶尖定时信号干扰与抑制
刘美茹, 郜伟强, 代江波, 刘佳蓬, 卫靖澜, 乔百杰
2023, 38(8): 1826-1836. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220942
摘要:

介绍转子叶片叶尖定时非接触测量原理及光纤传感器工作特点。将带冷却的光纤传感器应用于发动机涡轮转子叶片振动测试,获取高温高转速叶尖定时信号。结果显示,转速大于12513 r/min(叶片测试位置工作温度1326 K)时,脉冲信号出现严重干扰,系统无法完成阈值触发和到达时间计时。分析干扰产生原因,提出降低干扰的滤波和蓝光发射方法,开展发动机涡轮转子叶片非接触测振试验,结果表明:滤波仅能够抑制红光辐射,12513 r/min以上信号干扰有所改善,12605 r/min(叶片测试位置工作温度1375 K)以上仍存在干扰;滤波结合蓝光发射能有效解决高温高转速下的干扰问题,12702 r/min(叶片测试位置工作温度1388 K)以下,叶尖定时信号脉冲波形较好,系统可有效实现阈值触发和到达时间计时。

航空发动机涡轮叶片DR检测工艺参数优化
俞梦倩, 吴伟, 邬冠华, 夏志风, 傅伟成
2023, 38(8): 1837-1845. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20210731
摘要:

针对工业领域数字射线(DR)快速选定检测工艺参数获取高信噪比图像的需求,研究DR检测中多因素工艺参数不同组合对成像结果的影响。以航空发动机涡轮叶片同材料等效厚度试块为对象,采用二次回归正交旋转实验方法,建立检测图像信噪比与管电压、管电流、积分时间、不同等效厚度之间的二次回归方程模型,并检验单因素及各因素间交互作用对检测图像信噪比的显著性。利用人工刻槽航空发动机涡轮叶片结合回归方程模型,以检测图像信噪比为优化指标,在已知透照厚度情况下得到最佳工艺参数组合,比较检测图像信噪比的实际值与计算值。结果表明:在4组验证实验下实际信噪比值与计算值比较接近,误差范围在1.4%~5.5%,表明模型具有较高的可靠性。

TPS甩油盘端面槽型优化及创新设计
黎旭康, 张国渊, 吴福章, 梁茂檀
2023, 38(8): 1846-1856. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20210654
摘要:

针对涡轮动力仿真器现有的端面半圆线槽型甩油盘未能实现对内部循环流场的散热和润滑最大效能的问题,开展以降低最大流场温度和减弱涡流效应的槽型优化研究。提出了包括拋物线、渐开线、对数螺旋线等槽型新结构,并探讨了槽深、槽数、螺旋角系数等单一因素对流场特性的影响规律,采用正交试验法对多因素多目标的槽型结构参数进行了优化。结果表明:对数螺旋线槽型为一类更能提高润滑和散热的最优结构,利用正交试验法优化出的一组最优对数螺旋线槽型参数槽深为6 mm、槽数为10、螺旋角系数为0.4,以此设计了面向更高工况条件下的新型甩油盘结构,并仿真分析了其在典型工况下的流场特性。

基于深度学习的航空发动机内部损伤实时检测方法
何超, 陈果, 王雨薇
2023, 38(8): 1857-1864. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20210381
摘要:

针对航空发动机内部损伤实时检测问题,提出了基于YOLOv4框架下的目标识别网络模型,该网络模型具有检测精确度高,推理速度快的优点,实现了发动机内部损伤的实时检测。在具体实施过程中,该方法首先对不同损伤类型进行分类并对损伤位置进行标注,将图片与之对应的标注导入到改进网络中进行训练并得到对应的检测模型,最后,基于训练好的模型,对图片和视频流上的损伤进行实时检测。利用Pascal VOC(visual object classes)标准数据集与真实的航空发动机孔探图像数据集进行方法验证,结果表明所提出的目标识别网络在保证准确率的前提下每秒检测的帧率相比原目标识别网络提升了23.7%以上。为解决孔探损伤检测中人为因素导致的检测结果不准确与检测效率低下等问题提供了有效途径,具有很强的工程实用价值。

气动热力学与总体设计
基于QPSO的非壅塞固体冲压发动机一体化优化
王昭, 田小涛, 汤祥, 黄萌, 张博, 陈俊屹
2023, 38(8): 1865-1874. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220520
摘要:

为了对非壅塞固体冲压发动机性能进行充分优化,建立了相应的内外弹道一体化优化设计数学模型。首先构造了新的非壅塞固体冲压发动机性能预示框架。而后在此基础上,采用量子粒子群优化方法(quantum particle swarm optimization, QPSO),以巡航段和无动力下降段的总射程为优化目标,在满足推力约束的前提下,对冲压发动机的喷管喉径、进气道入口和喉部面积以及飞行攻角进行一体化优化。仿真结果表明:采用QPSO方法优化后的弹道射程较仅优化飞行攻角的方案提升18.65%,证明了一体化优化的有效性,为非壅塞固体冲压发动机的设计提供了理论基础。

推力矢量型V/STOL飞行器短距降落控制策略设计
龚正, 李沛晋, 王子安, 周涛, 陈永亮, 曲晓雷
2023, 38(8): 1875-1888. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20210718
摘要:

针对推力矢量型垂直/短距起降(V/STOL)飞行的短距降落(SRVL)过程,进行了纵向动力学建模。基于飞机的减速性能与轨迹、速度稳定性,采用可达平衡集方法,构建了策略参数的边界,制定了参数选取标准,设计一种制定短距降落策略的方法。根据降落策略,分段进行了相应的控制框架建立,内环采用动态逆控制律,并引用一种基于频域尺度的效能分配准则进行控制分配设计。基于蒙特卡洛仿真法,对降落策略的鲁棒性进行了仿真验证,结果表明:针对不同降落阶段的策略参数边界制定方法能够满足该阶段的任务需求,且这些参数边界对短距降落策略制定有着明确的参考意义。以L1自适应控制器作为内环增稳控制器,所设计的短距降落策略使得飞行器在着陆过程中有着良好的轨迹鲁棒性。

倾转旋翼机短舱倾转策略对驾驶员操纵负荷的影响
余新, 陈仁良
2023, 38(8): 1889-1900. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220214
摘要:

关注XV-15倾转旋翼机从直升机模式到飞机模式转换机动中驾驶员操纵负荷和飞行器运动状态。为得到转换机动过程中的驾驶员操纵和飞行器运动状态,提出一种综合考虑多影响因素的转换机动研究方法。将转换机动构造成一恰当的非线性最优控制问题,并将转换耗时、驾驶员操纵负荷、操纵分配、需用功率和飞行姿态构成优化目标。在约束中不仅考虑动力学约束中的轨迹和操纵限制,还包含倾转走廊和飞行高度方面的安全条件。结合小波分析来评估转换机动最优解中的驾驶员操纵负荷,并讨论不同短舱倾转策略对驾驶员操纵负荷和飞行器运动状态的影响。结果表明:为缓解驾驶员操纵负荷和飞行姿态变化,在转换机动中,短舱应从悬停开始以低速率倾转,到达一定速度后调整为正常速度。提出的优化方法可辨识不同短舱倾转策略的优劣。

基于粗糙集理论的螺旋桨设计规则提取
胡豹, 高永卫, 魏斌斌
2023, 38(8): 1901-1908. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20210645
摘要:

不同于由专家通过理论推导或经验得到设计规则的传统方法,提出了数据驱动的螺旋桨设计规则提取方法。使用粗糙集理论对螺旋桨优化设计过程中产生的大量方案数据进行分析,发展了适当的属性表示方法和属性离散方法。结果表明:在对两类不同参数螺旋桨型号的研究中,均提取出了“当各剖面诱导速度的差异越小时,螺旋桨效率越高”的设计规则,这一规则与Betz条件相当,验证了方法的有效性。基于数据驱动的螺旋桨设计规则提取方法可为后续三维设计规则的发现和优化设计研究提供技术支持,该思想也可供其他设计领域参考。

航空并联混合动力专用涡扇发动机快速设计方法
刘光璧, 王步宇, 王向阳, 帅石金
2023, 38(8): 1909-1925. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20230155
摘要:

为解决航空并联混合动力系统直接使用传统涡扇发动机时存在的发动机效率下降与低压压气机喘振问题,提出了一种通过质量流量预测确定涵道比的并联混合动力专用涡扇发动机快速设计方法,使用PROOSIS搭建了并联混合动力涡扇发动机模型,对发动机设计结果进行了性能评估与能量利用分析。研究表明,在与基准发动机相同的涡轮前总温限制下,设计结果能够满足推力需求。与在并联混合动力系统中使用基准发动机相比,使用设计的专用发动机时的油耗、能耗、低压压气机防喘振性能更优。混合度越高,使用专用发动机产生的性能提升越大。由于能量利用历程不同,发动机外涵道电能利用率远高于内涵道电能利用率和燃油利用率,这是并联混合动力涡扇发动机节能的根本原因。

DSI两级斜切后掠唇口对飞机外流的影响
苏嘉殷, 李博, 童佳慧, 徐猛, 邱宇宸
2023, 38(8): 1926-1936. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20210653
摘要:

为研究无隔道超声速进气道(DSI)唇口对飞机整体气动性能的影响,采用数值仿真方法对全机进行了三维内外流场的数值模拟。以进气道性能最优的单级后掠唇口为基准模型,在此基础上设计了两级斜切后掠唇口模型。研究发现与基准唇口相比,两级斜切后掠唇口模型不仅能够提高进气道的总压恢复系数,改善进气道的出口流场畸变;而且能够通过改变机翼表面的压力分布来改变机翼的升力,进而影响飞机整体的气动力特性。结果表明:在本文所研究的两级斜切后掠唇口不同的二级后掠角变化范围内,存在最佳后掠角度35°可以进一步提高全机气动布局升阻比,升阻比提高了0.034,其增益可达2.1%。

燃烧、传热、传质
径向旋转热管的数值模拟方法
李果, 许源, 张雨辰, 张国华, 丁水汀
2023, 38(8): 1937-1945. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20210639
摘要:

为了推动热管涡轮盘进入实用阶段,对热管内部的流动、相变及传热机理进行了数值模拟研究,采用流体体积(VOF)两相流模型,通过用户自定义函数(UDF)编程将Sun等提出的相变模型应用于重力热管及径向旋转热管,编程实现了相变界面网格捕捉方法以及质量守恒控制方法。重力热管的数值模拟结果与实验吻合较好,温度场的误差小于2%,将该方法推广至径向旋转热管后可观测到,离心力增大会使热管整体温度升高10%以上,内部工质流动加速超过2 m/s。以上结果说明,该方法适用于热管的数值模拟,而旋转离心力会对热管的温度场、流场产生较大影响。该工作为热管涡轮盘的数值模拟奠定了基础。

冷气喷注对导叶端壁冷却特性影响
董奇, 邱长波, 余强, 曹俊, 张志国, 杨卫华
2023, 38(8): 1946-1955. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220807
摘要:

为了研究涡轮导叶端壁前缘冷气射流结构对端壁气膜冷却特性的影响规律,设计了4种射流结构形式,采用试验和数值仿真相结合的方法研究了冷气射流几何参数和气动参数对导叶端壁绝热壁温的影响,得到以下结论:端壁低温区域呈现出“曲边三角形”特征,沿着叶栅通道中气流的流动方向,低温区急剧减小,且向着叶片吸力面剧烈偏转,最终在叶片吸力面尾缘处消失;端壁前缘冷气射流存在最佳结构,即当冷气出流面积比为0.072,射流孔面积比为2.0时,端壁绝热冷却效率达到最大值0.325;射流比对端壁绝热冷却效率有较大的影响,随着射流比的增大,绝热冷却效率逐渐增大,同时端壁最大绝热冷却效率出现的位置向着压力面发生偏移;在靠近端壁前缘区域内,温比对绝热冷却效率的影响甚微,变化幅度小于0.01,但在远离前缘的端壁区域内,绝热冷却效率随着温比增加而增大,最大增幅约为0.03。

基于机器学习的煤油液滴蒸发模型探索
王方, 韩琪炜, 蔡江涛, 李典望, 甘甜, 金捷
2023, 38(8): 1956-1964. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220590
摘要:

基于厚交换层液滴蒸发理论以及煤油的实验数据,通过机器学习理论中的线性回归、随机森林、支持向量机、极致梯度提升回归和全连接神经网络方法构建煤油液滴的蒸发模型,检验新构建模型的适用范围和精度。对比实验数据和传统模型、机器学习蒸发模型的预测结果,发现随机森林方法和极致梯度提升回归方法生成的蒸发模型不能合理外推,支持向量机方法的外推效果欠佳。线性回归的厚交换层模型和全连接神经网络模型的整体效果更好,与训练数据的均方误差分别为2.71×10−2和1.81×10−3。基于深度学习模型良好的预测效果,可以构建基于实验数据的、可以合理外推的“数字蒸发模型”,可能有更好的现实适应能力。机器学习液滴蒸发模型丰富了现有液滴蒸发模型,为机器学习液滴蒸发模型研究打基础。

高温强余旋非均匀来流生成规律数值研究
刘云鹏, 张举星, 李伟, 颜应文
2023, 38(8): 1965-1974. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220138
摘要:

对新一代一体化加力燃烧室高温强余旋的进口条件,开展了进口来流生成规律的研究。采用数值计算方法研究了非均匀流场发生装置在不同进口马赫数、余旋角和总温的非均匀流场特性。通过五孔探针的试验测量结果验证了数值模拟的准确性,采用数值模拟方法对流场不均匀指数进行了量化研究。结果表明:随着叶片扭转角度的提高,马赫数不均匀指数逐渐降低;余旋角不均匀指数随着轴向距离和进口马赫数的提高而降低;温度不均匀指数随着马赫数及主流进气温度的升高而升高。此外,发展的拟合公式能够很好地预测关键参数的变化规律,该计算结果可为流场不均匀发生装置的设计和优化提供理论和技术支持。

旋流杯燃烧室头部冷却设计及其对壁温的影响
赵婷杰, 于小兵, 卢铭涛, 王柏森, 林宇震
2023, 38(8): 1975-1983. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20230116
摘要:

在保证燃烧室流场结构相似、流量分配相当的基础上,针对旋流杯燃烧室开展平直孔板耦合挡溅板和斜向导流孔板耦合导流护罩两种头部冷却结构的设计,通过高温高压扇形燃烧室试验和三维数值仿真对冷却性能进行评估和分析。结果表明:平直孔板耦合挡溅板冷却结构的壁温远高于斜向导流孔板耦合导流护罩冷却结构的壁温,其主要原因是斜向导流孔板耦合导流护罩冷却方式为带有一定角度的收敛双锥形冷却构型,可通过引导气流吹除燃烧室头部近壁面角涡区,防止燃气在靠近壁面处产生高温区,从而降低燃烧室头部壁温。斜向导流孔板耦合导流护罩冷却结构的壁温大幅度降低,且温度分布均匀,提高了头部的冷却性能,增强了燃烧室头部结构的可靠性。

氧化剂环缝宽度对旋转爆震波传播特性影响的实验
赵明皓, 王可, 朱亦圆, 张玉坤, 黄忻昱, 范玮
2023, 38(8): 1984-1994. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20210637
摘要:

为了揭示氧化剂环缝宽度对旋转爆震波传播特性的影响,在凹腔形旋转爆震燃烧室中,采用环缝-喷孔式喷注器,燃料和氧化剂分别为乙烯和氧气体积分数为50%的富氧空气,实验研究了氧化剂环缝宽度对旋转爆震波传播模态及传播特性的影响。结果表明:在不同氧化剂环缝宽度下,均成功实现了旋转爆震波的稳定传播,并观察到稳定爆震、周期性振荡和非周期性振荡3种模态;周期性振荡模态的当量比范围随着氧化剂环缝宽度的增加而扩大,且每个振荡周期包括爆震波解耦、缓燃波加速和爆震波形成3个过程;与稳定爆震模态相比,在两种振荡模态中,燃烧波的平均传播速度大幅降低且存在较大的速度波动。

航空燃油闪点对油箱可燃性暴露时间的影响
刘冠男, 冯诗愚, 王立群, 潘江丽, 范菊莉
2023, 38(8): 1995-2000. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20210554
摘要:

基于国产民用飞机适航符合性评估需要,简要总结了FAA修订FAR25.981适航规章发展变迁,收集了国内外不同燃油海平面闪点数据,通过蒙特卡洛可燃性暴露分析程序,得到了闪点平均值和标准差变化对油箱可燃暴露率的影响。结果表明:闪点平均温度值越大,标准差范围越宽,油箱可燃性暴露率也越大,在相同条件下,飞机使用RP-3燃油的可燃性暴露率高于Jet A燃油,因此在我国飞机在适航审定过程中应当充分考虑燃油差异对可燃性的影响,完善适合我国国情的适航审定标准和规范。

自动控制
基于时间预测的升力风扇起动过程控制规律设计
江天牧, 张晓博, 王占学, 刘永泉
2023, 38(8): 2001-2014. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20230020
摘要:

为了减少轴驱动升力风扇起动时间,针对轴驱动升力风扇式组合推进系统提出了较为通用的控制规律设计方法。建立了一种基于趋势外推和参考升力风扇转速变化曲线的剩余起动时间预测模型;基于该时间预测模型和控制规律逐点寻优设计方法,进行起动过程控制规律逐点寻优,通过进行多轮次寻优并利用每轮的优化结果更新参考转速曲线,便可获得起动过程控制规律。应用该方法设计了起始状态低压转子转速为50%的起动过程控制规律,其起动时间仅需3.1 s与常规逐点寻优方法对比缩短了22.5%,且起动过程严格满足安全工作限制;进一步设计了起始转速为90%以及在50%~90%之间的多组起动控制规律,结果表明该方法不仅适用于低转速起动,在高转速起动时依然有效。

航空发动机分布式系统状态反馈周期事件触发控制
宋朋涛, 杨清宇, 温广瑞, 张志芬
2023, 38(8): 2015-2023. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20210640
摘要:

为平衡航空发动机分布式控制系统中总线服务质量与控制品质之间的矛盾,提出了一种基于线性矩阵不等式理论的周期事件触发机制与保成本控制器协同设计方法。基于输入-状态稳定性(ISS)定理,构造周期事件触发控制下闭环系统渐进稳定的充分条件,并给出了控制器增益与成本函数上界的求解方法;考虑网络时延的影响,利用分段 Lyapunov 泛函,建立时延下闭环系统的稳定性判据,并对系统的时延稳定裕度进行求解和验证。仿真结果表明:在所求解的事件触发机制与控制器联合作用下,闭环系统获得了较好的控制性能。当触发参数设定值为0.4时,系统具有0.454 s的时延稳定裕度,且通信资源节省率达到了83%,有效地提升了网络的服务质量。

火箭发动机
子母弹侧向气囊分离数值模拟与试验研究
李宝星, 孟豪龙, 邢鹏涛, 梅开, 许云志, 舒慧明, 赵凤起
2023, 38(8): 2024-2033. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20230053
摘要:

为了研究子母弹侧向气囊分离特性,采用低燃温高燃速固体推进剂作为能量源,建立了燃气囊式分离数学模型,利用4阶龙格库塔法进行求解,获得了燃气发生器内弹道、气囊膨胀以及子弹模拟载荷分离运动等分离参数变化规律,并搭建了子母弹侧向气囊分离模拟试验系统进行分离试验验证。计算结果表明:在分离过程中,气囊内压力呈现先增加后缓慢降低,再缓慢上升的变化趋势,子弹模拟载荷的加速度则呈现出先增加后减小,最大加速度峰值为15.1g,分离速度逐渐增加后趋于平缓,分离末速度为6.17 m/s;试验验证了子母侧向气囊分离的可行性,并获得子弹模拟载荷分离的加速、速度等参数的变化特性,计算结果与试验结果趋势基本一致,参数误差均在5.5%以内,表明该分离模型能够较好描述子母弹侧向气囊分离过程,可为子母弹短距离低过载分离技术提供一定基础支撑。

安全性、适航
发动机结构审定的基本原理及其应用
张弓, 何歆, 冯建文, 甄博
2023, 38(8): 2034-2041. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20210638
摘要:

为了在型号审定中更好地形成从要求制定、验证表明到使用中保持发动机安全性的闭环系统,通过综合失效设计管理、应力-强度干涉、典型结构特征和运行特性研究了发动机结构审定的基本原理,并建立了相应的工作模型。采用工作模型对发动机结构审定所涉及的典型失效模式进行分析,确定了12个条款的全部工作模型关键点,揭示了根据零部件失效后果确定条款适用对象,根据失效模式可控制性确定具体要求的条款内在关联关系。以典型专用条件和豁免为对象说明了限寿件和振动试验条款的安全意图及偏离处理中基本原理的应用。

叶轮机械
转轴偏心对离心压气机喘振边界的影响
陈颖秀, 郑新前, 侯安平
2023, 38(8): 2042-2048. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20210301
摘要:

采用试验方法研究了转轴偏心对某离心压气机喘振特性的影响,分析了轻度喘振和深度喘振的脉动特征,对比了不同转速、不同转轴偏心方向下离心压气机喘振边界的变化。试验结果表明:由于蜗壳非对称性的影响,离心压气机轻度喘振脉动幅值在周向上存在较大差异,且差异的幅值和相位均随转速的变化而变化;但蜗壳非对称性对深度喘振脉动幅值周向差异性的影响很小。与无偏心情况相比,转轴偏心最大使轻度喘振稳定工作范围相对增加4.24%。不同转轴偏心相位下,轻度喘振边界相对差异可达6.12%。当转轴偏心引起的最小叶尖间隙位于轻度喘振幅值较大的周向位置时,能有效抑制轻度喘振的周向差异性,拓宽轻度喘振边界,反之,轻度喘振稳定工作范围将会减小。蜗壳和转轴偏心的非对称耦合作用对深度喘振边界的影响很小,与无偏心情况相比,不同转轴偏心相位下深度喘振边界的变化均在1%以内。