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2013年  第28卷  第4期

气动热力学与总体设计
涡轴发动机性能在线监测技术研究及试验验证
单晓明, 黄金泉, 周文祥, 蔡建斌, 旷桂兰
2013, 28(4): 721-729.
摘要:
研究了基于模型的涡轴发动机性能在线监测技术,开发了涡轴发动机性能在线监测软件,并进行了真实台架试车试验验证.试验结果表明:软件能够自动判断发动机是否已进入准稳态工况,并根据当前的大气条件、燃气涡轮转速、动力涡轮转速,实时计算发动机其它状态量与性能量,如压气机增压比、动力涡轮前温度、轴输出功率、耗油率等.与模型计算结果相比,被试发动机压气机增压比稳态测量值最大偏低2.3%左右,反映了被试发动机与基准发动机之间的性能差异,验证了涡轴发动机地面台架试车性能在线监测技术的有效性.
涡扇发动机高空台惯性起动的试验
马前容, 郭昕, 吴虎
2013, 28(4): 730-735.
摘要:
某型大流量涡扇发动机在高空台完成了飞行高度为5,8,10km的惯性起动.高空台试验结果表明:惯性起动过程中模拟的进气和排气压力存在着较明显的波动,偏离真实工况;利用不同的计算方法分析惯性起动数据,得到的飞行表速相差25~70km/h.以试验分析结果为基础,推荐了一种高空台惯性起动试验性能的评估方法,即成功起动以推杆时刻为起点3s内的平均值作为试验模拟飞行状态,起动失败以转速反转为起点到转速再次下降之间的平均值作为试验模拟飞行状态.
金属波形膨胀节在六分量天平中的试验
罗华云, 侯敏杰, 王月贵, 叶巍, 刘志刚
2013, 28(4): 736-742.
摘要:
为了探索弹性波纹管与内流式六分量天平的关联特性,在深入分析测力天平机理的基础上,采用测力台架与固定引气管路驻点式膨胀节软弹性连接方案.在载荷按刚度分配原则下,对膨胀节连接前、后天平输出信号的变化及天平控制体加压产生的附加力进行了对比分析,开展了膨胀节刚度、有效面积与测力平台的匹配性研究.试验结果表明:驻点式膨胀节的拉伸安装效果显著,为减少天平基准驻点漂移,提高测力系统的气动稳定性,有效面积的一致性一定要好,特别是整体横向刚度尽量小.
不可压平板边界层转捩机理
李宁, 罗纪生
2013, 28(4): 743-751.
摘要:
基于扰动形式N-S方程,从空间模式的角度,采用Fourier伪谱及MPI(massage passing interface)并行方法,模拟了不可压平板边界层从层流到湍流的转捩过程.通过对计算统计数据的分析,比较了不同幅值入口扰动引起的转捩过程的同异.研究结果表明:当层流中扰动幅值逐渐增大后,非线性作用将修正平均流剖面,表现为不稳定区域逐渐扩大,很多高次谐波被激发.当平均流剖面被修正到一定程度时,不稳定区域变得很大,这使得更多的高次谐波被快速激发并迅速增长,即转捩过程开始.由于大量谐波快速增长导致扰动能量快速增长,同时,扰动能量的快速增长又进一步加速了平均流剖面的快速修正,即平均流剖面的不稳定特性发生了改变,这样的相互作用使得层流快速变为湍流,因此,平均流剖面不稳定特性的改变在转捩过程中起到了关键作用.
基于壁面马赫数梯度的高超声速弯曲激波二维进气道数值研究
张林, 张堃元, 王磊, 刘媛
2013, 28(4): 752-758.
摘要:
研究了一种壁面马赫数(Ma)呈线性分布规律的曲面压缩面,以此设计了高超声速弯曲激波二维进气道,并与同等条件下常规三楔压缩二维进气道进行了比较.数值研究结果表明:根据给定的壁面 Ma 线性分布规律和压缩面增压比,通过有旋特征线理论来设计压缩面的方法是可行的;与常规三楔压缩相比,此方法能改善压缩面附面层的稳定性,能有效缩短外压缩段的长度,并且其性能参数对来流 Ma 变化影响不敏感,特别是非设计状态下性能优势尤为突出.在接力点 Ma 下其流量系数达到0.783,比常规三楔压缩二维进气道提高13.2%,同时喉道截面总压恢复系数也提高4.5%.
基于优化算法的倾转旋翼准定常气动模型
吴大卫, 李书
2013, 28(4): 759-764.
摘要:
取消了传统直升机旋翼准定常气动模型中对飞行工况和桨叶形状的诸多假设和限制,建立了适合倾转旋翼特殊桨叶形状、桨毂构造以及飞行工况的准定常气动模型.桨叶气动载荷计算基于叶素理论进行数值积分,旋翼挥舞系数通过序列二次规划算法(SQP)进行数值优化求解,诱导速度分布采用Pitt-Peters动态入流模型的稳态形式.利用该方法计算了XV-15倾转旋翼机的旋翼在不同工况下的气动性能以及挥舞系数.计算结果与风洞实验数据吻合良好,误差在8%以内且计算效率高,单一工况求解耗时在5min以内,该方法可用于倾转旋翼机总体设计阶段的性能分析或建立其飞行动力学模型.
马赫数分布可控的基准流场灵敏度分析与优化设计
李永洲, 张堃元, 王磊, 南向军
2013, 28(4): 765-774.
摘要:
利用Isight软件对反正切马赫数分布可控的轴对称基准流场设计参数进行灵敏度分析,获得了设计参数对基准流场总体性能的影响规律,其中前缘压缩角和系数 c 的影响最为明显.针对该基准流场,建立了多项式响应面模型并在设计点进行三目标优化,得到了总体性能较优的轴对称基准流场.基于该优化结果设计了圆形进口的高超声速内收缩进气道并在 Ma=4~7进行数值分析,结果表明:进气道在设计点和非设计点均具有较高的压缩效率和良好的流量捕获能力, Ma=6和7时出口截面总压恢复系数分别为0.581和0.513,压比分别为20.01和24.73, Ma=4时流量系数达到0.880,说明该优化方法可行.
二元高超声速变几何进气道气动特性研究
滕健, 袁化成
2013, 28(4): 775-782.
摘要:
设计了一种唇罩可沿来流方向平移的二元高超声速变几何进气道,对进气道开展了三维数值仿真研究,就气动特性与相应定几何进气道进行了对比.结果表明:通过迎着来流方向平移唇罩,进气道内收缩比由1.80下降至1.57,自起动马赫数由4.9下降至3.4.在来流马赫数为4.0~7.0范围内,变几何进气道与定几何进气道隔离段出口马赫数和增压比相差不大,变几何进气道流量系数和总压恢复系数可实现提升最大值分别为21%和9%.二元高超声速变几何进气道综合气动性能明显高于定几何进气道.
首届试验仿真与数据挖掘测试与分析会议(624)
某型航空发动机用离心喷嘴燃油空间分布特性试验
刘存喜, 刘富强, 毛艳辉, 穆勇, 徐纲
2013, 28(4): 783-791.
摘要:
建立了平面激光诱导荧光(PLIF)用于燃油分布特性测量的试验装置及其校正方法,并验证了校正方法的有效性.PLIF和平面激光散射(PLS)方法的燃油分布特性测量结果表明PLS方法对直径小于50μm的液滴存在非线性效应使小液滴集中区燃油分布测量结果偏大,PLIF方法适合燃油分布特性测量.利用PLIF方法从喷雾锥角、燃油周向分布不均匀度和分布指数等方面综合评价燃油空间分布特性.偏心和尺寸大小不等的凹槽等分布不均匀的表现形式表明:造成燃油分布不均匀的因素包括喷嘴内部通道表面粗糙度、喷射孔圆度和零件之间的同轴度.利用PLIF方法研究雾锥在供油压差分别为0.14,0.25,2.5MPa时雾锥沿喷射方向的发展过程,液滴随雾锥发展逐渐从环形集中区分散到整个雾锥横截面,并且液滴分散过程随供油压差增加而加快.
连续旋转爆轰波在无内柱圆筒内的数值模拟
唐新猛, 王健平, 邵业涛
2013, 28(4): 792-799.
摘要:
在对同轴圆管内的连续旋转爆轰的已有研究成果进行总结分析后,提出无内柱的连续旋转爆轰的燃烧室模型.利用结合了一步化学反应模型的圆柱坐标系下的Euler方程三维数值模拟了在这种燃烧室内爆轰波的传播行为.数值结果表明:爆轰波由初始起爆的单向传播最终自动收敛稳定到若干个典型爆轰波头的流场结构.在当前进气条件下,流量可以达到450kg/m2s,其基于反应物的比冲约为1900s.与同以H2/Air作为燃料时同轴连续旋转爆轰发动机(RDE)燃烧室模型的2000s相比,基于反应物的比冲十分接近,但由于内部有可燃气以爆燃形式燃烧等原因,有5%的损失.
马赫数为4的超燃发动机碳氢燃料点火试验
张弯洲, 乐嘉陵, 杨顺华, 程文明, 邓维鑫, 周化波
2013, 28(4): 800-806.
摘要:
在直连式脉冲燃烧风洞设备上,开展了模拟马赫数为4,总温为935K的超燃发动机碳氢燃料点火试验.试验利用了点火器加引导氢气、引导氢气自燃辅助点火、节流加引导氢气3种辅助点火方式成功实现了乙烯燃料的点火并维持了稳定燃烧.试验研究发现:利用氢气自燃辅助乙烯点火,氢气质量流量范围为0.43~12.61g/s,氢气质量流量过大不能成功点火;利用节流加引导氢气的辅助点火方式,节流量为10%~30%,氢气注油压力为5MPa能够可靠点火.最后研究了乙烯从凹槽上游和从凹槽底部注油的发动机贫油点火极限和富油工作极限,研究发现两者的贫油熄火极限相近,为当量比为0.077,而富油工作极限差别较大,当量比分别为0.327和0.471.
基于特征正交分解法的翼型结冰冰形快速预测
申晓斌, 郁嘉, 林贵平, 卜雪琴, 曾宇
2013, 28(4): 807-812.
摘要:
为加快翼型结冰冰形的计算速度,提出了一套基于特征正交分解(POD)法的结冰冰形快速预测算法.通过计算流体动力学(CFD)数值模拟计算得到的冰形结果作为样本,以结冰温度单参数变化时为例,详细介绍了POD法预测结冰冰形的实现步骤.考虑结冰温度、结冰时间以及液态水含量的影响,完成了单参数、两参数与三参数变化时的POD结冰冰形快速预测.通过算例结果发现:完成POD预测计算只需几秒钟且POD法与CFD法得到的冰形吻合较好,仅在冰角附近有较小差别,表明POD方法能够快速、准确地得到翼型的结冰冰形.
圆直管中离散孔超声速气膜冷却实验
张佳, 孙冰, 郑力铭
2013, 28(4): 813-818.
摘要:
以圆直管中的超声速高温燃气为主流,以常温氮气为气膜介质,用实验的方法研究了离散孔超声速气膜冷却规律,主流马赫数为2,射流马赫数分别为1,2,3.结果表明:射流流量是影响离散孔气膜冷却效果的最主要因素,提高吹风比或者增大孔径,都能显著提高气膜冷却效率;在实验工况下,冷却效率与吹风比和孔径的关系可以总结成实验关联式;射流喉部直径相同、流量相同情况下,射流马赫数对气膜冷却效果影响不大;在气膜孔附近,入射角为30°的射流比切向入射时的冷却效果差,在下流远离气膜孔位置,入射角为30°的射流冷却效果优于切向入射时.
短周期风洞中导叶表面压力和换热测量
李红才, 朱惠人, 付猛
2013, 28(4): 819-824.
摘要:
在发动机典型雷诺数和压比状态下对一种放大导叶叶型进行了表面静压和换热测量.雷诺数对表面压力系数的影响较小,压比增大使压力系数减小,并且吸力面压力系数最低点后移.雷诺数增大时叶片表面传热系数增加,并且吸力面上边界层转捩位置提前.压比主要影响吸力面传热系数,小雷诺数时压比增大会推迟吸力面上边界层转捩点位置,大雷诺数且吸力面后半段为超声速流动时,增大压比使该区域传热系数降低.保持主流总温不变,叶片表面绝热壁温随叶栅压比增大而降低,相同压比下,叶片表面处于层流状态时绝热壁温比处于湍流状态时低.
齿形几何参数对直通篦齿封严泄漏特性影响的正交实验
杜发青, 吉洪湖, 帅海山, 张勃, 王丁, 陆海鹰, 邓明春
2013, 28(4): 825-831.
摘要:
针对影响直通篦齿泄漏特性的6个主要几何参数(齿宽、封严间隙、齿高、齿距、前倾角和后倾角)及其常用的取值范围,依据正交原理设计了25个篦齿实验件,实验研究了其对泄漏特性的影响.结果表明:上述参数对流量系数的影响趋势有明显的区别;根据实验结果推断:封严效果最好的齿形结构为齿宽取0.1mm、封严间隙取0.3mm、齿高取3mm、齿距取9mm、前倾角取0°、后倾角取15°;上述参数在实验范围内的变化对流量系数影响程度的主次排序为:齿距→封严间隙→后倾角→齿宽→齿高→前倾角,齿距影响非常显著,封严间隙影响显著,后倾角和齿宽有一般影响,齿高和前倾角影响不显著.
超临界压力下航空煤油RP-3壁面结焦特性对换热的影响
袁立公, 邓宏武, 徐国强, 贾洲侠, 李一帆
2013, 28(4): 832-837.
摘要:
研究了超临界压力下航空煤油(RP-3)在微细管内流动过程中结焦对换热的影响规律.实验中系统压力保持为5MPa,燃油质量流量为3g/s.燃油溶解氧达到饱和,实验段进出口油温分别为127℃和450℃,实验时间为60min,并利用“称质法”获得煤油结焦量.结果表明:由于壁面结焦的差异使得换热特性沿实验段可分为3个区域:进口低温段的传热稳定区、结焦峰值处的传热恶化区和出口高温段的短期强化区.进口低温段结焦量较少,对换热的影响可以忽略;结焦峰值处由于其结焦迅速且量大致使管内传热热阻突增,传热系数下降36.1%故出现传热恶化;高温段出现短期强化是由于结焦微粒附着于管壁,增加了其粗糙度而导致近壁面处流体湍动能增大以及由于近壁面高温区域煤油裂解结焦而产生化学吸 热量,进而强化换热.随着时间的推移,结焦量不断增多,结焦热阻增加的效应抵消并超过以上两种因素的影响,因此又出现传热恶化.
多隔舱燃油箱惰化流场的数值模拟与分析
张声奇, 王学德, 王志伟, 刘卫华, 王小平
2013, 28(4): 838-843.
摘要:
根据多隔舱燃油箱的特点,建立了适用于多隔舱燃油箱惰化流场的数值模拟方法.将数值模拟结果与工程模型结果及国外文献中的实验数据进行了对比,验证了该方法的正确性.通过对各个隔舱内氧气体积分数分布的分析发现,惰化过程中,各个隔舱内的氧气体积分数趋于均匀,流出某隔舱的气体的氧气体积分数近似等于该隔舱内的平均氧气体积分数.将数值模拟得到的两种流通方式下隔舱间气体体积流量分配情况与隔舱间流通面积比进行对比发现,当通气口相对于富氮气体进口对称布置时隔舱间体积流量能够近似按照面积比分配,而不对称布置时分配情况比较复杂,不能够简单地按照面积比确定.
轴向长度对旋转爆震发动机的影响
陈洁, 王栋, 马虎, 刁吉阳, 于栋梁
2013, 28(4): 844-849.
摘要:
采用9组分19步基元反应模型,不考虑黏性、热传导和扩散效应等对流动的影响,对以氢气和氧气为反应混合物的旋转爆震发动机内流场进行计算,研究轴向长度对发动机性能的影响.研究表明:在一定范围内轴向长度对发动机比冲影响很小,轴向长度过长时会降低发动机比冲.轴向长度对爆震波的压力形成影响很大,轴向长度过小时,爆震波压力不高,过大时,会导致斜激波压力衰减.随着轴向长度的增加,由于膨胀的作用,出口的压 力不断降低,轴向长度为200mm时,出口的平均速度最大,此时发动机比冲也达到最大值;周向速度明显减小,降低了周向速度对发动机的不利影响;推力密度峰值逐渐下降;激波前后密度差逐渐减小,这使发动机的推力偏心矩也不断降低,从而可有效地减小角散布等不利影响.
大飞机动力
二自由度扭转干摩擦系统的频域响应计算方法
李琳, 范雨, 戴光昊
2013, 28(4): 850-857.
摘要:
针对一类作扭转振动的干摩擦系统,基于库仑阻尼模型和谐波平衡思想给出了其频域响应的求解方法,考虑了干摩擦界面上可能出现的周期内全滑移运动及阻滞-滑移运动.首先,建立了扭转干摩擦系统的二自由度集中质量模型,并进行了无量纲化.其次,建立了以谐波平衡思想处理该动力学模型的方法,并给出了系统的接触面作周期内全滑移运动及阻滞-滑移运动的判定条件.最后,对于这两种接触运动状态,分别给出了其摩擦力的处理方法和谐波展开形式,从而建立了扭转干摩擦系统的频域求解方法.以此方法计算了系统在一组不同的正压力下的响应,其结果与数值积分法所得的结果取得了相当的一致.此半解析方法较数值积分方法更能揭示扭转干摩擦系统的工作机理,并可以大幅提高计算时间,其推导和求解过程可用于类似的非线性系统.
含分层损伤复合材料层合板振动特性
漆文凯, 程博, 刘磊
2013, 28(4): 858-865.
摘要:
针对复合材料层合板分层损伤区域上、下子板的畸变模态,采用自定义矩阵单元模拟其损伤区的接触刚度,建立了一种合理的层合板分层损伤有限元振动分析模型;在此基础上研究了分层深度和分层大小对复合材料层合板振动特性的影响.数值模拟结果与实验结果的对比表明:采用的自定义矩阵单元可以有效地模拟层合板的分层损伤,模态计算值与实验值的最大误差为10.67%,最小误差为0.34%;分层深度和分层大小对复合材料层合板振动特性有较大影响,随分层深度变化,固有频率最多下降50%;随分层大小变化,前4阶固有频率最多下降12%.
高结构效率的斜流压气机结构设计
张大义, 洪杰, 马艳红, 梁智超
2013, 28(4): 866-871.
摘要:
针对高负荷斜流压气机的结构设计需求,引入和完善斜流叶盘的结构效率评估方法,用以协调各种设计要求和优化结构设计.基于提高结构效率的设计思想,提出“C”型和“M”型两种新型斜流叶盘结构方案,并通过平均应力值、振动鲁棒系数和轮缘变形协调系数3项的分析和结构效率系数的对比,论证了新型轮盘结构在减轻质量、提高可靠性和降低叶尖损失等方面的优势.分析结果表明:“M”型叶盘结构方案可使平均应力提高24.7%,质量降低20%,振动响应降低37.9%,轮缘最大变形降低67.6%.
基于变形协调和间隙浮动的双路功率分流系统均载特性分析
董皓, 方宗德, 王宝宾, 杜进辅
2013, 28(4): 872-877.
摘要:
针对双路功率分流系统的载荷均匀分布问题,建立了该系统的静力学模型,并根据系统构成功率流动闭环的特点,推导出扭转角变形协调条件,将该条件联立力矩平衡条件和弹性支承条件,计算出了各齿轮副传递的扭矩,得到系统的均载系数.从静力学角度分析了各构件安装误差和均载特性的关系,并分析了间隙浮动对均载特性的影响.结果表明:齿轮2存在安装误差为0.03mm的情况下,间隙量为0.8mm即可满足基本构件浮动,得到均载系数为1.0038,间隙浮动有利于提高均载性能.对比实验和理论分析的结果,同一误差条件下,功率分配分别为53.88%和53.50%,从而验证了该方法的正确性.
某航空发动机机匣的动力学模型修正
马双超, 臧朝平, 兰海波
2013, 28(4): 878-884.
摘要:
利用动力学模型修正技术对某航空发动机机匣的有限元模型进行了修正.通过振动模态测试得到了实际机匣的模态数据用以作为有限元模型 修正的基准.利用频率对单元刚度的灵敏度分析选定了修正区域.在此基础上,应用1阶优化方法对机匣的有限元模型进行修正.研究结果表明:修正后机匣有限元模型的前10阶模态的计算值与实际测试的误差都在29%以内,可以应用在后续的发动机整机动力学分析等方面.
叶轮机械
级环境下附面层抽吸对对转压气机性能的影响
刘波, 曹志远, 魏巍, 史磊
2013, 28(4): 885-892.
摘要:
为研究级环境下附面层抽吸(BLS)对对转压气机性能影响的机理,针对某双排轴流对转压气机转子进行附面层抽吸的探索.在前排转子R1(Rotor 1)、后排转子R2(Rotor 2)吸力面沿弦向不同位置分别开设3个不同抽吸槽,研究了不同吸气位置与吸气量下R1单独吸气、R2单独吸气对对转压气机流场结构及性能的影响.结果表明:R1单独吸气时,随吸气量增加,R1效率提高,R2效率降低,对转压气机整机效率先增大后减小,最佳吸气位置靠近R1尾缘;R2单独吸气时,随吸气量增加,R1效率基本不变,R2效率先增大后减小,对转压气机整机效率先增大后减小,最佳吸气位置靠近R2尾缘;附面层抽吸后落后角明显减小,叶排间的气流参数匹配是级环境下附面层抽吸需要考虑的重要因素.
基于表面“凹槽”与“陷窝”技术的低雷诺数涡轮流动损失控制
杨林, 乔渭阳, 母忠强, 罗华玲, 侯伟涛
2013, 28(4): 893-902.
摘要:
分别基于“凹槽”和“陷窝”技术对低雷诺数条件下涡轮流动损失控制计算研究.对于“凹槽”技术,采用三维大涡模拟数值方法深入分析凹槽位置、雷诺数等因素对控制效果的影响,同时采用实验分析的方法针对陷窝流动控制技术展开了深入地研究.结果表明:①增大扰动波幅值或选择合适的扰动波频率均可获得明显的控制效果;②二维展向凹槽处理扮演着“扰动发生器”的角色;③三维球窝不但扮演着“扰动发生器”的作用,还扮演着“旋涡发生器”的角色.球窝尾流区内高频率的旋涡形成与脱落,不但产生了加强流动掺混所需的旋涡,也产生了促进分离泡转捩所需的扰动.
燃气轮机压气机涡量动力学理论及分析方法
吴宏, 蒋洪德
2013, 28(4): 903-910.
摘要:
阐述了压气机涡量动力学理论及分析方法,建立了压气机总性能参数与两个重要的涡量参数(边界涡量流(BVF)和周向涡量)的直接数学物理关系,研究了基于BVF和周向涡量的分析优化方法.将该方法应用于燃气轮机多级轴流压气机中进行涡量动力学分析,从涡量角度指出了改进的方向.结果表明:周向涡量能反映近壁面的高损失区,使周向涡量峰值束缚在近壁区有利于降低端区损失,在通流设计中可通过优化环量分布控制周向涡量分布,算例中基于周向涡量优化可使跨声压气机转子效率提高1.13%;边界涡量流BVF能反映旋涡的壁面根源,通过优化BVF的分布可控制涡量壁面根源,有利于抑制旋涡和流动分离,基于BVF优化可使转子效率提高1.12%.
低雷诺数下离心压气机性能及流动影响的数值研究
霍磊, 刘火星
2013, 28(4): 911-920.
摘要:
对高空低雷诺数条件下低压离心压气机进行了全三维数值模拟,分析了雷诺数对其内部流场的影响.结果表明:随着雷诺数降低,离心压气机的效率、裕度和流通能力下降;影响叶片表面负荷分布,使得转子叶片的做功能力下降;叶片前缘分离区范围增大,二次流增强,分流叶片叶尖泄漏损失增大,主叶片吸力面通道的低速区明显增大,起始位置也向前移动,对展向的影响区域也随之增加.
叶片前缘形状对涡轮气动性能的影响
陈雷, 陈江, 赵石磊, 张慧
2013, 28(4): 921-929.
摘要:
采用Bezier曲线控制涡轮叶片前缘形状由圆弧形改为非圆弧形,用数值计算方法研究涡轮叶片前缘形状对其气动性能影响.首先以基元叶型为研究基础,数值模拟分析、比较不同基元叶型前缘形状在不同攻角下对涡轮叶栅性能影响.对于正常运行的攻角范围(-15°~+10°),由于非圆弧形前缘表面曲率半径增大较缓,减小了前缘表面流动的法向压力梯度,抑制过度膨胀,减小由摩擦力引起的能量耗散,损失减小,且非圆弧形曲率半径越大,提高性能效果相对越好.而在非设计工况的大攻角条件下,前缘曲率半径缓慢增大将导致叶型分离更严重,损失相对增加.其次以某5级低压涡轮作为验证实例,数值研究分析认为,非圆弧形前缘形状可改善叶片前缘流动特性,提高涡轮效率,但对于远离设计点的非设计工况,由于气流攻角的大幅度改变,会带来涡轮气动性能的负面影响.
火箭发动机
长期贮存固体火箭发动机安全性评估
沈伟, 王文, 张军, 黄卫东
2013, 28(4): 930-934.
摘要:
为评估长期贮存后固体火箭发动机安全性的变化,对贮存时间为18年的某型固体火箭发动机进行了解剖.测试并比较了经过长期贮存后发动机药柱的力学性能和各种感度,而后进行了长期贮存后推进剂和发动机试件的枪击试验,各种试验项目中均利用贮存期为4年的推进剂方坯进行对比.结果表明:长期贮存后推进剂热安全特性变化不明显,但撞击感度和摩擦感度明显增加并且在枪弹高速冲击下破碎严重,长期贮存后发动机在模拟枪击试验中表现出爆炸倾向,使用安全性大大降低.
含裂纹药柱老化结构分析
张建伟, 职世君, 孙冰
2013, 28(4): 935-940.
摘要:
为讨论不同贮存年限的含裂纹固体火箭发动机药柱的稳定性,基于黏弹性断裂力学,采用有限单元法,于药柱星角裂纹尖端处设奇异裂纹元,计算了弹射和点火情况下的J积分,对比了不同形状和不同贮存年限裂纹J积分的变化.结果表明:发动机在弹射工况下,裂纹J积分随贮存年限的增加而减小,裂纹的扩展机会越小;在点火工况下,裂纹J积分随着贮存时间的增加而增大,裂纹的扩展机会越大,裂纹不稳定.
固液火箭发动机试验燃速的计算
吴俊峰, 田辉, 李君海, 俞南嘉, 蔡国飙
2013, 28(4): 941-946.
摘要:
基于固液火箭发动机固体药柱燃速与药柱通道氧化剂质量流率的关系,推导分析得出:在2s短工作时间内或者药柱通道直径增大10%的情况下,燃烧室压力与其氧化剂质量流量成正比.因此通过试验测量的燃烧室压力可计算得到发动机转级或者关机拖尾段中的氧化剂质量流量.据此,计算发动机拖尾段消耗的燃料质量,消除发动机拖尾段燃料消耗对平均燃速的影响,可以修正常用的计算试验燃速的起止点平均法.利用此方法对两种试验推进剂组合的燃速进行了计算,原偏高的燃速值降低约20%,不同尺寸发动机的燃速符合尺寸规律,偏差在5%以内,使小尺寸发动机测得的燃速可应用到大尺寸发动机的设计中.
自动控制
基于ESN的航空发动机状态组合预测方法
郭阳明, 付琳娟, 冉从宝, 马捷中
2013, 28(4): 947-953.
摘要:
基于回声状态网络(ESN)预测模型,结合小波分析和主元分析,提出一种组合预测方法.首先对含噪非线性时间序列进行小波降噪,并重构时间序列产生训练样本,再将训练样本通过主元分析进行降维处理,降维后的时间序列数据则输入ESN模型进行预测分析.对控制飞机动力输出的动压参数非线性时间序列数据进行了仿真对比实验,结果表明:组合预测方法的5步和单步预测速度累计提高了66.97%,预测的平均平方误差、标准均方根误差和归一化绝对误差也均有较大提高.该方法与传统基于ESN的预测模型相比,能有效地提高预测的效率和精度,是一种有效的非线性时间序列预测方法.
变循环发动机建模技术研究
王元, 李秋红, 黄向华
2013, 28(4): 954-960.
摘要:
在对变循环发动机总体结构进行分析的基础上,参考双轴涡扇发动机部件模型的建立方法,建立了变循环发动机部件级数学模型.建立了区分叶根特性和叶尖特性的风扇部件模型,单外涵和双外涵模式的核心驱动风扇级数学模型.根据变循环发动机的特点,建立了反映变几何部件变化的稳态和动态共同工作方程.数字仿真结果表明:所建的变循环发动机模型能够实现工作模式之间的相互转换,并且在低空低马赫数双外涵模式下表现出了涡扇发动机特性,即高推力与低耗油率,而在高空高马赫数单外涵模式下相比涡扇模式提供的推力更大、耗油率更低,符合变循环发动机特点,验证了建模方法的可行性.