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2017年  第32卷  第10期

燃烧、传热、传质
熵方程在瞬态空气系统流动方向判断中的应用
丁水汀, 车巍巍, 刘传凯
2017, 32(10): 2305-2313. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2017.10.001
摘要:
将非平衡态的熵方程应用于空气系统的求解中,推导了管道元件和节流元件内的熵产变化率的表达式,并通过熵产的非负性来判断流体的流动方向。结合模块化的建模思想,建立了瞬态空气系统流体网络法仿真程序。使用Shock-tube 模型与双腔模型进行验证。仿真结果与实验结果基本吻合,表明利用非平衡态的熵产能够准确判断瞬态空气系统中的流动方向,克服了总压判断的局限性,加速了空气系统的收敛。
一种新的RP-3航空煤油模拟替代燃料
曾文, 刘靖, 张治博, 马洪安, 张静, 刘爱虢
2017, 32(10): 2314-2320. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2017.10.002
摘要:
为了遴选出符合RP-3航空煤油物理与化学特性的模拟替代燃料,综合分析了RP-3航空煤油的物理与化学特性。针对其物理与化学特性,确定了RP-3航空煤油模拟替代燃料的遴选指标(包括摩尔质量、氢碳比、十六烷值与低热值)。针对遴选指标,提出了由正癸烷、正十二烷、异十六烷、甲基环己烷及甲苯等五种组分组成的RP3航空煤油模拟替代燃料,并对该模拟替代燃料中各组分的摩尔分数进行了优化。同时,对比分析了不同温度下该模拟替代燃料与RP3航空煤油的密度与运动黏度。结果表明,当该模拟替代燃料中正癸烷、正十二烷、异十六烷、甲基环己烷及甲苯的摩尔分数分别为14%、10%、30%、36%与10%时,该模拟替代燃料的摩尔质量、氢碳比、十六烷值与低热值与RP3航空煤油的相应数据非常吻合。同时,不同温度下该模拟替代燃料的密度与运动黏度变化趋势与RP-3航空煤油吻合较好。
导流块深度对楔形空腔内激波聚焦过程的影响
陈鑫, 谭胜, 王育虔, 何立明, 朱晓彬, 王川
2017, 32(10): 2321-2329. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2017.10.003
摘要:
为研究导流块深度对楔形空腔内径向入射激波聚焦过程的影响,对导流块深度分别为0、5、10、15mm的楔形空腔内激波聚焦的过程开展了实验和数值模拟研究。用高速CCD(charge coupled device)拍摄了楔形空腔中气流流动的纹影照片,用动态压力传感器测量了聚焦过程中流场的压力变化,并用高精度的数值方法对该过程进行了数值模拟研究。通过比较不同导流块深度下激波反射聚焦的过程发现:导流块深度越深,前导激波和压缩波两者聚焦的时间间隔越小,因此增大了激波聚焦的强度和空腔底部的压力峰值。导流块深度会影响二次激波形成的时间和发展程度,从而影响激波聚焦过程中楔形空腔内流场的紊乱程度。
超临界碳氢燃料流动换热的一维模型
李海旺, 王渊, 朱剑琴, 胡希卓, 陶智
2017, 32(10): 2330-2337. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2017.10.004
摘要:
考虑水平圆管内燃料流动换热过程和裂解反应及结焦过程之间的相互影响,提出一个一维稳态模型来研究碳氢燃料的流动换热过程与裂解反应的耦合特性。选用正癸烷作为替代燃料,裂解反应采用正癸烷裂解的一步总体化学反应模型,结焦过程采用一维结焦工程模型进行数值模拟,结果表明裂解反应能够强化换热。选择不同的管壁面热流密度、进口压力和质量流量等典型工况进行模拟,表明流动换热过程影响燃料裂解反应速率和在管内的驻留时间,从而影响裂解度。计算结果与实验数据的对比表明了程序的可靠性,加上一维程序计算效率高的优点,可将应用于快速工程计算,并为三维数值模拟提供支持。
流通面积比对旋流杯油雾速度场的影响
刘涛, 李文高, 卢克乾
2017, 32(10): 2338-2343. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2017.10.005
摘要:
设计了3种不同一二级流通面积比的旋流杯试验件,在气压自模区工况下,运用粒子图像测速仪(PIV)对其出口油雾速度场进行测量,研究了不同流通面积比对旋流杯出口油雾速度场的影响,分析了油雾速度场的结构及其速度分布的变化规律。结果表明:随着一二级流通面积比的增加,旋流杯出口油雾速度场呈现出回流区面积和回流区长度逐渐变小、回流速度逐渐变大、出口射流张角逐渐减小的趋势。此外,从径向速度沿径向分布可以看出,随着流通面积比的增加油雾速度场的抗偏斜能力具有增强的趋势。
基于图论的燃油管路稳态流动计算方法
魏杰立, 张净玉, 叶大海, 何小民
2017, 32(10): 2344-2354. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2017.10.006
摘要:
基于节点分析法,提出将局部损失并入相应管段的处理方法,推导阻力计算公式,从而得到兼顾沿程和局部损失的稳态流动计算方法。将该计算方法应用于实际的航空发动机燃油管路,采用VB.NET语言编写计算软件;同时,对燃油管路开展三维数值模拟计算。结果表明:局部损失对管路的流量分配影响较大;该计算方法得到的流量分配与数值计算结果趋势吻合很好,差别在±10%。
凹腔/支板结构亚燃冲压燃烧室性能
王亚妹, 方祥军, 林鹏, 顾洪斌, 王霄, 陶佳欣
2017, 32(10): 2355-2363. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2017.10.007
摘要:
为了避免基于凹腔火焰稳定器的亚燃冲压燃烧室壁面喷注时燃料与主流空气掺混非均匀性问题和提高燃烧室的性能,提出在亚燃冲压燃烧室中使用支板喷注代替壁面喷注的方案,数值模拟了凹腔/支板结构亚燃冲压燃烧室中燃料分布及流场结构,并分析了支板结构对燃料空气混合及燃烧室性能的影响。研究表明:支板虽然使燃烧室出口的总压恢复系数相对于壁面喷注方式下的降低了63%,但能使燃料均匀分布于整个流道内,增强了燃料与空气掺混,使燃烧室出口的混合效率和燃烧效率分别提高了21.4%和20.5%。燃烧效率的提高弥补了采用支板导致的燃烧室内气流的额外总压损失所带来的机械能损失,使得支板喷注时燃烧室出口的比冲提高了39.6%。因此,在亚燃冲压燃烧室中设置凹腔/支板结构,有利于提高燃烧室整体性能。
定容燃烧弹实验系统及C7燃料火焰速度测量
郑东, 钟北京
2017, 32(10): 2364-2370. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2017.10.008
摘要:
设计并搭建了适用于测量高温、高压条件下层流火焰传播速度的定容燃烧弹实验系统。详细介绍了定容燃烧弹实验系统的主要子系统的构成和功能,并阐述实验数据处理方法。测量初始温度为400K、压力为0.1MPa和0.3MPa,C7燃料(甲苯、甲基环己烷、正庚烷)/空气层流火焰传播速度,并与现有文献结果进行了对比。结果表明:该定容燃烧弹实验系统具有较高的可靠性,不仅能够准确测量较高初始温度、不同初始压力条件下燃料/空气的层流火焰传播速度,而且能够拓宽测量火焰传播速度当量比的范围。
火花型激励合成射流瞬时流场测试
吕元伟, 单勇, 张靖周, 谭晓茗
2017, 32(10): 2371-2377. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2017.10.009
摘要:
采用粒子图像测速仪(PIV)相位锁定采样方法对一个特定结构的火花型合成射流的非定常流场进行了实验测量,得到了火花型合成射流形成的涡对在外场的发展过程;同时采用热线风速仪对喷孔下游固定位置的瞬时速度进行了测试,对火花型合成射流激励参数(放电器储能、激励频率)的影响进行了初步的对比分析。结果表明:合成射流在孔口喷射初期呈现球面扩散状,在发展过程中不断剪切和卷吸外部气流,形成一系列旋向相反的涡串;合成射流的最大瞬时峰值法向速度出现在放电后大约005T时刻,随后其作用范围迅速扩大,瞬时峰值速度和涡量逐渐降低。在该激励器结构参数和激励参数范围内,合成射流随激励频率和放电器储能的增大而有所增加。
PR方程推算氮气/灭火剂蒸气等熵指数
陈梦东, 余建祖, 施尚, 谢永奇
2017, 32(10): 2378-2383. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2017.10.010
摘要:
氮气(N2)/灭火剂蒸气组成的混合气体的容积等熵指数和温度等熵指数随充填压力和温度的变化关系是影响机载灭火系统灭火剂释放过程的重要因素。基于PR(PengRobinson)方程和范德瓦尔混合规则,编制了N2/灭火剂混合气体的容积等熵指数和温度等熵指数的计算程序,计算了三组混合气体N2/HFC227ea、N2/CF3I和N2/CF3Br充填压力分别为42MPa和25MPa,初始温度为293K时等熵指数随温度的变化曲线。结果表明:它们的容积等熵指数和温度等熵指数随着温度的升高而逐渐下降,呈近似线性关系。在相同温度下,充填压力为42MPa时的三组混合物的容积等熵指数和温度等熵指数均高于充填压力25MPa时的结果。在相同的充填压力和温度下,N2/CF3I的等熵指数最大,其次为N2/HFC227ea和N2/CF3Br的最小。
各向异性复合材料平板气膜冷却特性实验和数值研究
侯亚东, 单勇, 李江宁, 张靖周, 谭晓茗
2017, 32(10): 2384-2393. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2017.10.011
摘要:
针对不同编织方式形成的复合材料平板气膜冷却开展了实验研究,利用红外热像仪测量了热侧壁面的温度场分布,分析了平板导热系数、吹风比、主流温度等参数对综合冷却效率的影响。在实验验证的基础上,进一步对单向增韧特点的复合材料进行数值模拟,分析了X、Y、Z三个方向导热系数对单孔气膜冷却壁面温度场分布和综合冷却效率的影响。结果表明:随着吹风比的升高,气膜综合冷却效率升高;随着主流温度的升高,气膜冷却效率降低;25D编织复合材料冷却效率最高,3D编织复合材料冷却效率最低。各向异性复合材料内部的温度梯度、传热量都与材料的导热系数特征有关,X方向和Z方向的导热系数增大,沿程综合冷却效率升高;而Y方向导热系数的增大对气膜冷却效率几乎没有影响。
具有热障涂层的导向叶片耦合数值研究
胡冰城, 王建华, 徐华昭, 吴伟龙, 徐景亮
2017, 32(10): 2394-2402. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2017.10.012
摘要:
利用气固耦合换热方法,对具有热障涂层(TBC)的、高度一体化的一级透平导向叶片的流动和换热特性进行了数值研究。结果表明:在接近真实透平高温高压运行的环境下,TBC对于叶栅通道的气动特性影响可以忽略不计;在冷气流量被减少的情况下,TBC在叶片前缘依然可以明显降低叶片金属表面温度和传热系数;但是,随着冷气流量的减少,TBC的作用在压力面尾缘急剧下降,在吸力面尾缘缓慢下降。对3个高度截面的平均金属温度定量比较得出:在同等冷却效率的条件下,厚度为0.15mm的TBC可以节约20%~30%的冷气流量。
仿生毛细芯平板热管性能研究
李红传, 纪献兵, 徐进良
2017, 32(10): 2403-2309. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2017.10.013
摘要:
为解决电子设备热管理问题,根据亲水性植物叶片表面微观凸起结构,以颗粒直径为75μm的电解铜粉为材料烧结制备了锥形毛细芯,制造了3种平板热管:普通蒸发段(No.1)、超亲水蒸发段(No.2)、超亲水蒸发段与超疏水冷凝段匹配(No.3)。以去离子水为工质,研究了加热功率、角度等因素对3种平板热管热性能的影响。结果表明:角度对3种平板热管的热性能影响不大,3种平板热管均具有较好的抗重力特性。超亲水蒸发段与超疏水冷凝段匹配的平板热管热性能最佳,当倾斜角为0°、加热功率为140.4W时,蒸发段中心点温度仅为67.0℃。超亲水蒸发段与超疏水冷凝段匹配的平板热管不仅具有最小蒸发热阻,最小值可达0.05K/W,而且具有最小冷凝热阻,最小值可达0.02K/W。
结构、强度、振动
压电网络对叶盘结构气动阻尼的影响
李琳, 邓鹏程, 李超
2017, 32(10): 2410-2418. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2017.10.014
摘要:
首先通过引入气动影响系数,建立了振动相关气动力与系统振动位移成比例的线性模型。基于此导出了叶盘结构气弹耦合的线性振动方程。接着在叶盘结构中引入压电网络,建立了流机电耦合动力学方程;并采用集总参数等效模型研究了压电网络对叶盘结构气动阻尼的影响,对流机电耦合系统的特征值问题进行求解,获得了可作为系统气弹稳定性判据的模态气动阻尼比。研究表明,压电网络可以有效改善叶盘结构主要振动形式——节径型振动的气弹稳定性;通过对压电网络中电学参数进行优化设计,可以在较宽范围内提高叶盘结构的颤振边界;压电网络对弯曲振动模态气动阻尼的改善效果优于弯扭耦合振动模态。
涡轮盘疲劳寿命评估流程及应用
李宏新, 王延荣, 石亮, 钟波, 魏大盛
2017, 32(10): 2419-2426. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2017.10.015
摘要:
建立了较完整的涡轮盘疲劳寿命评估流程,并以一个涡轮转子模型的分析实例给出了寿命评估流程的实施过程,同时探索了涡轮盘考核部位模拟试验件设计的方法。结果表明:所建立的涡轮盘寿命评估流程具有较强的工程实用性,所发展的寿命方程参数确定方法可有效利用现有材料手册中各种材料基础试验数据并能获得一组物理意义明确的参数,此寿命方程预测的寿命精度在2倍分散带之内;通过涡轮盘计算分析发现应力梯度是影响涡轮盘中心孔、螺栓孔边以及过渡圆角等部位寿命的关键因素,需在设计过程中重点关注;通过带缺口的平板模型算例模拟了涡轮盘危险部位的应力梯度特征,实现试验件缺口部位的应力梯度与涡轮盘考核部位的相对梯度特征接近,并提供了缺口模拟试验件设计方法,为使用简单缺口试验件评估涡轮盘考核点的寿命提供了技术途径。
各向异性陶瓷基复合材料涡轮叶片概率性热分析方法
屠泽灿, 毛军逵, 徐瑞, 娄德仓, 郭文, 黄维娜
2017, 32(10): 2427-2437. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2017.10.016
摘要:
考虑陶瓷基复合材料等纤维增韧复合材料导热系数的各向异性及分散性,建立了基于概率统计的陶瓷基复合材料涡轮叶片热分析方法。研究中以MarkⅡ涡轮叶片冷却结构为例,综合利用有限元方法和蒙特卡洛方法,分析了应用陶瓷基复合材料后的温度场均值和波动特性。计算中将导热系数作为随机输入参数,分析了导热系数各向异性及其分散度对叶片前缘滞止点温度、尾缘温度以及高温区域(T>900K)面积的影响。计算中发现在本文的计算工况下,考虑导热系数存在正态波动情况时,叶片前缘滞止点、尾缘温度波动也满足正态分布。前缘滞止点温度在导热系数变异系数为01,导热系数比为2时其温度波动最大,相比12731K的均温,有16%的概率超温913K。尾缘温度在导热系数变异系数为01,导热系数比为10时波动最大,有16%的概率超过均值11529K达527K。计算结果表明:导热系数分散度所带来的波动,会导致叶片内部高温关注区域(T>900K)的面积增大,并且高温关注区域相对增加量ΔShot随导热系数变异系数α的增加而增加。计算结果表明,高温关注区域相对增加量最大发生在导热系数比为2,变异系数为0.1时,此时ΔShot=4.8%。
润滑油路静电传感器动态特性仿真与试验
刘若晨, 左洪福, 冒慧杰, 孙见忠
2017, 32(10): 2438-2446. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2017.10.017
摘要:
针对航空发动机润滑油路磨粒在线监测的静电传感器缺少特性参数与验证方法的问题,根据静电感应基本原理和传感器结构,提出相应的特性参数指标,利用环状探极感应模型进行仿真,并设计和搭建了静电传感器试验系统平台,通过试验对润滑油路静电传感器动态特性进行分析与验证。结果表明:所提特性参数指标可有效反映静电传感器的动态特性;长径比是环状润滑油路静电传感器的重要结构参数,传感器效率随长径比的增大而增大;传感器有效视场也随探极尺寸的增大而增大;所建平台可适用于实物静电传感器动态特性的分析与试验,且具有良好的可重复性。仿真和试验结果对润滑油路静电传感器的设计与应用具有重要的指导意义。
动力传输
某直升机主减速器行星轮系功质比的区间多目标优化
黄康, 马加奇, 夏公川, 周志红, 张祖芳
2017, 32(10): 2447-2455. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2017.10.018
摘要:
针对某型直升机主减速器行星轮系功质比的优化问题,建立含有密度和啮合摩擦因数等不确定性参数的区间多目标优化函数及相应的约束函数,利用改进的区间多目标分层优化方法,得到多目标优化函数的最优结果区间和参数变量,对优化前后主减速器行星轮系的传动性能进行深入比较。根据优化结果设计直升机主减速器行星轮系的传动效率试验方案,试验结果表明:区间多目标优化后主减速器行星轮系质量减少6.2%,传动效率提高2.14%,且效率曲线变化随着载荷的波动更加趋于稳定,说明区间多目标优化方法应用于某型直升机主减速器行星轮系功质比优化方面的有效性。
高重合度齿轮传动系统的振动参数稳定性
李同杰, 靳广虎, 朱如鹏, 李发家, 安鲁陵
2017, 32(10): 2456-2466. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2017.10.019
摘要:
研究了高重合度齿轮转子-滚动轴承传动系统的振动强度稳定性以及振动轨道稳定性随系统参数的变化规律。通过振动强度参数稳定域的计算,量化了高重合度齿轮副对齿轮转子滚动轴承传动系统稳定性提升的贡献大小。结果发现在转子质量偏心较小的条件下,高重合度齿轮系统的振动强度稳定性要比普通重合度齿轮系统提升很多;但在转子质量偏心较大时,高重合度齿轮副的采用对传动系统参数稳定域的扩张并没有显著贡献。通过振动轨道稳定性全局分岔图的计算,明确了滚动轴承游隙、转子质量偏心等参数对高重合度齿轮转子-滚动轴承系统振动轨道稳定性的影响规律,获得了系统各种稳定周期轨道及非周期轨道与对应参数区间的映射关系。
自适应可调品质因子小波变换在轴承早期故障诊断中的应用
王晓龙, 唐贵基, 周福成
2017, 32(10): 2467-2475. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2017.10.020
摘要:
分析了可调品质因子小波变换(TQWT)的近似平移不变性,并通过模拟信号对该性质进行验证。提出了基于时频峭度指标优化的自适应可调品质因子小波变换(ATQWT)方法,用于解决滚动轴承早期故障诊断问题。首先利用时频峭度指标对TQWT的品质因子和冗余因子进行搜寻,确定最优影响参数后,根据所得结果设置好TQWT的参数并对原始信号进行处理,得到相应的信号分量并选定最佳信号分量,对最佳信号分量执行包络解调处理,最后分析包络谱中的频率成分来判定轴承的状态。实验信号分析结果表明:所得时频峭度指标更加可靠,鲁棒性更强。在低信噪比情况下,该方法可以准确分离出原始信号中的微弱特征,有效判定轴承的早期故障。
引入稀疏原子特征融合的滑动轴承摩擦故障状态监测
张峻宁, 张培林, 华春蓉, 李兵, 陈彦龙
2017, 32(10): 2476-2483. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2017.10.021
摘要:
从信息融合理论出发,将特征的稀疏表达作为特征融合参数,提出一种结合K奇异值分解(KSVD)和最大相关最小冗余准则(mRMR)的轴承摩擦故障特征融合算法。该算法采用KSVD对信号稀疏化,将稀疏系数对应的字典原子作为特征融合的参数,用以表达非线性故障信息;针对字典原子集的优化选择问题,基于互信息的mRMR提出一种确定最优原子集的原子数目的准则;最后,通过最大化原则融合稀疏系数,提取故障状态监测的有效信息。轴承摩擦故障模拟实验的结果表明,所提方法能够更好地融合不同特征的故障信息,相比于单特征和其他融合特征方法,提高了约12%的故障识别率。
气动热力学与总体设计
旋翼气动特性分析及直升机配平计算
吕少杰, 魏靖彪, 刘宁, 曹义华
2017, 32(10): 2484-2490. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2017.10.022
摘要:
以UH-60A直升机为例,建立了适合用于准确细致地描述旋翼气动特性和直升机配平的旋翼气动模型。分别将动量理论模型和该旋翼气动模型代入直升机全机飞行动力学模型中,对算例直升机进行了配平,并与试飞数据和参考模型结果进行了对比,验证了该模型有效且精度更好。在此基础上,分析了不同前进比桨盘诱导速度、迎角和升阻比的分布。结果表明:随着前飞速度增加,诱导速度分布更加不对称,桨盘侧倾加剧;大速度前飞时后行桨叶气流分离区域变大,在反流区内外迎角分布将发生突变;由于空气压缩性和反流区作用,大速度前飞时前行桨叶桨尖处与反流区内升阻比较低。
喷流落压比对高超飞行器尾喷管内外流干扰的实验
秦思, 贺旭照, 曾学军, 乐嘉陵
2017, 32(10): 2491-2497. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2017.10.023
摘要:
为了研究吸气式高超声速飞行器尾喷流对飞行器尾部区域气动性能的影响,在中国空气动力研究与发展中心05m高超声速风洞中,在来流马赫数为50和60条件下,开展了不同落压比条件下的尾喷流干扰测压实验研究,同时采用高清纹影观测了喷流干扰区域的流场结构。实验结果表明:不同喷流落压比时,飞行器尾部区域表面压力分布差别明显,高落压比时喷流干扰作用的区域更大,压强数值更高。纹影也显示高落压比时交叉干扰激波更强、剪切层扩张更明显。喷流干扰区域已影响到了飞行器水平翼区域的压力分布,将会对飞行器操纵特性产生影响。
组合循环发动机飞机/发动机性能一体化分析
张冬青, 宋文艳, 柴政, 刘立立, 孟乒乒
2017, 32(10): 2498-2508. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2017.10.024
摘要:
采用飞机/发动机一体化分析方法,开展了两种典型组合循环发动机方案(方案一为涡轮/亚燃冲压/双模态超燃冲压组合发动机,方案二为涡轮/引射冲压/双模态超燃冲压组合发动机)总体性能对比研究。基于给定的马赫数为65巡航的高超声速飞行器的飞行任务需求,进行了约束分析与任务分析,优选出满足约束条件下的飞行器起飞推质比和机翼载荷,得到了相应的飞行器起飞总质量和海平面起飞推力,并进行了两种方案的对比研究。结果表明:在完成相同的飞行任务下,方案一的起飞总质量与方案二相当,前者比后者减小了26%;方案一的起飞推力比方案二高出103%;基于涡轮发动机水平,方案一和方案二分别需要采用两台海平面起飞推力为129kN和119kN量级的涡轮发动机。此外,飞行器起飞总质量随巡航距离增加而显著增加,巡航距离为4000km时,两种方案的起飞总质量将达到85t左右。
自动控制
基于非定常喷气的压气机模型及模态控制
苏三买, 刘俊杰, 孙占恒, 翟向博
2017, 32(10): 2509-2515. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2017.10.025
摘要:
以定常喷气下的多维压气机系统模型为基础,考虑引入非定常喷气带来的质量和动量效应,建立了非定常喷气下的多维压气机系统模型;分析了压气机主动稳定模态控制机理,并在上述模型基础上设计了非定常喷气下的模态控制律。以某压气机为例,在失速工况下,分别进行无喷气开环性能和非定常喷气下模态控制仿真。结果表明:与定常喷气模态控制相比,采用非定常喷气进行模态控制,流量仅为定常喷气的57%~80%,即可达到相同的控制效果,可有效减少喷气控制的流量,并且前4阶模态控制可以扩展压气机稳定工作范围达2.34%;控制模态越多,扩稳范围越大。
航空发动机气路故障诊断的SANNWA-PF算法
许梦阳, 黄金泉, 鲁峰
2017, 32(10): 2516-2525. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2017.10.026
摘要:
针对航空发动机非线性、非高斯的特点,提出一种用于航空发动机气路故障诊断的自适应神经网络权值调整粒子滤波(SANNWAPF)算法。该算法根据粒子分布情况确定分裂和调整的粒子数目,进而根据粒子权重采用正态分布的方式进行分裂,采用反向传插(BP)神经网络进行权值调整,缓解了粒子的退化和贫化,具有更强的自适应性能和跟踪能力。通过一维非线性跟踪模型和航空发动机气路故障诊断仿真研究表明:SANNWAPF算法具有良好的非高斯性能,相对粒子滤波一维非线性追踪模型估计精度提高约21%,航空发动机气路故障诊断在高斯噪声和非高斯噪声下分别提高约30%和26%,诊断速度分别提高约7倍和10倍。
一种基于螺旋桨部件特性的螺旋桨建模方法
陈怀荣, 王曦
2017, 32(10): 2526-2535. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2017.10.027
摘要:
通过缩比法,利用螺旋桨通用部件特性获得期望研究的螺旋桨部件特性,提出了飞行速度不为零条件下的螺旋桨数学模型建模算法,同时,借鉴缩比后螺旋桨部件特性、螺旋桨定桨叶角工作性能曲线以及螺旋桨空气动力学原理,分析了静拉力状态下的螺旋桨功率系数、拉力系数、桨叶角、螺旋桨静态推力进距比阈值以及螺旋桨几何设计参数的相互作用关系,提出了静拉力状态下的螺旋桨数学模型建模算法。所述算法与Gas Turbine Simulation Program (GSP)软件仿真数据进行了数字仿真对比验证。结果表明:所提出的螺旋桨建模算法具有有效性,在前进状态下,螺旋桨拉力相对误差最大不超过6.6059×10-6,需求功率相对误差最大不超过5.5098×10-6,效率相对误差最大不超过6.6955×10-6。
叶轮机械
汽轮机转子动叶片装配序列智能优化
朱梅玉, 李梦奇, 文学, 李冬英
2017, 32(10). doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2017.10.028
摘要:
针对某工厂因动叶片装配序列存在 “不平衡量值大、叶片质量或质径积形成的聚集及特殊叶片排序不稳定”问题,而导致动叶片安装时出现动叶片中间体及围带间间隙超差等现象,在简要分析动叶片装配和称重原理的基础上,结合遗传算法的全局优化和快速收敛的特点,提出了动叶片安装排序的智能优化方法。经统计某级动叶片装配间隙数据及转子动平衡测试数据,结果表明:优化算法的采用,使整级动叶片一次性装配间隙合格率由68.3%提升至86.6%,转子动平衡配重质量块减少约49.2%,在3000r/min时,转子轴颈振动值降低约25.2%。
离心压缩机两区域模型改进与验证
梁奇, 左志涛, 朱阳历, 张雪辉, 陈海生, 秦伟
2017, 32(10): 2544-2552. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2017.10.029
摘要:
离心压缩机一维预设计中,准确的性能预测可以有效地缩短设计周期,提高设计效率。为了提高性能预测的准确性,在传统两区域模型的基础上,引入外界能量输入与叶轮旋转效应,提出一种叶轮扩压度计算模型,并结合无叶扩压器的特点,将两区域模型应用于无叶扩压器性能预测中。通过与文献中已有的实验结果进行对比,验证了改进模型的可用性。对比结果表明:改进的两区域模型有效减少对工程经验的依赖性,可以实现不同压比、不同后弯角离心压缩机性能预测,总体预测精度较高,与实验数据偏差在4%以内。
火箭发动机
基体特性对HTPB推进剂力学性能的影响
韩龙, 许进升, 周长省
2017, 32(10): 2553-2560. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2017.10.030
摘要:
按工程生产工艺要求,制得hydroxylterminated polybutadiene (HTPB)固化胶片,通过控制试验环境温度(-50、-35、-20、0、20、35℃),得到了基于Prony级数形式的具有不同松弛特性的复合基体材料的松弛行为描述,为细观模型的建立提供了必要参数。随后基于分子动力学方法,结合具有内聚本构的黏接单元,建立了推进剂的细观计算模型。为验证所建数值模型的准确性,对固体推进剂在常温条件下进行宏观松弛力学试验,将仿真结果与试验数值的对比,试验结果与仿真结果相差在20%范围之内。最后对具有不同随机分布及不同基体松弛特性的推进剂细观模型进行有限元计算,结果表明:颗粒随机性不影响推进剂的宏观力学行为,而基体松弛特性显著影响固体推进剂的宏观力学性能,基体松弛特性获取环境温度与推进剂的宏观初始模量、延伸率以及强度均呈指数型关系。