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当期目录

2024年 第39卷  第3期

燃烧、传热、传质
半封闭狭窄通道稀疏孔壁面对流换热特性
李洋, 李维, 陈竞炜, 薛树林, 杨卫华
2024, 39(3): 20220246. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220246
摘要:

为了研究双层壁复合冷却涡轮叶片内部对流换热特性,设计了带侧向稀疏孔出流的窄通半封闭道,采用试验方法针对不同通道进口雷诺数和不同出流孔几何参数对出流壁面对流换热特性的影响开展了研究,结果表明:冷气的沿程出流导致在出流孔下游区域产生溢流效应与冲击效应的叠加,在出流孔下游出现典型的水滴状低温区,其覆盖面积随着出流孔径和进口雷诺数的增加而增大;出流壁面的平均努塞尔数沿流动方向呈现四种变化特征,通道进口段的平均换热努塞尔数相比通道下游区高出80%;存在一个最佳出流孔展向间距比,使得壁面的平均表面传热系数达到最大值,大展向孔间距的壁面平均努塞尔数相比中间孔间距情况低20%。

基于DoE方法的二冲程点燃式煤油发动机爆震试验
刘锐, 黄开胜, 谯渊, 季昊成, 吴昊
2024, 39(3): 20220146. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220146
摘要:

针对二冲程航空煤油发动机单参数调整喷油量或点火提前角来抑制发动机爆震,提出了一种喷油-点火协同控制的发动机爆震抑制策略,以一台二冲程点燃式发动机为对象,利用一维性能仿真计算平台对其建模与仿真分析,根据试验设计方法(design of experiment, DoE)得到基于喷油-点火协同控制策略下的喷油量和点火提前角的MAP图,并开展了试验研究。结果表明:在转速为4800 r/min时,相比于单参数控制点火提前角抑制煤油发动机爆震,采用优化策略后发动机爆震燃烧得到有效抑制,油耗率小幅度增加,功率损失减小且排气温度显著降低,并且在不同负荷下的发动机功率恢复最低能够达到汽油机的88.3%;在转速为5000~6500 r/min、全负荷工况下,发动机功率恢复最高能够达到汽油机的96.2%,排气温度控制在475 ℃以内,能够有效改善发动机性能。

基于熵权改进TOPSIS理论的富氮气体最优分配方式研究
邵垒, 彭阳, 张超, 卢夏, 杨文举, 黄旭颖
2024, 39(3): 20210486. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20210486
摘要:

通过将统计学理论应用于富氮气体分配方式理论研究中,并基于熵权改进的优劣解距离(technique for order preference by similarity to an ideal solution, TOPSIS)法理论建立氧气体积分数下降速度特性和均匀特性综合评价方法。在此基础上,以某型运输机机翼多隔舱油箱为例,设计了5种典型惰化方案,通过数值仿真方法对以上方案进行建模和计算,获取了多隔舱油箱惰化的各项特性指标,并运用建立的综合评价方法对各方案进行了评价。研究结果表明:①基于熵权改进的TOPSIS理论可有效评价燃油箱惰化性能,实现惰化系统最优分配方式的确定;②综合考虑氧气体积分数下降速度特性和均匀特性时,半均匀进气的富氮气体分配方式为最佳;③速度性为唯一评价指标时,非均匀进气的富氮气体分配方式为最佳;均匀性为唯一评价指标时,半均匀进气的富氮气体分配方式为最佳。

热电偶非稳态测温误差特性一维分析
郭苗昕, 冯青, 畅然, 樊光亚, 林阿强, 陈燕, 刘高文
2024, 39(3): 20220235. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220235
摘要:

为揭示热电偶非稳态测温误差的影响机制,建立了热电偶测温一维非稳态计算模型,综合评估了不同安装结构、黏合材料和表面传热系数工况对热电偶非稳态测温误差的影响,深入探究了毕渥数对非稳态测温的影响规律。研究结果表明:考虑环境辐射是必要的,与不考虑辐射传热相比测温时间300 s时的温度相差1.48 K。不同的安装方式对测温误差的影响较大,最大测量温差1.85 K。黏合材料的导热系数越大,正规状况阶段非稳态测温误差越小,测温时间150 s后绝对误差小于0.5 K。表面传热系数对非稳态测温误差起着重要的影响,表面传热系数越大,受初始温度场影响的测温误差越大。黏合材料导热系数为2.4 W/(m·K)时,表面传热系数为50~250 W/(m2·K)的范围内测温误差的变化范围为0.2~1.5 K。研究结果为发动机传热实验中壁温非稳态测量提供了参考。

涡轮导叶压力面分区域复合角气膜冷却特性
张深, 李国庆, 刘浩, 康忠, 张燕峰, 卢新根
2024, 39(3): 20220177. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220177
摘要:

针对通道二次流造成涡轮叶片压力面气膜轨迹发生偏转的现象,提出了沿展向分区域布置复合角的设计概念。以高压涡轮导叶HS1A为研究对象,采用数值模拟的方法,在出口雷诺数为2.3×105的工况下,分析了二次流、复合角和吹风比对气膜冷却特性的影响。结果表明:近端区二次流产生的径向潜流具有促进气膜展向覆盖的能力,相较于叶中区提高了气膜孔出口下游的冷却效率,但也会加剧射流和主流的掺混,减小气膜的有效覆盖长度;针对不同展向区域的二次流大小,精细化布置各区域的气膜孔复合角,可以将气膜轨迹的偏转角度全部修正为0°,同时将平均气膜冷却效率提升了10.42%;复合角冷却模型在吹风比为0.5~1.0时具有较好的范围适用性,吹风比增大至1.3时气膜轨迹会发生反向偏转。

LPP燃烧室燃烧不稳定特征三维模拟
李昊, 刘勇, 张祥, 王旭怀, 杨晨, 刘重阳
2024, 39(3): 20220250. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220250
摘要:

为分析贫油预混预蒸发(LPP)燃烧室的燃烧不稳定(CI)特征,通过对三维亥姆霍兹方程进行了三种不同程度的简化:平均温度场和导入CFD温度场的无源项方程,以及导入燃烧流场特征的有源项方程,分别对单头部LPP燃烧室模型进行了三维频域特征数值仿真。结果表明:燃烧室内的温度分布是燃烧室声学特征频率的重要影响因素,释热率源项对主频无影响。相比于仅设置平均温度场,导入CFD三维温度场可以获得与实验频率更吻合的结果,精度提高了5%。采用解耦方式求解频域方程能够快速建立声学系统与燃烧流场间的联系,释热率和迟滞时间的空间分布特征表现在亥姆霍兹方程的源项,其对预测燃烧室固有频率没有影响,但是能够获得详细声压分布特征。

具有导流孔结构的自相似微通道热沉
周华, 唐巍, 曾赟, 赵洋, 陈泽, 宁翰宇, 董兴旺, 邹昌成
2024, 39(3): 20210475. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20210475
摘要:

自相似微通道热沉(SSHS)具有结构紧凑、散热性能强、可扩展性好等特点,可应用于高发热电子芯片的散热。为克服自相似热沉内部的流动分配不均,进一步提高散热性能,提出一种具有导流孔结构的自相似微通道热沉。使用数值计算方法验证该结构设计的有效性。结果表明:具有导流孔结构的自相似微通道热沉内流体垂直冲击溢流道起到强化换热作用。计算单元入口流量在0.58~1.44 kg/h时,相比原型SSHS,改进型SSHS流量分配均匀性大幅改善,加热面最高温度降低10 K,加热底面温度分布均匀性提高57%,同时进出口压降降低约10.4%。在改进型基础上对射流孔尺寸进行了进一步结构优化,与改进型相比以更大的进出口压降(提高约16.5%)为代价,取得了更好的流动分配均匀性及散热性能。

气动热力学与总体设计
基于压力反馈的等离子体主动流动控制试验
牛中国, 刘捷, 胡秋琦, 梁华
2024, 39(3): 20220265. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220265
摘要:

基于翼面压力分布与流动分离的对应关系,提出了一种用于等离子体激励抑制翼面流动分离的反馈控制方法,该方法通过模型表面特征点的压力判断流动分离情况,根据判断结果自动施加或取消等离子体控制。在NACA0015翼型和飞翼布局模型上分别对该方法进行了风洞试验验证,试验表明:基于压力反馈的等离子体流动控制方法能够实现对翼面流动分离的主动控制,通过控制能够改善模型的失速特性;在飞翼布局模型上,等离子体压力反馈控制与开环控制的效果基本一致,在来流风速为30 m/s时反馈控制与开环控制均能使模型的最大升力系数提高27%以上、失速迎角推迟4°。

基于适航符合性的短舱风扇一体化迎角与侧风特性
傅文广, 郭重佳, 孙鹏, 陶立权
2024, 39(3): 20220180. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220180
摘要:

以某小型涡扇发动机为研究对象,采用数值模拟方法对0°、15°、25°迎角和±10、±20、±30 m/s的90°横向侧风条件下短舱风扇一体化的特性及流场进行研究。结果表明:随着迎角的增大,相同风速条件下逆向侧风对短舱进气道和风扇性能的负面影响更大,依据机动性、风速和喘振/失速特性的适航条款要求,得到迎角为25°时,短舱风扇一体化性能可承受的正、逆向侧风范围分别约为0~23 m/s和0~18 m/s,相应得到侧风速度为±30 m/s时,所允许的机动迎角范围分别约为0°~3°和0°~2°。

MDBD等离子体激励器诱导流场耦合作用机理
徐泽阳, 高超, 王玉帅, 贾天昊, 王娜
2024, 39(3): 20220170. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220170
摘要:

为揭示多级介质阻挡放电(multi dielectric barrier discharge,MDBD)等离子体激励器诱导流场耦合机理,采用等离子体体积力模型与Navier-Stokes(N-S)方程结合的数值模拟方法,开展静止大气条件下4组激励器并联的MDBD诱导流场特性研究。结果表明:定常激励时,MDBD可以有效提高诱导射流速度与厚度、拓宽激励区域。非定常激励时,MDBD每级激励器对诱导涡起到持续的动量注入作用,延缓其耗散,并增强诱导涡的对流与掺混能力。激励频率对MDBD性能影响较大,激励频率f=20 Hz时,DBD诱导脉冲射流形成的低压区域对诱导涡起“拖拽”作用,使其加速向壁面靠近;f=50 Hz时,诱导涡出现融合现象,旋涡强度增强,对流速度提高,涡核高度降低;f=200 Hz时,诱导涡之间相互作用减弱,呈现为一组“涡簇”向激励器下游移动。

高超飞行器喷流干扰流场非平衡效应影响分析
傅杨奥骁, 高铁锁, 丁明松, 刘庆宗, 江涛, 董维中
2024, 39(3): 20220268. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220268
摘要:

针对高超声速飞行器绕流与反作用控制系统(RCS)喷流相互干扰过程中高温气体非平衡效应的影响问题,基于高温空气及喷流燃气物理化学模型,通过数值求解三维非平衡雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程,开展了典型外形喷流干扰非平衡流场的数值模拟,研究了绕流空气非平衡效应、喷流燃气非平衡效应及其综合的流场高温非平衡效应的影响,分析了不同飞行条件下流场高温气体非平衡效应对流场结构及飞行器气动力热特性影响的变化规律。研究表明:绕流空气非平衡效应在高马赫数下影响显著,表现为减小喷流附加推力、降低干扰区热流峰值,随着马赫数升高,其影响逐渐增大;喷流燃气非平衡效应在不同状态下的影响存在差别,在低空状态下,燃气组分主要发生复燃/复合反应,导致喷流附加推力增大、干扰区热流峰值升高,在高空状态下,燃气组分主要发生离解反应,导致喷流附加推力减小、干扰区热流峰值降低,沿弹道高度升高,喷流燃气的复合反应减弱而离解反应增强;为了更加真实地模拟高超声速飞行器RCS喷流干扰流场特性,有必要全面地考虑流场中的高温气体非平衡效应。

连续流区非线性本构模型及求解算法研究与实验验证
曾舒华, 赵文文, 江中正, 陈伟芳
2024, 39(3): 20220256. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220256
摘要:

结合数值模拟和风洞试验技术,在高超声速连续流条件下对非线性耦合本构关系(NCCR)模型和由量纲分析推导得到的简化广义动力学(SGH)模型开展研究。基于小型高超声速风洞试验系统,在不同来流条件下对类HB2(hypervelocity ballistic model 2)标模和钝锥模型的气动力和物面压力进行了风洞试验测量。同时在三维有限体积框架下,分别采用分裂算法和耦合算法的NCCR模型、SGH模型对试验工况下的标模开展数值计算。结果表明:NCCR模型和SGH模型得到的气动力系数和物面压力均与Navier-Stokes(NS)方程解一致,并与风洞试验数据吻合较好;采用分裂算法的NCCR模型在类HB2头部膨胀拐角处预测的摩阻/热流系数明显低于NS方程解,而采用耦合算法的NCCR模型解与NS方程基本一致。计算结果和实验数据对比表明,NCCR模型和SGH模型在高超声速连续流中的准确性得到充分验证,此外,NCCR模型的分裂算法在三维高速流动中的适用性需进一步完善。

局部进气裂解油气向心涡轮气动设计与轴向力分析
王永杰, 徐国强, 于喜奎, 董苯思
2024, 39(3): 20230624. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20230624
摘要:

从涡轮结构形式的角度探究了油气涡轮轴向力平衡问题。建立了半开式、开式与闭式3种局部进气裂解油气向心涡轮,通过数值仿真对比分析了设计工况下3种油气涡轮的气动性能与轴向力,并归纳总结了非设计工况下总轴向力随压比的变化规律。仿真结果表明:半开式、开式与闭式油气涡轮的总体气动性能相近但轴向力表现有明显的差别。当涡轮压比发生变化时,开式油气涡轮轴向力稳定性最好,半开式油气涡轮轴向力稳定性最差,闭式油气涡轮轴向力始终是3种油气涡轮中最小的。由结果分析可知,当涡轮压比低于3时,应避免选用半开式油气涡轮,而涡轮压比变化较大时,则宜采用开式油气涡轮,此外,在采用闭式油气涡轮时需要轴承预留足够的轴向载荷裕度。

结构、强度、振动
多模型自校准Kalman滤波方法
杨海峰, 王金娜, 王宇翔
2024, 39(3): 20220244. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220244
摘要:

基于自校准Kalman滤波方法和多模型估计理论,针对工程实际中未知输入(如突风、故障和未知系统误差等)对系统状态方程的影响问题,提出了一种多模型自校准Kalman滤波方法。该方法同时采用自校准Kalman滤波和标准Kalman滤波进行运算,并根据贝叶斯定理自动分配两种方法滤波值的权重,通过加权融合得到最终的滤波结果。与自校准Kalman滤波方法相比,多模型自校准Kalman滤波方法既能有效地补偿非零未知输入的影响,又明显改善了系统在未知输入为零时的滤波精度,大量数值仿真结果表明该方法精度提升可达10%以上,具有更强的适应性和鲁棒性。

航空发动机高压转子连接部件松动故障动力学特性研究
张庆山, 胡振辉, 洪军, 裴世源
2024, 39(3): 20210395. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20210395
摘要:

针对航空发动机高压转子在实际工作过程中存在的连接部件松动现象,建立了考虑松动故障特性的高压转子Timoshenko梁模型,探讨了结合面刚度、转速、松动螺栓数量、松动故障位置、拧紧力矩对转子动力学的影响,并对理论分析结果进行了试验验证。结果表明:故障系统升速过程中呈现出明显亚临界共振现象,且临界峰值转速提前;松动螺栓数量越多,系统倍周期分岔现象越明显;松动故障位于转子跨距中间时对系统动力学的影响较大;螺栓拧紧力矩减小,系统第二阶临界峰值转速提前;试验数据与理论分析结果比较吻合,提出的理论方法具有一定的准确性和适用性。研究结果为航空发动机高压转子连接部件松动故障的进一步研究提供了理论和试验基础。

整体叶盘解谐振动测试、失谐辨识与模型确认
赵景超, 周标, 陈伟
2024, 39(3): 20220267. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220267
摘要:

开展了基于叶片解谐振动测试的整体叶盘失谐辨识和模型确认研究。对整体叶盘开展叶片解谐振动测试,提出一种解谐质量布置方案准则,获取整体叶盘所有“单个”叶片振动频率的差异化分布;引入一种失谐辨识方法,消除由于叶片解谐质量所带来的残余叶间振动耦合效应的影响,获取更为准确的叶片失谐分布辨识结果;重点探究不同解谐质量及位置对整体叶盘叶片解谐振动测试和失谐辨识结果的影响,并建立失谐整体叶盘有限元模型;开展基于常规模态测试的失谐整体叶盘模型确认研究,整体叶盘固有频率和振型的仿真/测试结果一致性良好,大多数模态的频差低于0.3%。结果表明该失谐辨识方法能够提高通过叶片解谐振动测试直接获取的叶片失谐分布的准确性,在此基础上建立的失谐整体叶盘有限元模型能够有效反映实际整体叶盘结构的固有振动特性。

基于数据迁移下Bayes特征融合可靠度评估模型
张晓洁, 唐家银, 唐莉
2024, 39(3): 20210558. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20210558
摘要:

基于同种产品的多类试验源寿命数据信息,利用不同数据源间的映射关系,将多源数据迁移至现场数据源中形成混合数据源,以此作为产品可靠性贝叶斯统计分析基础。对于不同应力下加速寿命数据,将其折算至常应力水平下确定参数分布密度函数解析,以此作为产品可靠性贝叶斯统计分析的先验条件。将贝叶斯统计模型与数据迁移模型进行结合,融合多源数据的同时确定其参数估计值,得到产品密度函数解析并完成产品可靠性分析。算例表明:该类模型利用数据源间映射关系可有效实现数据迁移,且能实现加速寿命数据与其他各类数据源的同步融合,融合样本数据后的产品可靠性综合评估比单一寿命数据源的产品可靠性评估更全面、客观。

叶轮机械
仿生人字形小肋阵列对压气机叶栅角区分离的控制
张鹏, 李永宏, 程日新
2024, 39(3): 20230319. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20230319
摘要:

通过数值模拟的方法探究了一种新型被动控制结构——仿生人字形小肋阵列,对压气机叶栅角区分离的控制效果及作用机理。人字形小肋阵列被布置在叶栅前缘端壁处,并探究了肋条高度和偏转角对角区分离控制效果的影响规律。研究表明:人字形小肋阵列在叶栅整个稳定工作范围内均能有效改善角区的流动,高度仅为0.08附面层厚度且偏转角为30°的小肋阵列,最高可以使总压损失降低9.89%,静压系数提升12.27%。流场细节表明:小肋通道内的小尺度涡流可以通过积聚效应,在下游形成紧贴附面层底部的高强度大尺度涡流,相较于传统微型涡流发生器有效降低了附加损失;诱导涡增强了附面层与主流的掺混,抑制端壁附面层内低能流体的横向迁移,进而延缓了分离涡的形成,消除了端壁角区的涡环,有效改善了叶栅角区的流动。

压气机静叶失速与局部缝隙控制
赵文峰, 姜斌, 段昱, 郑群
2024, 39(3): 20220164. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220164
摘要:

通过对某8级压气机进行数值计算得到了在设计转速下船舶压气机的流场特点与失稳机理。同时以此8级压气机中的前1.5级被作为研究对象探究压气机静叶轮毂静叶局部缝隙对角区失速的影响。结果表明,在设计转速下近失速点流动的不稳定性主要发生在静叶角区,主要原因是静叶角区失速。角区出现闭式分离泡并堵塞流场。1.5级压气机的计算结果表明,设计转速下压气机的失稳原因与8级压气机相同。通过在不同位置设置静叶局部缝隙可以发现,静叶局部缝隙能够有效的拓宽压气机裕度。其中在中间位置的缝隙扩稳效果最好,可以将裕度从22.1%提升为27.2%,最大效率从93.9%下降到93.21%。其他位置间隙所产生泄漏流动量不足,无法完全消除角区失速涡。最佳静叶局部缝隙的位置是在近失速点角区失速涡的涡核处,此时能保证间隙泄漏流动量最大。

导叶端隙密封结构对可调涡轮性能的影响
王智慧, 马朝臣, 刘晓娟, 赵芮
2024, 39(3): 20220251. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220251
摘要:

基于传统可调涡轮导叶,设计了一种带有端隙密封结构的喷嘴环导叶(end-clearance sealed guide vane, ESGV)。在导叶不同开度下,对ESGV可调涡轮进行数值模拟,分析了ESGV对可调涡轮性能的影响,结果表明:ESGV可以有效的抑制导叶端隙泄漏流,能够明显改善喷嘴环和转子通道的流动状态,进而提高涡轮效率。对ESGV可调涡轮和原始涡轮进行涡轮特性试验,结果显示:两型涡轮流量特性大致相同时,在导叶中开度下,ESGV涡轮效率较原始涡轮提高了5%,验证了ESGV方案的有效性。

火箭发动机
粉末发动机推进剂供料研究现状及展望
吴佳明, 杨玉新, 王纵涛, 陆海峰, 唐杰, 刘海峰
2024, 39(3): 20220477. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220477
摘要:

简述了气压驱动和电动机驱动两种推进方式的粉末发动机供料系统的发展历史和研究现状,对比分析了壅塞和非壅塞粉末供给的特点以及优缺点,阐明了现有供给系统流量测量方法包括活塞位移法和称重法的原理以及存在的问题。通过对粉末发动机供料系统相关研究的归纳分析,得出以下结论:气压驱动式集成度更高,电动机驱动式活塞控制效果好;壅塞供粉稳定性强,非壅塞供粉气源利用率高;称重法测出料流率精度高,活塞位移法适用范围广。在此基础上对优化供料系统结构、探究壅塞流动机制、建立流量参数关系模型等方面进行了展望。

双组元离心喷嘴液膜吸合特性数值模拟
吴佳蔓, 刘勇, 张祥
2024, 39(3): 20210478. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20210478
摘要:

为研究双组元离心喷嘴液膜的吸合特性,采用流体体积法(VOF)耦合Level Set方法对不同工况下双组元离心喷嘴进行数值计算,分析了喷嘴的流动特性,揭示了内外喷嘴锥形液膜之间的相互影响规律。研究结果表明:当外喷嘴的进出口压差大于1.6 MPa时出现吸合现象,过程表现为内外液膜逐渐重叠、相互吸合;吸合后喷嘴出口下游液雾速度相对减小;推力室室压的增加导致吸合时机缩短,而压差对吸合时机的影响相对较小,随着压差的增加其规律表现为先减小后增加。

动力传输
基于JS-VME-DBN和MS-UMAP的行星齿轮箱故障诊断方法
戚晓利, 程主梓, 崔创创, 杨艳
2024, 39(3): 20220221. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220221
摘要:

为了解决行星齿轮箱振动信号存在噪声干扰和特征提取困难的问题,提出一种基于水母搜索优化变分模态提取(JS-VME)、深度置信网络(DBN)和监督型马氏距离的均匀流形逼近与投影算法(MS-UMAP)的行星齿轮箱故障诊断方法。采集行星齿轮箱的振动信号,利用JS-VME对其进行预处理,获得相关性较强的期望IMF(intrinsic mode function)分量;然后将该IMF分量应用DBN提取特征向量,构建高维故障特征集;采用MS-UMAP进行维数约减,获得低维、敏感的故障特征;将低维故障特征集应用水母搜索优化核极限学习机(JS-KELM)判别故障类型。行星齿轮箱故障诊断实验结果表明:与UMAP、t-SNE、Isomap、LPP、W-Isomap、LLE、LTSA和MDS等方法相比,MS-UMAP算法对JS-VME-DBN的特征提取结果有着最佳的降维效果,所提方法对行星齿轮箱的裂纹、磨损和缺齿等故障的识别率达到了100%,具有一定的有效性。

自动控制
基于双绕组感应发电机的航空交直流集成发电系统
卜飞飞, 史建宇, 李朋, 刘皓喆, 赵云, 刘哲恺, 黄文新, 秦海鸿
2024, 39(3): 20220894. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220894
摘要:

为了满足飞机多电化对于航空发电系统提出的高功率密度、高品质供电以及交直流混合供电的要求,对比分析了多种交直流集成发电方案,并分析了其优势与不足,提出了一种基于双绕组感应发电机的航空交直流集成发电系统。该系统充分利用了双绕组感应发电机定子有两套三相绕组的特点,能够很好的实现交直流集成发电。在进行发电机初步设计后,基于多目标优化算法,以效率和功率密度为目标对双绕组感应发电机进行优化设计,采用交直流集成发电自抗扰控制策略,以提高该系统动态性能与负载适应性。最后研制了一台60 kW(交流24 kW,直流36 W)的双绕组感应发电机原理样机,实验结果显示,该交直流集成发电系统在交流侧突增、突卸负载时,电压突变在±10 V以内,恢复时间不超过25 ms,在直流侧突增、突卸负载时,电压波动在±30 V以内,恢复时间不超过45 ms,具有良好的动态性能和稳态性能,能够实现发电系统的高品质交直流集成发电。研究成果表明,基于双绕组感应发电机的航空交直流集成发电系统有望为我国多电飞机发电系统提供一种有竞争力的可选方案。