• 2013年第28卷第8期文章目次
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    • >首届试验仿真与数据挖掘测试与分析会议(624)
    • 旋转通道一维非定常计算模型

      2013, 28(8):1681-1688.

      摘要 (1938) HTML (0) PDF 1.08 M (1531) 评论 (0) 收藏

      摘要:采用特征线法,对航空发动机二次空气系统的旋转通道结构一维非定常流动及换热的计算模型进行了研究,通过将广义的定截面、有摩擦、考虑对外热交换的旋转通道可压缩非定常流动偏微分方程组转换为常微分方程组,考虑旋转离心力,并采用Colebrook White方程定义其阻力特性,进而获得旋转通道内部沿流动方向压力、质量流量、温度等系统参数的特征线数值解,采用商业软件Fluent对其进行验证.结果表明:特征线法利用压力波传播方式对旋转通道进行求解,能够直观地描述旋转通道一维非定常流动及换热特性,计算误差不超过5%,可以作为二次空气系统旋转通道一维非定常计算研究的有效手段.

    • 某型燃烧室火焰筒的性能对比试验

      2013, 28(8):1689-1695.

      摘要 (1608) HTML (0) PDF 1.12 M (1299) 评论 (0) 收藏

      摘要:为了检验某型航空发动机燃烧室国产化火焰筒的性能,在燃烧室试验台架上,采用连续气源和扇形段试验件,通过模拟燃烧室在最大工况下的工作参数,对该型燃烧室使用的原型火焰筒和国产火焰筒进行了燃烧效率特性、出口温度分布、壁温分布和贫油熄火特性对比试验.试验结果表明:两种火焰筒的燃烧效率特性相同,同一工况下的燃烧效率值接近,相差大约0.5%,国产火焰筒优于原型火焰筒;出口温度场类似,质量指标接近,出口温度分布系数和径向温度分布系数分别相差1%和1.3%,且均在合理范围之内;壁温分布相似,同一位置处最大温差为50K,国产火焰筒高于原型火焰筒;贫油熄火特性一致,在进气速度为150m/s以下,原型火焰筒优于国产火焰筒.

    • 某航空活塞发动机回火试验

      2013, 28(8):1696-1701.

      摘要 (2048) HTML (0) PDF 1.07 M (1445) 评论 (0) 收藏

      摘要:为解决某航空活塞发动机要取得适航型号合格证(TC)须按CCAR-33部《航空发动机适航标准》第33.51条进行回火试验的问题,通过对单缸发动机回火试验的研究,提出了采用光电信号进行发动机回火检测的测量方法.试验验证表明:光电检测方法能够有效地检测到发动机回火现象.在此基础上,通过试验确定了调节燃油伺服器的贫富油操纵杆逐渐调贫发动机的燃油流量来诱导发动机回火的试验方法.回火试验结果表明:所测活塞发动机在其整个工作状态下存在回火倾向,但在人工诱导57次回火后,发动机状况良好,满足适航认证的要求.

    • 涡扇发动机轴对称分开和混合排气系统红外辐射特征的对比

      2013, 28(8):1702-1710.

      摘要 (1883) HTML (0) PDF 1.07 M (1538) 评论 (0) 收藏

      摘要:用数值模拟的方法对比研究了涡扇发动机轴对称分开和混合排气系统的红外辐射特征.排气系统的流场采用商业软件进行模拟,红外辐射特征采用根据反向蒙特卡洛法自主开发的软件进行计算,计算分析了两种排气系统在3~5μm波段红外辐射的空间分布以及喷管内不同固体部件在探测方向上的辐射贡献.在红外辐射特征计算过程中,考虑了喷管内壁的发射和反射以及燃气组分二氧化碳、水和一氧化碳的吸收-发射等影响.结果表明:两种排气系统红外辐射的空间分布特性不同;混合排气喷管的积分辐射强度在方位角为0°~10°时大于分开排气喷管,在其他方位角范围内均小于分开排气喷管.

    • 气口布置对进气涡流及扫气品质的影响

      2013, 28(8):1711-1718.

      摘要 (1683) HTML (0) PDF 965.48 K (1346) 评论 (0) 收藏

      摘要:采用数值方法研究了气口布置对进气涡流及换气品质的影响,建立了缸内过程的三维瞬态数值模型,通过改变气口平射角引入进气涡流,根据归一化缸内二氧化碳质量分数评价扫气品质,对比了不同气口布置角度下的涡流比及扫气品质.结果表明:①改变气口平射角能够产生包括涡流在内的旋转流动,涡流持续到上止点附近,并近似为刚体涡;②进气涡流造成扫气过程中期短路损失,并使CO2聚集于旋转区域中心;③扫气口仰角变大或排气口沿旋转流动方向远离扫气口,能够抑制短路;扫气口平射角减小时,上止点附近的涡流比降低,短路损失增大.

    • 低排放驻涡燃烧室冷态流场特性试验

      2013, 28(8):1719-1726.

      摘要 (2081) HTML (0) PDF 1.71 M (1333) 评论 (0) 收藏

      摘要:利用粒子图像测速仪(PIV)对低排放驻涡燃烧室模型进行冷态流场测量,获得该燃烧室流场的变化规律和压力损失的变化情况.试验结果表明:低排放驻涡燃烧室涡系结构稳定,在主流后方的驻涡区存在主副双涡结构,联焰板后方的驻涡区存在单涡结构,两者之间特征截面呈现出双涡涡系逐渐向单涡涡系过渡,涡心位置也随截面的变换而变化.随着进口马赫数(0.15~0.30)的增大,主涡面积随之增加,副涡面积在进口马赫数为0.2时最大,而各特征截面上主副双涡及单涡的涡心位置基本不变.驻涡区涡系强度及其边缘的气流速度,以及主燃区的气流速度均随进口马赫数增大而提高.总压损失随进口马赫数(0.15~0.30)的增大而增加.

    • 斜切径向旋流燃烧室主燃区光学测量与特性分析

      2013, 28(8):1727-1735.

      摘要 (1744) HTML (0) PDF 1.20 M (1290) 评论 (0) 收藏

      摘要:针对斜切径向旋流环形燃烧室模型,采用可调谐二极管激光吸收光谱(TDLAS)、相干反斯托克斯喇曼光谱(CARS)光学测量手段,在模化状态(Case 2)下,对燃烧室主燃区进行温度测量,分别得到了主燃区内12个点的温度和沿两条路径的积分温度.使用Fluent 12.0对Case 2进行数值模拟,分别使用两种非预混燃烧模型:平衡化学反应模型(EM)和稳态层流小火焰(SLF)模型.通过将两种不同燃烧模型的计算结果与TDLAS,CARS试验测量数据作对比验证,发现EM计算得到的温度更高,并与试验测量温度更符合,其中与CARS测量的误差小于6%.在试验验证的基础上,完成燃烧室在冷流状态(Case 1)下的计算,分析主燃区的气流组织和主燃孔射流对回流区的影响;利用EM计算分析燃烧室主燃区在全压状态(Case 3)下燃料分布、温度场、组分分布和性能参数,如燃烧室的燃烧效率为0.97、出口温度分布系数为0.312等,较为全面反映了燃烧室内气流流动换热和燃烧现象.

    • 波瓣高宽比对波瓣强迫混合排气系统性能影响

      2013, 28(8):1736-1743.

      摘要 (1692) HTML (0) PDF 1.01 M (1323) 评论 (0) 收藏

      摘要:在保证波瓣强迫混合排气系统内外涵流道面积不变的情况下,建立了某型涡扇发动机不同波瓣高宽比波瓣强迫混合排气系统的几何模型,基于Navier-Stokes方程进行了数值模拟研究,得到了波瓣强迫混合排气系统中,在涵道比和内外涵面积不变的条件下,波瓣高宽比对波瓣强迫混合排气系统的流场、热混合效率、总压恢复系数和推力系数的影响规律.结果表明:当涵道比不变时,在波瓣高宽比为2~4.5的变化范围内,在排气系统出口处,混合效率随波瓣高宽比的增加呈现出增大-减小-增大的趋势,其中波瓣高宽比为3和3.21分别为曲线的两个拐点.而随着波瓣高宽比的增加,总压恢复系数、推力系数均不断减小.

    • 涡轮导叶前缘多排孔冷气掺混数值模拟

      2013, 28(8):1744-1751.

      摘要 (1673) HTML (0) PDF 1.24 M (1294) 评论 (0) 收藏

      摘要:针对某三维扭转冷却涡轮导叶在前缘开设3排冷却孔,冷却孔流向夹角均为90°,径向射流角分别为30°,60°和90°,分别采用点源项与真实孔射流两种方法对前缘冷却孔气动性能和冷却特性进行了对比研究,分析了点源项与真实孔冷气掺混机制以及不同径向射流角对叶栅通道流场和冷却特性的影响.结果表明:真实冷却孔射流对前缘附近约10%轴向弦长范围内的流动影响较大,冷却效果涵盖了整个导叶;点源项方法所得压力与非冷却涡轮很接近;冷气径向喷射角减小,真实孔模型导叶表面温度下降了8%~16%,而点源项模型导叶表面温度降低了21%~23%.在工程实际中不能将点源项法计算结果用作定量评估依据.

    • 克努森数在微尺度相似流动特性研究中的作用

      2013, 28(8):1752-1758.

      摘要 (5328) HTML (0) PDF 990.49 K (4097) 评论 (0) 收藏

      摘要:为了研究克努森数对微尺度相似流动的影响,选取孔径分别为3,1,0.5,0.3mm的相似小孔模型并视流体为连续介质,在相同的雷诺数下对各尺度小孔流体克努森数不同和相同的情况进行数值模拟,计算小孔的质量流量系数并分析其内部流场特征.结果表明:在相同的雷诺数下,原件与放大件的内部流场在克努森数相同时表现出更好的相似性,小孔质量流量系数也表现出更好的吻合性,因此在采用相似放大模型研究微小尺度结构的流动特性时,为了得到更为准确的结果,必须保证相似放大件和微尺度原件克努森数相同.

    • 中心分级燃烧室耦合回流区贫油熄火机理

      2013, 28(8):1759-1763.

      摘要 (1728) HTML (0) PDF 823.50 K (1477) 评论 (0) 收藏

      摘要:针对中心分级模型燃烧室开展了常压贫油熄火试验和慢车状态贫油熄火试验,并结合贫油熄火时的主/预燃级耦合回流区流场数值模拟分析了该燃烧室的贫油熄火机理.结果表明:与常规燃烧室的贫油熄火机理不同,中心分级燃烧室的贫油熄火油气比是由预燃级和主燃级共同形成的耦合回流区所决定的.耦合回流区的回流量主要由主燃级回流主导,在该研究的中心分级燃烧室结构下,回流区从主燃级卷吸的气量是预燃级本身气量的4.3倍,导致按预燃级气量计算的熄火当量比达到2~2.5,远高于常规燃烧室头部的熄火当量比0.4~0.5.

    • >大飞机动力
    • 自适应增量粒子滤波方法

      2013, 28(8):1764-1768.

      摘要 (1585) HTML (0) PDF 918.71 K (1487) 评论 (0) 收藏

      摘要:提出自适应增量粒子滤波(AIPF)的概念和定义,建立AIPF模型,给出了分析方法和主要的计算步骤.对于许多实际工程(如深空探测)中存在的由未知系统误差的影响而无法精确建立量测似然函数及滤波过程中的粒子匮乏等问题,通过增量粒子滤波模型对滤波过程中的粒子数进行自适应调整,从而消除这种未知系统和滤波粒子匮乏的影响,自动调整粒子,提高非线性滤波的精度.仿真计算中,滤波误差均值和方差分别降低为原来的3.8%和19.6%.该方法有效地改善了滤波效果,计算简单,便于工程应用.

    • 某压气机轮盘均压孔挤压强化数值仿真和挤压头设计

      2013, 28(8):1769-1776.

      摘要 (1086) HTML (0) PDF 1004.79 K (1110) 评论 (0) 收藏

      摘要:采用静力学求解算法、应用弹塑性有限元分析程序对挤压强化过程进行了仿真计算,研究了摩擦因数、挤压次数、挤压量、约束方式、倒圆半径、以及配合方式等参数对残余应力场的影响.根据某压气机轮盘均压孔的具体结构形式,设计了三种挤压头:单侧挤压头、柱形头和T形头.用两种材料(不锈钢1Cr11Ni2W2MoV和镍基高温合金ЗП742)设计加工了带孔薄板模拟件,用其中两种强化方法对孔边进行了强化试验,试验结果表明:T形头挤压工艺达到了提高疲劳强度的预期效果,且操作方便实用.将试验结果和数值仿真结果进行了对比,分析表明用静力通用程序可以解决金属材料孔板挤压过程的仿真问题,能有效指导挤压强化研究.

    • 热障涂层喷涂质量微焦点CT检测

      2013, 28(8):1777-1783.

      摘要 (1192) HTML (0) PDF 1.12 M (1189) 评论 (0) 收藏

      摘要:采用微焦点X射线源对热障涂层样品进行了高分辨率X射线成像研究,采用多尺度对比度增强算法提高了热障涂层与基体之间的对比度.X射线图像显示热障涂层各处厚度差异较大,热障涂层内部可能存在大量孔隙.通过微焦点计算机层析成像(CT)对样品进行了高分辨率CT扫描与重建,得到了样品的CT重建图像.从热障涂层CT图像观察到热障涂层内部存在大量孔隙,且不同层孔隙尺寸、数量不同.结合3个坐标方向的切片图像分析了热障涂层深度方向的热障涂层厚度,得到了热障涂层厚度的二维分布,测量得到热障涂层平均厚度约为40μm.对沿热障涂层深度方向850~1131层切片图像,利用可视化软件VGstudio MAX得到了热障涂层内部孔隙三维分布.研究结果表明:微焦点CT可用于热障涂层制备工艺质量检测.

    • 基于响应面法的可靠性稳健设计优化

      2013, 28(8):1784-1790.

      摘要 (1429) HTML (0) PDF 946.44 K (1167) 评论 (0) 收藏

      摘要:针对极限状态函数和结构性能函数为隐式的结构可靠性稳健设计优化问题,将结构性能稳健性、可靠性灵敏度稳健性与6σ稳健设计思想相结合,建立了一种基于响应面法的可靠性稳健设计优化模型并给出了具体算法.采用多项式拟合结构性能函数和极限状态函数,推导了基于响应面函数的1阶可靠度指标以及性能函数均值和均方差的计算方程;将结构可靠度作为基本约束条件,采用序列二次规划法得到稳健设计优化结果.运用该方法对某涡轮叶片型线进行设计优化,经过优化后,静、动叶的动能效率均值分别提高1.5%和6.4%,动叶片最大应力均值下降7.9%,动叶叶身最大变形均值下降5.6%,动叶片结构强度可靠度由初始的91.3%提高到了99.9%.

    • 高速永磁电动机气体轴承-转子系统振动特性

      2013, 28(8):1791-1796.

      摘要 (1495) HTML (0) PDF 923.72 K (1181) 评论 (0) 收藏

      摘要:结合45kW高速永磁同步电动机试验装置及系统,研究了轴承供气压力和升速率对轴系稳定性的影响.针对升速过程中的分岔图、频谱图以及轴心轨迹等特征进行分析,发现高速永磁电动机中存在低频振动的特性.试验结果表明:通过调整轴承供气压力,转子升速的分岔点由18400r/min推迟到38900r/min,并消除了38900r/min以下的半速涡动;改变升速率(升速率由825(r/min)/s变为660(r/min)/s),转子通过临界时工频幅值从95μm降低到75μm.

    • 基于响应面的BLISS改进方法

      2013, 28(8):1797-1802.

      摘要 (1377) HTML (0) PDF 826.62 K (1024) 评论 (0) 收藏

      摘要:在分析研究BLISS(bi-level integrated system synthesis)方法的基础上,提出了一种BLISS改进方法,该方法在子系统级和系统级均引入基于试验设计的响应面进行近似,并设置了可调移动步长参数,不需再进行复杂的灵敏度分析,消除了BLISS方法对每步迭代优化移动步长的限制,减少了优化迭代次数和陷入局部最优的可能性.最后给出两个具体算例对上述方法进行了验证并与传统BLISS方法进行了对比,结果表明:其优化迭代次数分别减少了57.9%和70.3%,证明了该方法的可行性和有效性.

    • 前后掠风扇叶片颤振特性对比分析

      2013, 28(8):1803-1807.

      摘要 (1588) HTML (0) PDF 803.50 K (1376) 评论 (0) 收藏

      摘要:采用基于能量法的流固耦合数值预测方法对比研究了模态、叶间相位角对前后掠风扇转子叶片气动弹性稳定性的影响.结果表明:对于两种掠形叶片,在所研究的前3阶振动模态下,前掠叶片对应于弯扭耦合振型的气动模态阻尼比最大,其数值为0.801%,而后掠叶片对应于弯扭耦合振型的气动模态阻尼比最小,其数值为0.248%;叶间相位角对两种掠形叶片气动模态阻尼比都有显著影响,在1阶振动模态相同叶间相位角(节径)下,前掠叶片前行波对应的气动模态阻尼比小于逆行波对应的气动模态阻尼比,而后掠叶片与此相反;1阶振动模态所有叶间相位角下,前掠叶片比后掠叶片气弹稳定性更好.

    • >气动热力学与总体设计
    • 吹吸扰动控制猝发过程中雷诺应力的实验

      2013, 28(8):1808-1817.

      摘要 (1238) HTML (0) PDF 1.31 M (1084) 评论 (0) 收藏

      摘要:采用热线测速技术和双丝边界层热线探针,在风洞中以高于对应最小湍流时间尺度的分辨率,精细测量了平板湍流边界层施加不同频率周期性质量引射前后,不同流向和法向位置的瞬时流向、法向和展向速度分量的时间序列信号.采用流向脉动速度局部平均结构函数模极大值法检测了壁湍流猝发过程中拟序结构不同速度分量和雷诺应力分量的条件相位平均波形.发现在扰动源下游一定范围内,摩擦因数和雷诺应力幅值有所减小,扰动改变了法向或展向脉动速度与流向脉动速度的条件相位平均波形的相位差,使其保持在π/2的奇数倍左右,此时雷诺应力几乎为0,改变了湍流边界层原有雷诺应力的产生和扩散输运机制,抑制了湍流雷诺应力的产生和输运.

    • 飞机快速机动过程中进气道/发动机一体化计算分析

      2013, 28(8):1818-1827.

      摘要 (1373) HTML (0) PDF 1.52 M (1089) 评论 (0) 收藏

      摘要:基于进气道/发动机推进系统一体化动态数值模拟计算系统,对飞机快速俯仰机动飞行过程中的性能进行了计算分析研究,获取了飞机快速俯仰过程中的推进系统气动性能的变化特征,数值计算结果表明:快速变化的外部扰动会诱发发动机内部热力循环参数和性能更大的动态波动;在机动飞行的同时,增大燃油量,发动机推力下降程度得以减缓,发动机的单位燃油消耗率上升.

    • 涵道气动优化设计方法

      2013, 28(8):1828-1835.

      摘要 (1594) HTML (0) PDF 1.01 M (1314) 评论 (0) 收藏

      摘要:基于动量源方法进行涵道气动力的计算,分别采用响应面模型和基于神经网络模型对NASA涵道构型进行优化设计,并对优化结果采用CFD进行验证,优化结果表明两种优化方法均取得了一定的优化效果,悬停状态下,基于响应面方法,涵道拉力增加了19.4%,基于神经网络方法,涵道拉力增加了21.2%.并为了较为细致地研究涵道拉力产生的机理,在对涵道进行建模时,采用一种分区的方法,将涵道划分为6个区域,并得到了涵道拉力在此6个区域上的分布.计算结果表明:涵道唇口形成的负压是产生涵道附加拉力的主要因素,且靠近涵道内侧唇口提供的拉力占比重较大.该优化方法可以有效地应用于涵道外形的气动优化设计中.

    • 基于高拟真度模型的高超声速飞行器静气动弹性优化

      2013, 28(8):1836-1842.

      摘要 (1458) HTML (0) PDF 923.56 K (1207) 评论 (0) 收藏

      摘要:为解决基于计算流体动力学(CFD)和计算结构动力学(CSD)高拟真度模型的静气动弹性优化过程中模型更新自动化困难、求解速度慢的难点,提出了基于几何主模型技术的CFD/CSD一体化参数化建模方法和基于网格单元修正的常体积四面体(CVT)数据交换技术,并引入响应面模型来降低气动弹性优化求解难度.通过AGARD 445.6机翼静气动弹性分析对上述方法的可行性和有效性进行了验证;并以某高超声速飞行器为例,采用基于二次响应面的多目标优化算法进行了CFD/CSD气动弹性分析与优化,优化后飞行器升阻比增加16%,结构质量减少9%,且响应面模型精度拟合误差不超过1.5%.计算结果表明:所发展的CFD/CSD一体化参数化建模与优化方法能够有效地解决高拟真度模型的静气动弹性优化问题.

    • 一级锥可调变几何轴对称进气道初步研究

      2013, 28(8):1843-1850.

      摘要 (1411) HTML (0) PDF 1.25 M (1203) 评论 (0) 收藏

      摘要:为了改善轴对称进气道的攻角特性,提出一种简单易实现的轴对称变几何方法:通过旋转轴对称进气道第1级压缩锥改变进气道前体激波的角度和位置.采用数值仿真方法研究了来流马赫数为3和4时,不同飞行攻角条件下一级锥可调变几何进气道的三维流场和性能特性,并与定几何进气道进行对比分析.结果表明:大攻角下,采用一级锥可调进气道除了可以提高进气道的质量流量系数外,还有效缓解了背风侧低能流堆积问题;存在一个最佳的旋转角度,使该攻角下进气道性能最高;随着攻角的增大,所需的旋转角度增大,进气道所获得的性能增益也随之提高,在马赫数为3,攻角为14°时推力增益达到7.7%.

    • 一种外并联型涡轮基组合循环发动机进气系统方案

      2013, 28(8):1851-1857.

      摘要 (2065) HTML (0) PDF 963.06 K (1228) 评论 (0) 收藏

      摘要:提出了一种外并联型涡轮基组合循环发动机可变几何进气道气动设计方案.数值模拟研究了该变几何方案沿飞行轨迹的气动性能参数变化.在此基础上,对设计参数和进气道几何调节规律进行研究,得到了较优的进气道调节规律及典型工作点进气道气动性能.结果显示:不同来流马赫数下,涡轮通道喉道截面总压恢复系数不低于0.69,冲压通道出口截面总压恢复系数在0.38以上.

    • 基于混合优化算法的无叶片粒子分离器优化设计

      2013, 28(8):1858-1864.

      摘要 (1442) HTML (0) PDF 833.49 K (1151) 评论 (0) 收藏

      摘要:将混合优化算法引入粒子分离器优化设计,减小粒子分离器流动损失并简化结构.利用四次样条曲线参数化描述粒子分离器模型,建立粒子分离器自动化仿真流程.采用优化拉丁方实验设计方法获取样本点并建立椭球径向基函数神经网络代理模型,基于该模型使用非支配排序遗传算法进行全局多目标优化,最后采用序列二次规划算法进行局部优化,得到了粗砂分离效率达到100%、细砂分离效率达到86.7%,总压损失小于0.6%、出口总压畸变较小的设计方案.

    • >动力传输
    • 箔片结构库伦摩擦效应对径向箔片轴承特性的影响

      2013, 28(8):1865-1875.

      摘要 (1703) HTML (0) PDF 1.29 M (1182) 评论 (0) 收藏

      摘要:基于有限元法建立波箔型气体径向轴承箔片结构的库伦摩擦模型,通过改变平箔片与波纹箔片之间以及波纹箔片与轴承座之间的摩擦因数,对比分析了在各种载荷分布条件下波纹箔片库伦摩擦模型与文献中线性弹簧模型的刚度特性,研究了库伦摩擦效应对波纹箔片刚度特性的影响规律.在此基础上,运用有限单元法和有限差分法求解雷诺方程和气膜厚度方程,研究了在两个工作转速下气体波箔片轴承中截面处最小气膜厚度随轴承承载力的变化规律以及承载力随偏心率的变化规律.通过数值仿真对该模型、文献中线性弹簧模型和刚性表面气体轴承进行对比分析,并把气膜厚度分布与文献结果进行了对比.结果表明:箔片的库伦摩擦力在一定程度上增大了波纹箔片的刚度,并且随着摩擦因数的增大其刚度以及两端固定的波纹箔片个数也增加,使得箔片轴承表面变“刚”,因此轴承静特性更趋于刚性表面轴承,此外当轴承承载力一定时,箔片摩擦因数越大轴承的最小气膜厚度越小.

    • 油润滑弹性支撑多叶箔片轴承静态特性

      2013, 28(8):1876-1884.

      摘要 (1523) HTML (0) PDF 1.09 M (1099) 评论 (0) 收藏

      摘要:以提高箔片轴承承载力为目的,提出了一种带有弹性支撑结构的多叶箔片轴承.基于柔度矩阵理论计算了箔片变形量,并与有限元分析软件的仿真结果进行了对比,以验证其准确性;建立了油膜厚度与箔片变形量关系的表达式,仿真研究了该箔片轴承的静态特性,并与无支撑结构的多叶箔片轴承进行对比分析;建立了油润滑箔片轴承静态特性实验台,实验测量油润滑弹性支撑多叶箔片轴承的承载力.结果表明:弹性支撑多叶箔片轴承的承载力大于没有支撑结构的轴承,在30000r/min时承载力提高达109%;轴承转速越高,承载力增加越明显.实验得到的承载力与理论计算值相差2.7%,吻合较好.

    • >自动控制
    • 基于多源诊断信息融合的发动机气路分析

      2013, 28(8):1885-1896.

      摘要 (1595) HTML (0) PDF 1.19 M (1159) 评论 (0) 收藏

      摘要:针对气路可测信息的有限性及不确定性易导致航空发动机气路分析结果准确度和精度不高的问题,提出了一种基于贝叶斯网络的多源诊断信息融合机制,以提高气路部件故障诊断的准确度和精确度.介绍了基于贝叶斯网络的气路分析方法,在此基础上提出了改进的用于多源诊断信息融合的气路分析贝叶斯网络,即以常规的气路可测参数为主,而其他诊断信息则借助故障模式先验概率表引进贝叶斯网络,实现多源信息的融合.仿真实验表明:通过融合多源信息能够准确地诊断出传统的气路分析难以识别的故障,同时降低了健康参数估计值的方差,提高了诊断结果的精确度;在观测噪声放大一倍、健康参数变化量小于1%的情况下,通过融合多源信息仍能准确的估计出健康参数变化量,且标准差均于0.1%.

    • 某涡扇发动机智能应急控制系统

      2013, 28(8):1897-1904.

      摘要 (1369) HTML (0) PDF 1007.79 K (1204) 评论 (0) 收藏

      摘要:以某型涡扇发动机为例,介绍应急航空发动机控制,并根据不同的紧急事件,给出两种应急控制模式:增推力控制和快速反应控制.仿真结果显示:释放限制后,增推力控制可以为发动机额外提供16.6%的推力,但同时涡轮前温度上升10.8%;而在标准循环下,快速反应控制将低压转子上升时间从原来的2s缩短至1.675s,响应速度明显加快,与此同时,压气机稳定裕度下降6.05%,高压涡轮导向叶片热机械寿命下降5.16%.

    • >叶轮机械
    • 叶身/端壁融合技术工况的适用性

      2013, 28(8):1905-1913.

      摘要 (1661) HTML (0) PDF 1.29 M (1319) 评论 (0) 收藏

      摘要:在前期提出并初步验证了叶身/端壁融合(BBEW)技术效果的基础上,以NASA Rotor 67为例实施BBEW改型,研究了100%,90%和80%三种转速,海平面与万米高空两种不同雷诺数工况条件下BBEW技术的实施效果.数值结果表明:相对于原型,BBEW改型在几乎所有工况范围内均显现出总压比、效率等性能提升.在低转速和低雷诺数下的收益更为明显,效率收益可达0.6%~0.8%.这表明BBEW技术具有宽广的工况适用性,将是弯、掠以外叶轮机全三维叶片造型的又一重要方面.

    • >火箭发动机
    • 燃烧室结构对固液火箭发动机燃速和性能的影响

      2013, 28(8):1914-1920.

      摘要 (1437) HTML (0) PDF 909.43 K (1233) 评论 (0) 收藏

      摘要:对不同燃烧室结构固液火箭发动机进行了二维轴对称一体化数值计算,计算结果表明:燃速随前燃室的增长而增大,增幅越来越小,特征速度和真空比冲随前燃室的增长先增大后趋于平稳.后燃室的长度对燃速没有影响,特征速度和真空比冲随后燃室的增长而增大.相同氧化剂质量流率下,药柱长径比不影响燃速沿轴向分布,平均燃速随药柱长径比的增大而增大,增幅越来越小,最终趋于平稳,特征速度随药柱长径比的增大先增大再减小,在长径比为10.0附近达到最大值.相同理论氧燃比下,燃速随长径比的增大而增大,但不影响燃速的分布趋势;燃烧效率随着长径比的增大先减小再增大;实际氧燃比随长径比的增大而逐渐减小,且变化趋势逐渐缓慢.

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