期刊文献+
共找到2,739篇文章
< 1 2 137 >
每页显示 20 50 100
液体火箭发动机涡轮泵诊断数据风格迁移扩增方法
1
作者 窦唯 张宏利 +2 位作者 刘晓阳 李金丰 张海林 《推进技术》 北大核心 2026年第1期298-308,共11页
针对液体火箭发动机涡轮泵故障样本少且难以获取问题,本文提出了一种基于一维卷积神经网络(1D-CNN)的涡轮泵故障仿真数据风格迁移扩增方法。构建具有多层卷积结构的1D-CNN模型,并利用模型识别优化方法进行预训练,形成具有一定识别能力... 针对液体火箭发动机涡轮泵故障样本少且难以获取问题,本文提出了一种基于一维卷积神经网络(1D-CNN)的涡轮泵故障仿真数据风格迁移扩增方法。构建具有多层卷积结构的1D-CNN模型,并利用模型识别优化方法进行预训练,形成具有一定识别能力的预训练模型;将涡轮泵实测正常数据作为1D-CNN的风格信息输入,涡轮泵仿真故障数据作为1D-CNN的内容信息输入,分别获取两种输入的隐层信息;将随机生成的白噪声信号作为1D-CNN待训练生成信号初始值,构建风格损失及内容损失函数,通过两种损失函数的多次误差反传计算,生成模拟涡轮泵实际发射工况的合成故障数据。经液体火箭发动机涡轮泵试车轴承故障实验验证表明,该方法生成的轴承滚动体与外圈故障的合成信号,与实验信号的余弦相似度分别为0.703和0.62,故障特征频率相干性均接近1,能够满足实际场景使用需求,并代替实测故障信号,用于涡轮泵装置的故障诊断。 展开更多
关键词 液体火箭发动机 涡轮泵 风格损失 内容损失 一维卷积神经网络
原文传递
低比转速离心叶轮泄漏流态及其损失机理分析
2
作者 伊卫林 李兆鑫 《推进技术》 北大核心 2026年第1期65-74,共10页
航空发动机多级压气机中末级离心压气机呈现低比转速设计特征,其二次流特别是叶尖间隙泄漏流造成的影响加剧,内部损失机理仍有待明晰。本文以某试验数据丰富的低比转速离心压气机级为研究对象,利用经校验的三维数值仿真方法和熵产分析方... 航空发动机多级压气机中末级离心压气机呈现低比转速设计特征,其二次流特别是叶尖间隙泄漏流造成的影响加剧,内部损失机理仍有待明晰。本文以某试验数据丰富的低比转速离心压气机级为研究对象,利用经校验的三维数值仿真方法和熵产分析方法,量化评估了离心叶轮内的高损失来源;并探讨了峰值效率点、近失速点主叶片与分流叶片叶尖间隙泄漏流的形成、发展及其对流动损失和气动堵塞的作用机理。结果表明:在低比转速叶轮中,以叶尖间隙泄漏流为主导的二次流损失占总损失的一半以上,严重影响叶轮60%展高以上区域的效率和压升能力;分流叶片两侧通道内流态及流动机理有所不同,主叶片与分流叶片叶尖间隙泄漏流相互影响、分流叶片叶型流向负荷的分布和叶尖间隙相对尺寸增加等因素共同导致了分流叶片吸力面侧通道的流动持续恶化和压力面侧通道内低损失区域的迁移,上述影响造成通道内严重的堵塞并以近尾缘处最为突出。 展开更多
关键词 低比转速 离心压气机 出口级 流动损失 堵塞
原文传递
电弧等离子体激波闭环控制机理与能量效率评估
3
作者 严红 李牧 刘凡 《气体物理》 2026年第1期62-73,共12页
等离子体激励器控制灵活、响应迅速的特点促使其在流动控制中得到广泛关注,其所具有的气动效应、热效应和化学效应在流动控制中起到了主导作用。闭环反馈调节的引入有望进一步提高等离子体控制效能并促进其实际应用。以7°压缩斜面... 等离子体激励器控制灵活、响应迅速的特点促使其在流动控制中得到广泛关注,其所具有的气动效应、热效应和化学效应在流动控制中起到了主导作用。闭环反馈调节的引入有望进一步提高等离子体控制效能并促进其实际应用。以7°压缩斜面在Mach数2.5的来流中诱导的斜激波电弧等离子体激励控制实验数据为基础,开展数值模拟研究以评估电弧等离子体激波控制热效应的能量利用效率。模拟中通过引入比例积分闭环反馈,实现了斜激波强度的定量调控,并对比分析了电弧长度及功率对于等离子体激波控制能量效率的影响规律,结果表明,用于激波控制的等离子体热效应能量占电弧总能量的60%~80%,并随着电弧长度的增加而增加。 展开更多
关键词 电弧等离子体 激波控制 闭环反馈 能量效率
在线阅读 下载PDF
点阵结构内超临界压力碳氢燃料流动传热机理数值研究
4
作者 王金兆 周林 +4 位作者 穆林 尚妍 浦航 张义宁 东明 《推进技术》 北大核心 2026年第1期241-254,共14页
为探索轻量化点阵结构替代传统槽道式主动冷却通道应用于高马赫数吸气式发动机高温壁面热防护的可行性,采用数值方法研究了三种点阵主动冷却结构内超临界压力RP-3的流动传热特性。工况参数为压力5 MPa,壁面热流密度2 MW·m^(-2),入... 为探索轻量化点阵结构替代传统槽道式主动冷却通道应用于高马赫数吸气式发动机高温壁面热防护的可行性,采用数值方法研究了三种点阵主动冷却结构内超临界压力RP-3的流动传热特性。工况参数为压力5 MPa,壁面热流密度2 MW·m^(-2),入口雷诺数6804。结果表明,点阵芯体作为强化元件显著提升了受热侧端面的传热性能,在芯体杆件绕流影响下,端面附近形成了复杂的流动结构,增强了流体间的剪切作用,在破坏稳定的流动边界层与热边界层的同时增强了近壁区和主流区流体间掺混。基于NACA翼型对3D-Kagome杆件截面形状进行改进,获得的Modified 3D-Kagome点阵主动冷却结构相较于传统槽道式主动冷却通道,换热因子γ提高了8.6%,加热壁面的最高温度、平均温度和温度的标准差分别降低了6.74%,5.92%和77.08%,同时可减少14.8%的结构重量。点阵主动冷却结构通过流体域受热侧端面传递的热通量与总加热热流的比值为72.16%~81.38%,如何提高受热侧端面的传热速率、减小芯体杆件内部的导热热阻是进一步提升点阵主动冷却结构热防护效能的重要研究方向。 展开更多
关键词 超临界压力 碳氢燃料 对流传热 点阵结构 主动冷却
原文传递
基于强化学习的分布式电推进飞机动力偏航控制
5
作者 庞圣钊 刘恒 +3 位作者 王浩宇 程博 陈映雪 毛昭勇 《推进技术》 北大核心 2026年第2期227-234,共8页
分布式电推进飞机通过分布在机翼上的多个电推进器提供推力,这种设计可以利用分布式电推进器产生的推力差实现动力偏航姿态控制,从而提升飞机的飞行效率。为实现飞机的动力偏航控制,需确保分布式电推进器之间协同工作。因此,本文基于深... 分布式电推进飞机通过分布在机翼上的多个电推进器提供推力,这种设计可以利用分布式电推进器产生的推力差实现动力偏航姿态控制,从而提升飞机的飞行效率。为实现飞机的动力偏航控制,需确保分布式电推进器之间协同工作。因此,本文基于深度确定性策略梯度(Deep Deterministic Policy Gradient,DDPG)强化学习算法,提出了一种适用于分布式电推进飞机的动力偏航控制方法。以NASA X-57飞机为基础,建立了非线性等效缩比模型,使算法的训练环境更接近真实的飞行环境。结果表明,该方法能够确保分布式电推进器之间推力的合理分配,实现动力偏航控制。与传统控制方法相比,所提方法使飞机的偏航响应调节时间缩短了36.36%,同时保证了飞机的飞行稳定性。 展开更多
关键词 分布式电推进 电动飞机 动力偏航控制 推力分配 飞行控制 强化学习
原文传递
考虑加工偏差及多工况影响的亚声速叶型鲁棒性优化
6
作者 陈豪 刘帅鹏 +2 位作者 耿少娟 张宏武 赵冰钰 《推进技术》 北大核心 2026年第2期117-129,共13页
为降低压气机叶型性能对加工偏差的敏感性,集成二维叶型参数化造型方法、基于Karhunen-Loève展开的轮廓度偏差降阶模型、基于最小角回归选择的混沌多项式展开不确定性量化方法以及Kriging代理模型和NSGA-II优化算法,搭建了压气机... 为降低压气机叶型性能对加工偏差的敏感性,集成二维叶型参数化造型方法、基于Karhunen-Loève展开的轮廓度偏差降阶模型、基于最小角回归选择的混沌多项式展开不确定性量化方法以及Kriging代理模型和NSGA-II优化算法,搭建了压气机叶型多目标鲁棒性优化平台;针对亚声速叶型,考虑加工偏差不确定性因素及多工况的影响,以最小化叶型总压损失系数的均值和标准差为目标函数,静压比作为约束条件,开展了多目标鲁棒性优化设计,并分析了目标函数对优化变量的敏感性以及叶型性能改善的流动机理。结果表明:优化叶型在宽工况范围内性能改善,对轮廓度偏差的敏感性降低,总压损失系数均值和标准差最大分别降低10.4%和29.89%。吸力面中后部型线对总压损失系数均值和标准差影响更显著,且为负相关,最大厚度位置前移有助于降低总压损失系数均值,吸力面前缘附近控制点法向纵坐标增大有助于降低总压损失系数标准差。尾缘吸力面侧边界层分离是影响叶型性能和敏感性的主要因素。 展开更多
关键词 轴流压气机 亚声速叶型 轮廓度偏差 不确定性量化 鲁棒性优化
原文传递
基于差分导数的超临界燃料裂解反应模拟研究
7
作者 胡明磊 罗浪 +1 位作者 陈玉 李象远 《四川大学学报(自然科学版)》 北大核心 2026年第2期432-439,共8页
准确捕捉燃料反应热与动力学特征对先进发动机热管理技术的发展至关重要。现有超临界裂解反应流建模方法通常需要对特定的实际气体状态方程进行复杂解析,且缺乏可扩展性。本文建立一种基于差分导数的超临界反应流模拟方法,实现了多种立... 准确捕捉燃料反应热与动力学特征对先进发动机热管理技术的发展至关重要。现有超临界裂解反应流建模方法通常需要对特定的实际气体状态方程进行复杂解析,且缺乏可扩展性。本文建立一种基于差分导数的超临界反应流模拟方法,实现了多种立方型实际气体状态方程的通用化耦合求解。进一步以正癸烷为代表性燃料,对比研究了理想气体状态方程和4种实际气体状态方程对高压裂解过程的热物性和反应行为的预测差异。研究结果表明,理想气体模型在高压条件下对密度和黏度的预测误差较大,尤其低温区域更为显著;密度和黏度的低估进一步导致反应速率计算的偏差。PRVT和RKPR方程分别引入体积转化和Zc拟合参数,显著提高了密度、黏度和温度的预测精度。在出口温度的预测中,4种立方型状态方程与实验数据的相对误差均不超过0.3%,而理想气体模型的误差为2.18%;在实际气体模型对裂解转化率的预测中,PR模型与实验数据的相对误差最大,为10.96%;SRK模型的相对误差最小,为6.66%;而理想气体模型的相对误差则高达20.41%。本文为超临界反应流模拟提供了新方法,并可为状态方程的合理选取提供参考。 展开更多
关键词 碳氢燃料 裂解反应 超临界 反应热力学 建模方法
在线阅读 下载PDF
基于全三维设计方法的宽域RBCC进气道设计分析
8
作者 杨紫宁 金志光 +2 位作者 丁玥 刘锐 周航 《推进技术》 北大核心 2026年第2期79-87,共9页
针对一般三维空间、非均匀来流条件的超声速流场反设计,以基于空间流线的特征线计算方法为基础,给出了一种全三维设计方法获得进气道壁面。进一步地,针对RBCC发动机宽广的工作范围,应用全三维进气道设计方法得到设计实例,并通过数值仿... 针对一般三维空间、非均匀来流条件的超声速流场反设计,以基于空间流线的特征线计算方法为基础,给出了一种全三维设计方法获得进气道壁面。进一步地,针对RBCC发动机宽广的工作范围,应用全三维进气道设计方法得到设计实例,并通过数值仿真得到了全三维宽域RBCC进气道方案的工作特性与总体性能。结果表明,采用全三维进气道设计方法,能够进一步丰富进气道的三维前缘线形状,并合理分配内/外和顶/侧向压缩量,提升传统内转式进气道的设计灵活性,便于进气道与飞行器的一体化设计。 展开更多
关键词 高超声速进气道 RBCC进气道 全三维进气道 设计方法 数值模拟
原文传递
基于流热固耦合仿真的航空发动机暖机特性及其对推力的影响
9
作者 邵发宁 杨超 +4 位作者 陈娉婷 王飞龙 赵伟辰 宁博 毛军逵 《航空学报》 北大核心 2026年第2期32-49,共18页
航空发动机在起飞前需要在地面保持较高转速进行暖机,否则将造成起飞过程中的推力下降。针对上述问题,以小涵道比涡扇发动机核心机为对象,结合发动机流体域一维模型和固体域二维轴对称有限元模型,开发了一种流热固耦合计算方法,实现了... 航空发动机在起飞前需要在地面保持较高转速进行暖机,否则将造成起飞过程中的推力下降。针对上述问题,以小涵道比涡扇发动机核心机为对象,结合发动机流体域一维模型和固体域二维轴对称有限元模型,开发了一种流热固耦合计算方法,实现了发动机主流道、空气系统和多部件热分析及变形分析的跨尺度耦合仿真。仿真结果表明:叶尖间隙大于设计值是造成起飞阶段发动机推力下降的主要原因。暖机能够减小起飞过程中的叶尖间隙,高压涡轮效率提升0.85%,压气机效率提升0.5%,进而促使高压转速最大提升0.51%,增大了核心机流量,降低了发动机的涵道比,最终导致发动机起飞阶段的最小推力上升2.4%。研究结果进一步表明,增加暖机时间或增加暖机转速均可提升起飞推力,但暖机转速小于0.75时无法通过增加转速减小高压涡轮叶尖间隙。最后基于序列二次规划算法,构建了以推力需求为约束条件的暖机参数优化模型,实现了不同工况下最短暖机时间与转速的优化。 展开更多
关键词 涡扇发动机 暖机 叶尖间隙 流热固耦合 过渡态
原文传递
含砂尘环境服役下涡轮叶片冷却特性研究进展
10
作者 叶林 李维 +5 位作者 王新羽 曾飞 李洋 刘存良 高文举 郑天一 《推进技术》 北大核心 2026年第2期24-43,共20页
气固两相流现象普遍存在于自然界及工业生产中,当砂尘颗粒被吸入到航空发动机后,经高温燃气加热的砂尘颗粒呈熔融态,极易在涡轮表面发生沉积现象,其造成的结构损伤影响着局部冷却特性,长时服役下的冷效衰退存在着部件烧蚀等隐患问题。... 气固两相流现象普遍存在于自然界及工业生产中,当砂尘颗粒被吸入到航空发动机后,经高温燃气加热的砂尘颗粒呈熔融态,极易在涡轮表面发生沉积现象,其造成的结构损伤影响着局部冷却特性,长时服役下的冷效衰退存在着部件烧蚀等隐患问题。本文解耦沉积损伤,将其划分为表面粗糙度增大、气膜孔内堵塞、表面凸凹障碍物,并归纳整理了上述损伤形式的结构参数和研究范围。在此基础上围绕气膜冷却效率和外部对流换热系数,概述了沉积损伤作用下涡轮叶片换热特性研究方法以及热流条件恶化状况,梳理了三种损伤形式对气膜冷效的影响规律以及冷效衰退机理。总体而言,国内外相关研究还存在缺乏沉积损伤与服役时长关联、对典型损伤形式的研究不够深入、针对工作叶片的模化和研究方法匮乏等一系列问题,本文总结了现有研究不足,并指出了未来的发展方向。 展开更多
关键词 涡轮叶片 颗粒沉积 冷效衰退 粗糙度 孔堵塞 综述
原文传递
重型燃机中心分级燃烧器天然气掺氢振荡特性实验研究
11
作者 刘占南 周元甲 +3 位作者 葛冰 颜伟 陈明敏 孙博 《推进技术》 北大核心 2026年第1期202-211,共10页
天然气掺氢燃烧作为燃气轮机机组降低碳排放的关键技术路径之一,存在燃料组分变化所导致的燃烧不稳定性问题。为研究实际重型燃气轮机机组中心分级燃烧器掺氢燃烧时的热声振荡特性,本文设计并开展全尺寸满负荷燃烧试验,总结了不同值班... 天然气掺氢燃烧作为燃气轮机机组降低碳排放的关键技术路径之一,存在燃料组分变化所导致的燃烧不稳定性问题。为研究实际重型燃气轮机机组中心分级燃烧器掺氢燃烧时的热声振荡特性,本文设计并开展全尺寸满负荷燃烧试验,总结了不同值班掺氢比(R_(v))对中心分级燃烧器掺氢燃烧的压力脉动参数、火焰结构及性能参数的影响规律。实验结果显示,值班级燃料掺氢能够促使两级火焰结构相互独立,显著降低脉动压力幅值达79%;在掺氢比例小于30%时,燃烧振荡主要由火焰整体的轴向周期性脉动主导;而当掺氢比例超过30%时,火焰轴向脉动随着火焰结构改变而消失,燃烧稳定性显著增强。此外,虽然掺氢比例的提高初期导致NO排放量增加了67%,但随着燃烧稳定性的提升,NO排放量仅为天然气燃烧时的69%。 展开更多
关键词 中心分级燃烧器 天然气掺氢 燃烧振荡 本征正交分解 火焰结构
原文传递
超临界压力下新型碳氢燃料流动与传热特性研究
12
作者 高尔康 范文慧 仲峰泉 《推进技术》 北大核心 2026年第2期192-202,共11页
本文以新型高热沉碳氢燃料(以下简称RP-3N)为研究对象,采用雷诺时均Navier-Stokes(RANS)方法,通过数值仿真研究了超临界压力下RP-3N在圆形截面管道中的湍流流动与传热特性。通过入口或壁面参数,研究了燃料类型、壁面热流、质量流量、入... 本文以新型高热沉碳氢燃料(以下简称RP-3N)为研究对象,采用雷诺时均Navier-Stokes(RANS)方法,通过数值仿真研究了超临界压力下RP-3N在圆形截面管道中的湍流流动与传热特性。通过入口或壁面参数,研究了燃料类型、壁面热流、质量流量、入口温度和入口压力等参数对流动与传热性能的影响规律。计算结果表明,相较于传统RP-3航空煤油,RP-3N在具有更低流动阻力的同时,表现出更高的换热效率,相同条件下其努塞尔数Nu提升幅度超过17%。壁面热流和质量流量的增加都对提升换热强度起到显著的作用,前者使Nu增加约42.67%,后者则可提升96.56%。入口温度的提高虽有效增强了对流换热,但同时升高了冷却通道的平均温度,对热防护效果产生影响。此外,研究发现入口压力在特定热流密度和流量条件下对流动与传热性能的影响甚微。 展开更多
关键词 超临界压力 再生冷却 碳氢燃料 数值仿真 传热特性
原文传递
涡轮叶片前缘强化旋流-气膜复合冷却实验研究
13
作者 左秋儒 李菲 +1 位作者 熊逸辉 饶宇 《推进技术》 北大核心 2026年第2期182-191,共10页
为提升涡轮叶片前缘的冷却性能,提出了一种结合内部突脊壁面与偏置射流的新型前缘旋流-气膜冷却方案。通过稳态红外热像技术,对冲击-气膜冷却、旋流-气膜冷却以及突脊旋流-气膜冷却的传热与压力损失特性进行了实验研究,重点探讨了吹风... 为提升涡轮叶片前缘的冷却性能,提出了一种结合内部突脊壁面与偏置射流的新型前缘旋流-气膜冷却方案。通过稳态红外热像技术,对冲击-气膜冷却、旋流-气膜冷却以及突脊旋流-气膜冷却的传热与压力损失特性进行了实验研究,重点探讨了吹风比对冷却性能的影响。研究结果表明,在相同吹风比条件下,突脊旋流-气膜冷却展现出最高的综合冷却效率。突脊结构有效强化了内部换热,并优化了冷气在叶片前缘的分布,从而显著提升气膜冷却效率。与冲击-气膜冷却相比,在所研究的参数范围内,光滑壁面与突脊壁面的旋流-气膜冷却的前缘整体平均综合冷却效率分别提高了3.4%~3.9%和6.5%~8.5%,同时旋流-气膜冷却的冷气压力损失最高可降低2.2%。 展开更多
关键词 叶片前缘 传热 强化旋流冷却 气膜冷却 稳态红外热像技术
原文传递
基于信息熵的复杂系统动态特征辨识及应用研究
14
作者 张楼悦 王曦 +3 位作者 石多奇 王信 白克强 钱秋朦 《燃气涡轮试验与研究》 2026年第1期41-53,共13页
大型复杂系统在运行中会采集并存储大量过程数据。复杂数据的特征提取、利用以及辨识水平对系统建模、仿真系统构建、控制算法设计等至关重要。以飞行环境模拟系统的试验数据为研究对象,首先,提出一种基于概率云空间的信息熵计算方法,... 大型复杂系统在运行中会采集并存储大量过程数据。复杂数据的特征提取、利用以及辨识水平对系统建模、仿真系统构建、控制算法设计等至关重要。以飞行环境模拟系统的试验数据为研究对象,首先,提出一种基于概率云空间的信息熵计算方法,该方法能够有效辨识出试验数据信号幅值变化率的动态特征。随后,以信息熵作为关键技术支撑,分别开展了积分步长参数自适应调整的跟踪微分器算法以及结合Apriori算法的信号关联性挖掘算法研究。结果表明,所开发的自适应跟踪微分器算法能够在运算周期受限的情况下实现稳态与动态兼优的信号提取品质,所提出的信号关联性挖掘算法能够有效反映不同试验参数间的内部规律。 展开更多
关键词 飞行环境模拟系统 复杂系统 信息熵 特征辨识 APRIORI算法 跟踪微分器
在线阅读 下载PDF
涡轮宽温域工况对电感式叶顶间隙感应特性的影响规律研究
15
作者 赵梓妤 胡宇 杨金鹏 《推进技术》 北大核心 2026年第1期276-287,共12页
为揭示涡轮宽温域工况下电感式叶顶间隙感应传感器温度漂移的产生机理,并指导设计满足涡轮紧凑安装空间和叶顶间隙检测要求的传感器结构,本文基于COMSOL Multiphysics平台,主要针对线圈结构、激励频率及温度对传感器性能参数和间隙感应... 为揭示涡轮宽温域工况下电感式叶顶间隙感应传感器温度漂移的产生机理,并指导设计满足涡轮紧凑安装空间和叶顶间隙检测要求的传感器结构,本文基于COMSOL Multiphysics平台,主要针对线圈结构、激励频率及温度对传感器性能参数和间隙感应特性的影响规律进行仿真计算;基于简化模型开展线圈结构参数和激励频率对传感器参数和感应特性影响的计算研究,确定影响间隙感应性能的主要结构参数及其影响规律;基于电磁场-温度场耦合模型,探究高温宽温域工况对传感器性能参数和感应特性的影响规律。结果表明:影响传感器性能的主要结构参数是匝数,线径和内径分别对等效电阻和等效电感有影响。在500~1200℃内,间隙从0.5~4.0 mm变化时,等效电阻变化量均小于20%,等效电感变化量约为34%,且温度变化对电感的间隙感应特性曲线无影响。 展开更多
关键词 高压涡轮 测量系统 电感传感器 叶顶间隙 高温特性 多物理场模型 有限元计算
原文传递
加压工作条件下预膜空气雾化喷嘴燃油粒径预测模型研究
16
作者 王波 苗家铭 +1 位作者 任光明 甘晓华 《推进技术》 北大核心 2026年第2期141-150,共10页
由于加压工作条件下雾化粒径数据的稀缺以及基于物理机制粒径预测模型的缺乏,本文开展了加压工作条件下预膜空气雾化喷嘴燃油粒径预测模型研究。通过试验设计(Design of Experiment,DOE),采用激光粒度仪测试了空气压力、空气温度、空气... 由于加压工作条件下雾化粒径数据的稀缺以及基于物理机制粒径预测模型的缺乏,本文开展了加压工作条件下预膜空气雾化喷嘴燃油粒径预测模型研究。通过试验设计(Design of Experiment,DOE),采用激光粒度仪测试了空气压力、空气温度、空气压降、燃油温度、油气比等多参数交叉影响下的雾化粒径数据,基于表面波不稳定理论构建了包含韦伯数、雷诺数、奥内佐格数等无量纲参数的预测模型。通过试验数据的验证,发现预测模型最大误差为14.1%,平均误差为5.2%,且残差符合正态分布。敏感性分析表明,预测模型准确捕捉了无量纲参数以及试验工况参数对粒径的影响。 展开更多
关键词 航空发动机 空气雾化喷嘴 加压工作条件 雾化粒径 多参数交叉影响 预测模型
原文传递
宽域超燃冲压发动机燃烧模态数据融合无监督聚类识别方法研究
17
作者 王子涵 陈玉乾 +3 位作者 刘和东 黄玥 金华 尤延铖 《推进技术》 北大核心 2026年第1期154-167,共14页
准确识别超燃冲压发动机的燃烧模态并确定模态转换的边界,对于超燃冲压发动机的安全、可靠性和高效运行至关重要。基于数据融合的思路,本文提出了一种可以跨构型的超燃冲压发动机燃烧模态无监督聚类识别方法。利用数值仿真计算获得两种... 准确识别超燃冲压发动机的燃烧模态并确定模态转换的边界,对于超燃冲压发动机的安全、可靠性和高效运行至关重要。基于数据融合的思路,本文提出了一种可以跨构型的超燃冲压发动机燃烧模态无监督聚类识别方法。利用数值仿真计算获得两种构型(上凹腔和下凹腔)的上下壁面物理数据和流场密度梯度图像数据集,将两类数据融合后进行无监督聚类,并与燃烧模态人工判定标准以及非数据融合的聚类方法进行对比。研究结果表明:针对两种构型燃烧室,将燃烧模态划分为三类(超燃模态、双模态亚燃模态和深度亚燃模态)是比较合理的。本文提出的方法在两种构型中准确率分别达到了92.02%和92.88%,衡量分类的质量调整兰德系数(Adjusted Rand Index,ARI)和标准互信息(Normalized Mutual Information,NMI)两项指标均在0.8以上,且性能均优于单独使用上下壁面物理数据和密度梯度图像进行聚类的结果,具备更良好的聚类性能。本文的方法可以充分利用获得的数据,无须标注标签,即可实现较高的燃烧模态识别准确率,从而实现低成本、高效率的超燃冲压发动机跨构型多燃烧模态识别,以及模态转换边界的确定。 展开更多
关键词 超燃冲压发动机 燃烧模态识别 数据融合 无监督聚类 神经网络
原文传递
基于减法平均优化器优化变分模态分解和核极限学习机的滚动轴承故障诊断方法
18
作者 栾孝驰 刘明国 +3 位作者 赵俊豪 刘新航 雷志浩 赵奉同 《推进技术》 北大核心 2026年第2期267-280,共14页
针对航空发动机滚动轴承故障振动信号特征难以提取、故障识别率较低的问题,提出了一种基于减法平均优化器(SABO)优化变分模态分解(VMD)和核极限学习机(KELM)的滚动轴承故障诊断方法。将最小包络熵作为适应度函数,利用SABO优化VMD参数,得... 针对航空发动机滚动轴承故障振动信号特征难以提取、故障识别率较低的问题,提出了一种基于减法平均优化器(SABO)优化变分模态分解(VMD)和核极限学习机(KELM)的滚动轴承故障诊断方法。将最小包络熵作为适应度函数,利用SABO优化VMD参数,得到VMD分解不同故障信号模态个数K和惩罚因子α的最佳参数组合,同时得到最小适应度对应的IMF的索引值;将每种故障对应的[K,α]最佳组合和索引值带回VMD,得到每个样本的最佳IMF分量,并计算最佳IMF分量的9种时域特征参数;再结合SABO和KELM,对KELM的核函数进行优化并重新构建KELM;将特征矩阵输入KELM得到故障诊断结果。利用西储大学轴承数据、搭建的滚棒轴承模拟实验数据和双转子航空发动机中介轴承模拟实验数据进行方法有效性验证。结果表明:基于最小包络熵为适应度函数的SABO优化效果比其他4种适应度优化效果要好,VMD更能有效地分解出轴承故障振动信号;优化以后的KELM对3个实验的故障诊断正确率分别达到了99.33%,98.67%和98.67%,比没有优化的KELM诊断正确率有了明显的提高;基于实验3,SABO-KELM模型诊断正确率为99.2%,比PSO-KELM模型98.3%的正确率和GWO-KELM模型97.5%的正确率要高,所以诊断效果更好。基于以上分析,SABO-KELM模型可以适用不同轴承类型简单和复杂传播路径,可以推断:模型可以作为一般机械系统的滚动轴承故障诊断方法。 展开更多
关键词 航空发动机 滚动轴承 变分经验模态分解 最小包络熵 故障诊断
原文传递
悬臂式变几何涡轮气动性能数值模拟研究
19
作者 蒋筑宇 邱名 +1 位作者 张传海 王国良 《推进技术》 北大核心 2026年第2期53-66,共14页
当前悬臂式可调导叶已有所应用。为探索悬臂式变几何涡轮的气动特性,利用数值模拟方法着重对比研究了两种变几何涡轮气动性能。将某型等外径涡轮改造为常规变几何涡轮和悬臂式变几何涡轮,采用定常数值模拟对两种变几何涡轮进行气动计算... 当前悬臂式可调导叶已有所应用。为探索悬臂式变几何涡轮的气动特性,利用数值模拟方法着重对比研究了两种变几何涡轮气动性能。将某型等外径涡轮改造为常规变几何涡轮和悬臂式变几何涡轮,采用定常数值模拟对两种变几何涡轮进行气动计算,并分析了可调导叶球面端壁、叶端间隙和安装角变化对变几何涡轮性能的影响。结果表明:球面端壁使涡轮流量提高了约1.16%,效率提高了0.0039。相比球面端壁涡轮,悬臂式变几何涡轮流量提高了约1.47%,效率降低了0.0242;常规变几何涡轮流量提高了约0.24%,效率降低了0.0070。可调导叶每打开1°,变几何涡轮流量提高约0.37 kg/s。可调导叶间隙可以提高涡轮流量,并在一定程度上控制端区径向二次流。悬臂式可调导叶叶根有很大泄漏流损失,叶端调节轴可以控制泄漏流损失。 展开更多
关键词 变几何涡轮 球面端壁 悬臂式可调导叶 气动性能 间隙泄漏流
原文传递
同轴离心式喷嘴燃烧稳定性的经验模态分解
20
作者 杨瑶 杨尚荣 +3 位作者 于涵 杨宝娥 严宇 连俊恺 《火箭推进》 北大核心 2026年第1期48-58,共11页
针对气体中心液体离心式同轴(GCLSC)喷嘴开展了燃烧稳定性试验研究,通过改变氧化剂流量获得了不同混合比工况下的燃烧稳定性地图:混合比3.2~7.3范围属于稳定燃烧状态;混合比高于8.1时燃烧振荡出现,被激发的有前三阶切向模态与1阶径向模... 针对气体中心液体离心式同轴(GCLSC)喷嘴开展了燃烧稳定性试验研究,通过改变氧化剂流量获得了不同混合比工况下的燃烧稳定性地图:混合比3.2~7.3范围属于稳定燃烧状态;混合比高于8.1时燃烧振荡出现,被激发的有前三阶切向模态与1阶径向模态。基于经验模态分解方法得到了脉动压力信号对应的固有模态函数IMF,通过对IMF进行希尔伯特变换得到其对应的瞬时频率与瞬时幅值。结果显示:该方法可以对不稳定燃烧信号进行能量排序,混合比8.1工况对应的IMF_(1)与IMF_(2)分量分别对应径向与切向模态;稳定燃烧工况(混合比7.3工况)的FFT频谱嘈杂无突频,但通过IMF分量的瞬时频率与瞬时幅值分析可以识别系统中存在的不稳定声学模态;间歇振荡(混合比11.2工况)的IMF_(1)与IMF_(2)分量瞬时频率与瞬时幅值均保持与原始信号一致的间歇轨迹,且其在时域呈现显著的非稳态变化过程;极限环振荡(混合比12.0工况)的IMF_(1)分量即可还原原始数据的主要振荡特征,IMF_(1)分量的瞬时频率与瞬时幅值在时域相对稳定,瞬时幅值在统计直方图中呈高斯分布特征。相较FFT等传统分析方法,通过对原始数据进行经验模态分解与希尔伯特变换,IMF分量瞬态幅值与瞬态频率描述能更清晰且自适应地揭示燃烧不稳定过程的非稳态变化特征。 展开更多
关键词 同轴离心式喷嘴 燃烧稳定性 经验模态分解 希尔伯特变换
在线阅读 下载PDF
上一页 1 2 137 下一页 到第
使用帮助 返回顶部