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滑动弧等离子体燃烧室头部点火燃烧特性研究
1
作者 张磊 于锦禄 +3 位作者 赵兵兵 张登成 王晓敏 胡雅骥 《工程热物理学报》 北大核心 2025年第1期300-309,共10页
为验证滑动弧等离子体燃烧室头部点火、助燃的有效性,搭建了单头部旋流燃烧实验平台,开展了滑动弧等离子体燃烧室头部点火、燃烧特性研究,着重分析了滑动弧等离子体对着火过程、点/熄火边界、燃烧反应区的影响。研究表明,滑动弧等离子... 为验证滑动弧等离子体燃烧室头部点火、助燃的有效性,搭建了单头部旋流燃烧实验平台,开展了滑动弧等离子体燃烧室头部点火、燃烧特性研究,着重分析了滑动弧等离子体对着火过程、点/熄火边界、燃烧反应区的影响。研究表明,滑动弧等离子体点火改变了传统燃烧室的点火燃烧过程,拓宽了燃烧室稳定燃烧范围,点火边界最高可拓宽36.7%,熄火边界最高可拓宽83.4%;滑动弧等离子体助燃使得燃烧反应区面积增大,反应区碎片减少,燃烧开启角度增大。 展开更多
关键词 航空发动机 滑动弧等离子体 燃烧室头部 强化燃烧 稳定燃烧范围
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执行主编寄语
2
作者 翁春生 王可 《航空兵器》 北大核心 2025年第1期F0002-F0002,共1页
未来空天飞行对动力装置提出了高效、宽域等工作要求,传统的燃气涡轮发动机、火箭发动机等喷气式动力难以满足上述需求。近年来,组合动力、爆震发动机、电推进等新型推进系统受到广泛关注,已成为航空航天推进领域的研究热点与前沿。经... 未来空天飞行对动力装置提出了高效、宽域等工作要求,传统的燃气涡轮发动机、火箭发动机等喷气式动力难以满足上述需求。近年来,组合动力、爆震发动机、电推进等新型推进系统受到广泛关注,已成为航空航天推进领域的研究热点与前沿。经与主编樊会涛院士共同策划,《航空兵器》面向研究人员推出新型动力技术专题。 展开更多
关键词 燃气涡轮发动机 航空航天 航空兵器 新型动力 电推进 组合动力
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面向涡轮的PCA-POA-LSTM数据驱动建模及故障预警方法 被引量：1
3
作者 刘斌 白红艳 +3 位作者 何璐瑶 张晓北 田野 杨理践 《电子测量与仪器学报》 北大核心 2025年第1期145-155,共11页
针对传统LSTM数据驱动模型存在输入参数规模过大导致运算负担过大、超参数选择不当和涡轮系统故障发生频率、运维成本高的问题,提出一种基于PCA-POA-LSTM的涡轮数据驱动建模方法,并结合滑动窗口法实现了涡轮故障预警。首先,应用PCA降维... 针对传统LSTM数据驱动模型存在输入参数规模过大导致运算负担过大、超参数选择不当和涡轮系统故障发生频率、运维成本高的问题,提出一种基于PCA-POA-LSTM的涡轮数据驱动建模方法,并结合滑动窗口法实现了涡轮故障预警。首先,应用PCA降维技术,减少输入数据维度;其次,采用POA参数寻优方法选出最优超参数组合;然后,利用LSTM算法预测涡轮的输出参数;最后,在PCA-POA-LSTM涡轮数据驱动模型预测结果的基础上,结合滑动窗口法对涡轮故障进行预警,通过窗口内标准差定义报警阈值,攻克了涡轮故障预警的难题。结果表明,以PCA-POA-LSTM为基础的涡轮数据驱动建模实现了较高的精确度,平均绝对百分比误差均在0.396以下,平均绝对误差均在0.809以下,平均方根误差均在1.387以下。并且故障预警方法,至少可提前173个监测点发出故障预警信号,实现了对涡轮故障预警的目的,为未来开展涡轮健康管理提供了理论依据和技术支持。 展开更多
关键词 涡轮 鹈鹕优化算法 长短期记忆网络 主成分分析 数据驱动
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涡轮叶片的热流固耦合数值方法研究及应用 被引量：1
4
作者 汪翔宇 高尚鸿 丰镇平 《西安交通大学学报》 北大核心 2025年第3期21-33,共13页
针对航空发动机高压涡轮叶片缺乏有力的热流固耦合分析工具的现状,构建了集流动、换热与振动于一体的多物理场耦合数值模拟基础框架与计算方法。依托双重运动方法和动网格技术,使用跨求解器的弱耦合方法实现了动静交错环境下带陶瓷涂层... 针对航空发动机高压涡轮叶片缺乏有力的热流固耦合分析工具的现状,构建了集流动、换热与振动于一体的多物理场耦合数值模拟基础框架与计算方法。依托双重运动方法和动网格技术,使用跨求解器的弱耦合方法实现了动静交错环境下带陶瓷涂层动叶的热、流、固耦合数值分析。计算分析了简化约束条件的涡轮叶片在多物理场环境下的振动特性,获得了涡轮叶片重要的热流固特性及其变化规律。结果表明:涡轮叶片在热流固耦合环境下的振动形态为一阶弯曲及扭转振动形态的混合,其最大位移为0.209 mm;动叶的变形会进一步显著影响作用在叶片上的气动力和热负荷,叶尖附近的静压变化达9.44%,热流密度变化达39.7%;陶瓷涂层对热流固耦合条件下振动特性的影响极小。 展开更多
关键词 涡轮叶片 热流固耦合 陶瓷涂层 振动
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燃气涡轮发动机用热障涂层和环境障涂层研究进展
5
作者 朱圣龙 沈明礼 +10 位作者 辛丽 鲍泽斌 牛云松 赵清清 杜瑶 邬明钰 董志宏 李帅 陈明辉 王金龙 王福会 《科技导报》 北大核心 2025年第17期34-48,共15页
热障涂层(TBC)和环境障涂层(EBC)是燃气涡轮发动机的关键技术。La_(2)Zr_(2)O_(7)、YTaO_(4)等低热导率陶瓷材料展现出相变温度高、热膨胀匹配性好、抗CMAS(CaO−MgO−Al_(2)O_(3)−SiO_(2))腐蚀性能良好等特性,纳米晶γ'相涂层具有涂... 热障涂层(TBC)和环境障涂层(EBC)是燃气涡轮发动机的关键技术。La_(2)Zr_(2)O_(7)、YTaO_(4)等低热导率陶瓷材料展现出相变温度高、热膨胀匹配性好、抗CMAS(CaO−MgO−Al_(2)O_(3)−SiO_(2))腐蚀性能良好等特性,纳米晶γ'相涂层具有涂层−基体化学/力学相容性优异及体系应力低等优点,是下一代TBC的重要发展方向。基于β−Yb_(2)Si_(2)O_(7)的高熵稀土硅酸盐,具有良好的热膨胀匹配性和抗CMAS腐蚀性能、优异的抗水蒸汽腐蚀性能,以及显著低于YSZ的热导率,是热环境障涂层(TEBC)的重要材料体系。双相陶瓷复合技术,可显著提高断裂韧性,并改善抗CMAS腐蚀性能和隔热性能,是未来研究应重点关注的方向。 展开更多
关键词 热障涂层 环境障涂层 高温氧化 水蒸汽腐蚀 CMAS腐蚀
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基于代理模型的航空发动机部件复材化设计
6
作者 祝赫 曹端兴 +3 位作者 李少林 石多奇 杨晓光 齐红宇 《航空动力学报》 北大核心 2025年第10期273-279,共7页
结构复材化是航空发动机提高推质比的重要途径。针对反推叶栅复材化设计中,叶栅中各结构铺层方案设计因铺层角度和铺层顺序多变,难以确定最优铺层方案的问题,展开复合材料反推叶栅设计。采用遗传算法设计样本点,并对不同铺层方案的复合... 结构复材化是航空发动机提高推质比的重要途径。针对反推叶栅复材化设计中,叶栅中各结构铺层方案设计因铺层角度和铺层顺序多变,难以确定最优铺层方案的问题,展开复合材料反推叶栅设计。采用遗传算法设计样本点,并对不同铺层方案的复合材料结构进行有限元分析,分析其变形、强度及刚度。其次建立代理模型,以反推叶栅中各特征结构工况载荷下变形、强度及刚度为目标,优化后对不同铺层方案进行有限元分析,综合对比得到最优铺层方案。以反推叶栅中各结构最优铺层方案为优化结果建立复合材料反推叶栅模型,并与铝合金反推叶栅的变形、强度及刚度进行对比,结果表明与铝合金反推叶栅差距仅为11%左右。验证了所选混合铺层反推叶栅的优越性。 展开更多
关键词 复合材料 反推叶栅 铺层角度 铺层顺序 代理模型 铺层方案
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航空发动机整机试验关键参数测试技术综述 被引量：1
7
作者 张天宏 张宸煦 《计测技术》 2025年第1期3-20,共18页
从性能和可靠性试验的角度,分析了航空发动机整机试验的测试需求,梳理出推力、功率、转速、流量、温度、压力、振动等整机试验关键参数,介绍了相关测试技术的原理、应用和发展趋势。在推力和功率测试方面,分别介绍了推力测量台架和功率... 从性能和可靠性试验的角度,分析了航空发动机整机试验的测试需求,梳理出推力、功率、转速、流量、温度、压力、振动等整机试验关键参数,介绍了相关测试技术的原理、应用和发展趋势。在推力和功率测试方面,分别介绍了推力测量台架和功率测量系统及其校准方法;在转速测试方面,介绍了典型转速测量系统和对转速信号畸变的应对手段;在流量测试方面,介绍了用于燃油流量测试的速度式、压差式和质量式流量计,用于空气流量测试的进气流量测量段的结构和测点布置;在温度测试方面,介绍了涵盖热电阻、热电偶、示温漆、荧光测温以及辐射测温等技术的气体测温和壁面温度测试手段;在压力测试方面,介绍了压力测试系统,分析了高温环境下的动态压力测试的困难及解决途径;在振动测试方面,介绍了整机振动测试系统以及测振点布置的问题。指出航空发动机整机试验关键参数测试技术未来将向高可靠度、高频响、高耐温性能等方向发展,同时整机试验测试系统将趋于智能化与集成化。 展开更多
关键词 航空发动机 性能与可靠性 整机试验 关键参数测试
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隔热屏结构对喷管壁面冷却影响的数值模拟
8
作者 侯圣文 王强 +2 位作者 胡海洋 潘思霖 薄澜 《航空动力学报》 北大核心 2025年第1期78-89,共12页
以加力状态下的轴对称喷管为研究对象,数值对比研究了隔热屏翻边方式对喷管壁面冷却的影响。结果表明:无论对隔热屏进行两侧翻边还是出口翻边,隔热屏的最高温度和平均温度随着翻边高度的增加呈现先减小后增加的变化规律;对隔热屏进行两... 以加力状态下的轴对称喷管为研究对象,数值对比研究了隔热屏翻边方式对喷管壁面冷却的影响。结果表明:无论对隔热屏进行两侧翻边还是出口翻边,隔热屏的最高温度和平均温度随着翻边高度的增加呈现先减小后增加的变化规律;对隔热屏进行两侧翻边会增加收敛段壁面的平均温度和最高温度。相反,出口翻边则会降低收敛段壁面的最高温度和平均温度;两侧翻边时,扩张段壁面最高温度和平均温度最多可以降低2.6%和1.1%。出口翻边时,扩张段壁面的最高温度和平均温度受翻边高度影响较大,分别最多可以下降14.6%和23.5%。当以喷管扩张段壁面的冷却为研究目标时,则出口翻边更有利于喷管壁面冷却。 展开更多
关键词 加力状态 轴对称喷管 隔热屏结构 喷管壁面冷却 推力系数
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组合发动机一体化氦加热器设计与性能分析
9
作者 毛红威 李雄辉 +4 位作者 毛宏敏 薛凡鹏 李哲 马元 刘金鑫 《火箭推进》 北大核心 2025年第5期36-45,共10页
为解决预冷吸气式组合发动机分体式氦加热器质量大、结构复杂的问题,提出了燃烧换热一体化氦加热器的新方案。建立了新型一体化氦加热器传热设计与性能分析模型,以及三维数值仿真模型,验证了所提构型的有效性。分析了换热组件毛细管层... 为解决预冷吸气式组合发动机分体式氦加热器质量大、结构复杂的问题,提出了燃烧换热一体化氦加热器的新方案。建立了新型一体化氦加热器传热设计与性能分析模型,以及三维数值仿真模型,验证了所提构型的有效性。分析了换热组件毛细管层、排间距与层数、排数对换热性能的影响规律。结果表明:一体化氦加热器可避免使用燃气发生器以及相应燃烧主动冷却设备,从而减轻系统质量降低复杂度;相较于层间距,排间距对流动换热性能影响更大,排间距(S_(1)/d)取2.0较为适合,层间距推荐与排间距取相同值。随径向层数增加,总传热系数增大传热性能增强,流阻与喷嘴数量增大,应综合考虑传热、流阻与结构因素选定适合的径向与轴向层数。 展开更多
关键词 预冷组合发动机 氦加热器 结构设计 性能分析
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气动推力矢量喷管研究近况和发展趋势
10
作者 徐惊雷 黄帅 +1 位作者 潘睿丰 张玉琪 《航空学报》 北大核心 2025年第8期1-20,共20页
推力矢量技术是未来飞行器特别是高机动飞行器的关键技术,其核心部件是推力矢量喷管。气动推力矢量喷管通过流动控制实现喷管出口气流偏转,具有革命性优势,并可进一步衍生出短距/垂直起降、反推等多种功能以适应更丰富的应用场景。通过... 推力矢量技术是未来飞行器特别是高机动飞行器的关键技术,其核心部件是推力矢量喷管。气动推力矢量喷管通过流动控制实现喷管出口气流偏转,具有革命性优势,并可进一步衍生出短距/垂直起降、反推等多种功能以适应更丰富的应用场景。通过数十年的研究,气动推力矢量喷管逐步经历了概念设想、初步探索、机理研究和工程实验等阶段,其技术成熟度不断提高,正朝着初步工程应用发展。着重介绍了近年来具有代表性的国内外研究人员在多种气动推力矢量喷管上的研究成果,探讨了气动推力矢量喷管的发展趋势和未来研究重点,指出需要进一步加强内部流场的机理研究,攻克包含多目标、多学科综合优化和飞行器、发动机与气动推力矢量喷管的整机匹配等在内的关键技术,推进工程应用,以期为气动推力矢量喷管技术的应用提供参考。 展开更多
关键词 排气系统 推力矢量 气动推力矢量喷管 流动控制 双喉道
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基于“陀螺动能”的反向旋转临界转速主动识别方法 被引量：1
11
作者 关海涛 冯国全 《航空发动机》 北大核心 2025年第1期89-95,共7页
为了识别航空发动机反向旋转双转子-支承系统的临界转速,采用有限元法建立了带有中介支承的反向旋转双转子-支承系统模型。通过对该模型进行动力学计算分析,深入了解其内部运动机理。采用能量法和“陀螺动能”计算分析,发现了反向旋转... 为了识别航空发动机反向旋转双转子-支承系统的临界转速,采用有限元法建立了带有中介支承的反向旋转双转子-支承系统模型。通过对该模型进行动力学计算分析,深入了解其内部运动机理。采用能量法和“陀螺动能”计算分析,发现了反向旋转双转子-支承系统的运动规律并识别出临界转速,通过不平衡响应计算验证了识别方法的正确性。结果表明:转子“陀螺动能”的大小与临界转速的分布密切相关,采用基于“陀螺动能”识别临界转速的方法可用于识别反向旋转双转子-支承系统的临界转速。该识别方法将传统的人工识别转变为算法主动识别,可为航空发动机动力学设计和优化提供参考。该识别方法不仅适用于反向旋转双转子-支承系统,还可推广至同向旋转等其他转子-支承系统的动力学分析和临界转速识别。 展开更多
关键词 临界转速 主动识别 反向旋转 双转子-支承系统 陀螺动能 转子动力学 航空发动机
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碳纤维复合材料受感部结构设计及试验校核
12
作者 贾文杰 宋江涛 张久峰 《航空发动机》 北大核心 2025年第5期143-148,共6页
为解决现有金属受感部体积和质量过大、强度不足的问题,开展了基于T700碳纤维复合材料的航空发动机流场测量受感部设计。完成了基于T700预浸料的碳纤维复合材料受感部建模,分别对相同尺寸的金属受感部和复合材料受感部进行了强度与模态... 为解决现有金属受感部体积和质量过大、强度不足的问题,开展了基于T700碳纤维复合材料的航空发动机流场测量受感部设计。完成了基于T700预浸料的碳纤维复合材料受感部建模,分别对相同尺寸的金属受感部和复合材料受感部进行了强度与模态分析,并通过温度冲击试验、静加载试验和振动耐久试验对所加工的碳纤维复合材料受感部进行校核。结果表明:2种材料受感部的结构强度接近,碳纤维复合材料受感部的质量不足相同尺寸金属受感部质量的1/3,其前6阶固有频率均低于金属材料受感部的,能够避开发动机典型状态固有频率,频率差值在17.2%以上,具有足够的安全裕度,同时其换算使用寿命不短于200 h,验证了碳纤维复合材料在受感部设计中的可行性。 展开更多
关键词 T700预浸料 碳纤维复合材料 受感部 结构强度 试验校核 航空发动机
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稳/动态指数比例可调型畸变发生器设计方法及其气动性能研究
13
作者 周游天 苏诗佳 +1 位作者 王英豪 李军 《推进技术》 北大核心 2025年第5期81-91,共11页
针对我国现行军用航空发动机稳定性评定标准GJB/Z 64A-2004中,所使用的移动插板畸变发生器只能控制综合畸变指数而无法控制综合畸变指数中的稳/动态畸变指数比例的问题,本文在现有移动插板畸变发生器的基础上,提出一种稳/动态畸变指数... 针对我国现行军用航空发动机稳定性评定标准GJB/Z 64A-2004中,所使用的移动插板畸变发生器只能控制综合畸变指数而无法控制综合畸变指数中的稳/动态畸变指数比例的问题,本文在现有移动插板畸变发生器的基础上,提出一种稳/动态畸变指数比例可调控的畸变发生器设计方案。结果表明,开孔式插板畸变发生器能够有效减少插板畸变流场中的压力脉动,稳/动态畸变指数比例平均增加了21.8%,串联疏密网型畸变发生器后稳/动态畸变指数比例平均减少了15.5%,所设计的新型畸变发生器能在保持原本移动插板畸变流场特征基本不变的前提下,实现对动态畸变指数的调控,稳/动态畸变指数比例调控范围可以达到1.1~1.8。 展开更多
关键词 航空发动机 进气畸变 畸变发生器 畸变指数 DES模拟 发动机稳定性评定
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小型航空发动机蒸发管雾化特性试验研究
14
作者 王利 朱学剑 +3 位作者 张卓娅 孙博楠 刘鑫 李建平 《弹道学报》 北大核心 2025年第3期58-66,共9页
为了研究蒸发管几何参数对蒸发管雾化特性的影响,设计了不同蒸发管构型,并搭建了蒸发管雾化特性测试试验平台。开展了蒸发管雾化特性试验,采用相位多普勒粒子分析仪测量了蒸发管出口燃油雾化特性参数。分别在常温常压以及管壁加温的条... 为了研究蒸发管几何参数对蒸发管雾化特性的影响,设计了不同蒸发管构型,并搭建了蒸发管雾化特性测试试验平台。开展了蒸发管雾化特性试验,采用相位多普勒粒子分析仪测量了蒸发管出口燃油雾化特性参数。分别在常温常压以及管壁加温的条件下开展试验,以模拟发动机的起动和运行状态,获得了蒸发管雾化特性随几何参数变化的规律。研究结果表明:在常温常压和管壁加温状态下,增大蒸发管出口直径和出口小孔角度均有利于燃油的雾化;随着蒸发管出口直径的增大,燃油液滴的雾化破碎效果得到优化,分布也更加均匀,且燃油分布边界也随之扩大,当蒸发管出口直径增加2 mm时,出口轴向距离15 mm处测量截面上的液滴在常温常压和壁面加温状态下液滴粒径的平均值(d_(32))分别减小12.85μm、10.54μm,液滴粒径的标准差分别下降58.d_(32)%、30.24%;蒸发管出口开设小孔显著改善了油雾分布边缘处雾化特性,随着小孔角度增大,油雾边界扩大,并且在边界附近的液滴粒径减小,数密度增大,当蒸发管出口带有25°的小孔时,出口轴向距离5 mm处测量截面上的液滴在常温常压和壁面加温状态下d_(32)分别减小19.70μm、11.03μm,液滴粒径的标准差分别下降49.65%、46.36%。 展开更多
关键词 小型航空发动机 蒸发管 雾化特性 几何构型 油雾分布边界
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内涵遮挡支板对球面收敛矢量喷管RCS影响研究
15
作者 吴梦珂 郭霄 +2 位作者 夏欣如 周圆心 杨青真 《空军工程大学学报》 北大核心 2025年第4期48-57,共10页
针对航空发动机排气系统满足高雷达隐身性能和推力矢量的需求,以球面收敛矢量喷管为对象,开展了内涵遮挡支板几何参数对喷管后向雷达散射截面积影响分析,采用迭代物理光学法计算了支板倾斜角、斜切角和支板数目的球面收敛矢量喷管后向... 针对航空发动机排气系统满足高雷达隐身性能和推力矢量的需求,以球面收敛矢量喷管为对象,开展了内涵遮挡支板几何参数对喷管后向雷达散射截面积影响分析,采用迭代物理光学法计算了支板倾斜角、斜切角和支板数目的球面收敛矢量喷管后向雷达散射截面积。计算结果表明:在2个探测面内内涵遮挡支板均能对喷管后向RCS起到较好的缩减效果,该缩减效果呈现一定的极化特性,在俯仰探测面内内涵遮挡支板对喷管后向RCS的缩减效果大于偏航探测面。对于支板倾斜角,在俯仰探测面50°支板倾斜角时RCS缩减效果最佳达到71%,在偏航探测面30°支板倾斜角RCS缩减最佳达到21%;对于支板斜切角,在俯仰探测面45°支板斜切角RCS缩减效果最佳达到64%,在偏航探测面40°支板斜切角RCS缩减效果最佳达到19%;当支板数目为16时,能够在2个探测内均获得最好的RCS缩减效果。 展开更多
关键词 雷达散射面积 内涵遮挡支板 支板倾斜角 支板斜切角 迭代物理光学法
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受限空间内环形横向射流穿透特性物理数学建模与实验验证分析
16
作者 李子万 袁怡祥 +1 位作者 苏世杰 谢鹏福 《推进技术》 北大核心 2025年第3期121-129,共9页
为了研究环形横向射流的穿透特性和射流轨迹特征,本文基于一定范围内合理假设和微分单元的受力分析,从理论上获得了高速环形横向射流在来流中射流轨迹中心线的数学物理表达模型,并通过实验测试方法对数学模型中的常数进行了确定和校验... 为了研究环形横向射流的穿透特性和射流轨迹特征,本文基于一定范围内合理假设和微分单元的受力分析,从理论上获得了高速环形横向射流在来流中射流轨迹中心线的数学物理表达模型,并通过实验测试方法对数学模型中的常数进行了确定和校验。基于该数学物理模型,厘清了影响射流穿透深度和射流轨迹的主要因素,发现射流轨迹主要与射流/主流的动量比,喷射装置的几何尺寸相关。 展开更多
关键词 环形横向射流 射流轨迹 穿透深度 回流区 受限空间
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部件不确定性对发动机性能评估影响的数值分析
17
作者 林武军 于锦禄 +1 位作者 尉洋 唐晓锟 《航空发动机》 北大核心 2025年第2期68-74,共7页
为了探究部件参数不确定性对发动机性能评估的影响,以涡扇发动机为研究对象,采用部件级建模方法建立航空发动机数值计算模型。通过拉丁超立方抽样不确定量化方法开展各部件参数以及耦合情况下部件参数不确定性对发动机性能参数的影响研... 为了探究部件参数不确定性对发动机性能评估的影响,以涡扇发动机为研究对象,采用部件级建模方法建立航空发动机数值计算模型。通过拉丁超立方抽样不确定量化方法开展各部件参数以及耦合情况下部件参数不确定性对发动机性能参数的影响研究。结果表明:低压压气机效率参数不确定性造成推力和耗油率均值偏离起飞状态设计性能的程度最大,使推力均值平均增加0.54%,而耗油率均值平均减小0.40%。高压压气机效率参数不确定性造成推力和耗油率均值偏离起飞状态设计性能的程度最小;高压压气机效率和高压涡轮效率对推力和耗油率置信区间影响最大,使推力和耗油率的置信度范围平均增加0.74%和0.54%。低压压气机流量对推力和耗油率置信区间影响最小。通过对发动机各部件参数的不确定性分析可以辅助外场人员合理评估和判断发动机性能的变化情况。 展开更多
关键词 性能评估 航空发动机 拉丁超立方抽样 不确定性
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航发原理融合发动机关键部件维护案例教学思考
18
作者 孙啸林 陈淑仙 +2 位作者 程稳 付尧明 马姗 《中国现代教育装备》 2025年第9期111-113,117,共4页
航发原理课程立足于民航发动机维修、服务于民航维修,旨在让学生深入理解民用航空发动机各部件的工作原理、各部件共同工作遵循的条件、发动机特性,使学生在未来的维修工作中能“知其然”,并“知其所以然”。为了使课堂知识融合更多的... 航发原理课程立足于民航发动机维修、服务于民航维修,旨在让学生深入理解民用航空发动机各部件的工作原理、各部件共同工作遵循的条件、发动机特性,使学生在未来的维修工作中能“知其然”,并“知其所以然”。为了使课堂知识融合更多的与发动机关键部件运行和维护相关的内容,课程组搜集了与航发原理课程相关的维修知识,用实际工作内容拓展课堂知识,并用课堂知识改进工作过程,最终做到产学结合。 展开更多
关键词 航发原理 发动机运行 发动机维护 工程案例
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摩擦热效应对航空发动机碰摩特性的影响分析
19
作者 张莹 杨梓佟 孟祥鹏 《计算机仿真》 2025年第3期83-89,149,共8页
航空发动机高压涡轮发生碰摩时产生的摩擦热效应会使碰摩点温度急剧升高,严重时会对叶片与机匣造成损伤,影响发动机正常运行。为研究摩擦热效应对碰摩特性的影响,基于有限元方法建立了高压涡轮叶片-机匣碰摩热-固耦合模型,结合发动机实... 航空发动机高压涡轮发生碰摩时产生的摩擦热效应会使碰摩点温度急剧升高,严重时会对叶片与机匣造成损伤,影响发动机正常运行。为研究摩擦热效应对碰摩特性的影响,基于有限元方法建立了高压涡轮叶片-机匣碰摩热-固耦合模型,结合发动机实际工作转速,对叶片与机匣发生多次碰摩后的的叶片温度、应力变化以及分布规律进行了分析。结果表明,碰摩点处的应力变化受碰摩程度影响,碰摩发生时,在接触应力作用下应力发生突变,其余时刻则受热应力影响;碰摩初始,叶根处应力最大,随着热应力积累导致叶尖应力变为最大;摩擦温度场以碰摩点为中心逐渐扩散,随着碰摩次数多增加升至较高温度;温度变化趋势与摩擦热流变化趋势以锯齿状升高;不同叶片以及不同节点处的温升规律均不相同。在实际工程问题中,需考虑碰摩时产生的摩擦热效应。 展开更多
关键词 航空发动机 高压涡轮 叶片-机匣 有限元 碰摩 摩擦热效应
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飞机尾气扩散特性数值分析
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作者 罗定发 李立坤 +2 位作者 王博 杨军利 肖毅 《装备环境工程》 2025年第4期51-58,共8页
目的基于计算流体动力学方法,对飞机发动机排放的尾气扩散特性进行深入分析。方法利用Navier-Stokes方程等流体力学控制方程,设置适当边界条件和初始条件,建立发动机尾气扩散的几何模型。分别分析不同风速和温度条件下飞机尾气的扩散行... 目的基于计算流体动力学方法,对飞机发动机排放的尾气扩散特性进行深入分析。方法利用Navier-Stokes方程等流体力学控制方程,设置适当边界条件和初始条件,建立发动机尾气扩散的几何模型。分别分析不同风速和温度条件下飞机尾气的扩散行为,并对尾气中2种主要有害气体组分的扩散行为进行分析。结果数值模拟结果显示了扩散行为的基本特征,尾气在发展的初始阶段主要贴近地面,而在后续阶段由于温度效应逐渐抬升并与空气混合。同时,展示了风速以及温度对尾气抬升行为的影响。结论发动机尾气扩散的行为综合受到壁面效应与温度效应的影响,且环境风速会影响气流的抬升高度。在实验条件下,风速从2 m/s增长至5 m/s,抬升高度减少了约3 m。环境温度对尾气扩散的影响较小。 展开更多
关键词 计算流体力学 发动机排放 浮力效应 科恩达效应 大气污染 扩散
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