多工况载荷下航空发动机支架拓扑优化设计 被引量：25

1

作者 邢广鹏 孙志刚 +3 位作者 崔向敏 吴伟晶 贾鹏超 贾志刚 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2020年第11期2248-2262,共15页

将基于变密度法的拓扑优化技术引入到航空发动机外部支撑结构(例如附件支架)设计中,以多工况下的总柔度为目标函数,以体积为约束函数对某发动机支架进行基于拓扑优化的结构设计。根据发动机机匣与附件的相对位置关系建立支架初始模型,... 将基于变密度法的拓扑优化技术引入到航空发动机外部支撑结构(例如附件支架)设计中,以多工况下的总柔度为目标函数,以体积为约束函数对某发动机支架进行基于拓扑优化的结构设计。根据发动机机匣与附件的相对位置关系建立支架初始模型,开展发动机外部支架结构受力分析研究,建立了基于多工况载荷下拓扑优化和考虑强度影响的尺寸优化相结合的发动机外部支撑结构设计方法,并对最终支架结构进行强度、振动、外廓性校核评估。结果表明:最终模型最大应力出现在工况3情况下,最大主应力为345 MPa低于材料疲劳极限;支架的第1阶固有频率在发动机最高转速频率的1.25倍以上。采用该方法对某发动机外部支撑结构进行拓扑优化设计,在满足强度、振动和外廓要求的前提下,最终模型质量仅为初始模型的7.3%。基于多工况的优化结果更符合发动机实际工作需求,该方法研究具有工程应用前景。 展开更多

关键词 拓扑优化 变密度法 附件支架 多工况载荷 尺寸优化

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考虑多工况性能可靠性的航空发动机循环设计方法 被引量：5

2

作者 曹大录 白广忱 +1 位作者 吕晶薇 肖翼 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第1期217-227,共11页

为实现航空发动机总体性能设计方法由传统的确定性设计向不确定性概率设计转变,提出基于分布式协同响应面法思想的航空发动机多工况性能可靠性循环优化设计方法:建立了引入非确定性部件性能的航空发动机性能仿真模型,通过试验设计、非... 为实现航空发动机总体性能设计方法由传统的确定性设计向不确定性概率设计转变,提出基于分布式协同响应面法思想的航空发动机多工况性能可靠性循环优化设计方法:建立了引入非确定性部件性能的航空发动机性能仿真模型,通过试验设计、非设计点性能仿真试验等步骤,构建了各典型工况下发动机推力与耗油率性能可靠度关于设计点循环参数的分布式响应面模型,并以此构建多工况性能协同响应面模型进行循环参数优化设计,最终获得循环参数非劣解集并通过随机试验进行验证。结果表明,通过多工况性能可靠性循环优化设计方法获得的循环参数非劣解集均能使发动机在多个典型工况下的总体性能同时达到不低于97.5%的高可靠度,为设计人员根据实际情况选取循环参数提供依据。 展开更多

关键词 航空发动机 总体性能 可靠性 循环设计 非劣解集 分布式协同响应面法

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基于航空发动机工况的叶尖间隙智能预测方法 被引量：2

3

作者 杨阳 张建超 +1 位作者 项洋 陆海鹰 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2023年第7期1583-1591,共9页

在实际工程中保持航空发动机高效运行的有效措施之一是应用叶尖间隙主动控制技术,其前提是建立精确的叶尖间隙模型以实现叶尖间隙预测。建立叶尖间隙的简化物理模型和数学模型,将叶尖间隙计算转化为热变形与传热问题,通过机器学习模型... 在实际工程中保持航空发动机高效运行的有效措施之一是应用叶尖间隙主动控制技术,其前提是建立精确的叶尖间隙模型以实现叶尖间隙预测。建立叶尖间隙的简化物理模型和数学模型,将叶尖间隙计算转化为热变形与传热问题,通过机器学习模型对发动机工况参数进行特征提取,利用有效特征求解传热问题的边界,从而实现基于发动机工况参数快速预测实时叶尖间隙。机器学习模型的十折交叉验证集的平均准确率为98.9%,叶尖间隙模型的验证误差为4.3%,得到了不同工况下的叶尖间隙计算结果和冷气流量大小变化规律,计算耗时小于0.03 s。 展开更多

关键词 空气系统 叶尖间隙 机器学习 特征提取 零维仿真

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三维航空发动机燃烧室非灰气体辐射换热数值模拟

4

作者 何俊奕 张瑾 王希影 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2023年第9期2153-2166,共14页

基于自主研发的辐射计算程序应用离散坐标法和统计窄谱带吸收系数关联模型准确高效地实现了复杂几何外形内非灰气体辐射换热的数值模拟。首先,在完成了结构网格和非结构曲面网格标模验证的基础上,探究了不同角度离散格式、空间差分格式... 基于自主研发的辐射计算程序应用离散坐标法和统计窄谱带吸收系数关联模型准确高效地实现了复杂几何外形内非灰气体辐射换热的数值模拟。首先,在完成了结构网格和非结构曲面网格标模验证的基础上,探究了不同角度离散格式、空间差分格式、高斯积分点类型及数目对辐射换热的影响。结果显示24个空间离散方向的角度离散格式计算精度较低,推荐使用32个离散方向的角度离散格式。不同空间差分格式和高斯积分点类型对计算结果的影响较小。接着,选取精度效率结合最优的数值方法组合,以燃烧流场数据作为输入,计算并讨论了某型航空发动机燃烧室在不同压强和壁面温度下的气体辐射换热情况。结果显示中心火焰处负辐射源项的极大值超过6 000 kW/m^(3),而低温壁面附近气体温度较高的区域辐射源项的最大值接近17 000 kW/m^(3),壁面上辐射热流密度的最大值接近88 kW/m^(2)。随着压强增大,辐射源项和壁面热流密度逐渐增大但变化速率逐渐放缓,该变化速率受参与性介质浓度的影响较大。 展开更多

关键词 辐射换热 非灰气体辐射 离散坐标法 统计窄谱带吸收系数关联模型 航空发动机燃烧室

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小型弹用涡轮发动机发展综述 被引量：12

5

作者 薛然然 李凤超 任立磊 《航空工程进展》 CSCD 2018年第1期18-27,共10页

小型涡轮喷气和涡轮风扇发动机可为高亚音速、中远程导弹提供理想的巡航动力,是各军事强国竞争的焦点。弹用涡轮发动机具有成本低、寿命短、尺寸小、转速高、增压比低、容积热强度大、起动和点火方式多样等特点,已被广泛应用于巡航、反... 小型涡轮喷气和涡轮风扇发动机可为高亚音速、中远程导弹提供理想的巡航动力,是各军事强国竞争的焦点。弹用涡轮发动机具有成本低、寿命短、尺寸小、转速高、增压比低、容积热强度大、起动和点火方式多样等特点,已被广泛应用于巡航、反舰和空地等多种战略与战术导弹。从国内外主要产品及其技术参数、性能与结构基本特点、应用现状、发展趋势等方面,对20世纪70年代以来100~700daN推力范围内弹用涡轮发动机的发展情况进行梳理和分析。指出更低成本、更少油耗和更优结构将是未来导弹推进系统继续追求的目标;螺桨风扇发动机高速性好、耗油率低,脉冲爆震涡轮发动机循环效率高、结构简单,是未来先进弹用涡轮发动机重要的发展方向。 展开更多

关键词 航空发动机 涡轮发动机 小型 导弹 螺桨风扇 脉冲爆震

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双外涵组合排气变循环发动机性能建模与仿真

6

作者 牟园伟 王奉明 朱大明 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2023年第5期1114-1122,共9页

通过气动热力学方法建立了一种双外涵组合排气变循环发动机总体性能仿真模型,编制了相应总体性能仿真程序,模拟生成两种构型模式下节流状态和最大状态最佳变几何方案。研究表明,仅构型可变的条件下,节流过程中双外涵模式较单外涵模式耗... 通过气动热力学方法建立了一种双外涵组合排气变循环发动机总体性能仿真模型,编制了相应总体性能仿真程序,模拟生成两种构型模式下节流状态和最大状态最佳变几何方案。研究表明,仅构型可变的条件下,节流过程中双外涵模式较单外涵模式耗油率降低0.7%~2.5%,推力降低3.1%~5.5%。仅部件几何可变的条件下,主喷管、混合器和高压涡轮导向器的组合变几何方案(方案4)性能收益相对最高。较主喷管几何单独可变方案(方案1),变几何方案4节流状态耗油率降低2.7%~3.2%,高空最大状态推力提高4.2%~5.2%。采用双外涵变构型和变几何方案4组合的变循环方案性能收益可进一步提高。以主喷管单独可调的单外涵发动机性能参数为基准,该变循环方案节流状态耗油率降低4%,高空最大状态推力提高5.2%;以主喷管单独可调的双外涵发动机性能参数为基准,该变循环方案节流状态耗油率降低3.2%,高空最大状态推力提高13.7%。 展开更多

关键词 变循环发动机 变几何 双外涵 仿真模型 耗油率

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双外涵混合排气变循环发动机性能建模与仿真

7

作者 牟园伟 王奉明 《燃气涡轮试验与研究》 2022年第6期1-7,共7页

为满足设计初期阶段变循环发动机性能评估需求,建立了一种不依赖于部件特性曲线的双外涵混合排气变循环发动机总体性能仿真模型,编制了相应的总体性能仿真程序,模拟研究了变流路和变几何调节对双外涵混合排气变循环发动机节流状态及最... 为满足设计初期阶段变循环发动机性能评估需求,建立了一种不依赖于部件特性曲线的双外涵混合排气变循环发动机总体性能仿真模型,编制了相应的总体性能仿真程序,模拟研究了变流路和变几何调节对双外涵混合排气变循环发动机节流状态及最大状态性能的影响。研究表明,构型改变对发动机耗油率影响较小,对推力影响较大。可调高压涡轮导向器对发动机推力及耗油率的性能增益较小。可调后涵道引射器既可以提高发动机在各种工况下的参数匹配能力,又可以改变发动机的涵道比。综合考虑结构设计复杂度与性能收益,可调尾喷管与可调后涵道引射器的组合方案是相对最佳的变几何方案。 展开更多

关键词 航空发动机 变循环 变几何 双外涵 仿真模型 耗油率

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跨声速轴流压气机变转速进气畸变对失速影响机制研究

8

作者 吴桐 徐强仁 +3 位作者 赵巍 任三群 赵庆军 周亦成 《推进技术》 北大核心 2025年第10期76-92,共17页

为了揭示60%至100%折合转速下总压与旋流组合进气畸变对压气机失速的影响规律,以跨声速轴流压气机为研究对象,开展了三维全周定常数值模拟研究。研究结果发现:均匀进气条件下,各折合转速近失速工况均由叶顶泄漏流诱发压气机失速;畸变条... 为了揭示60%至100%折合转速下总压与旋流组合进气畸变对压气机失速的影响规律,以跨声速轴流压气机为研究对象,开展了三维全周定常数值模拟研究。研究结果发现:均匀进气条件下,各折合转速近失速工况均由叶顶泄漏流诱发压气机失速;畸变条件下,各折合转速最先失速通道均位于沿旋转方向进入总压畸变区一侧,但是失速机制不同。畸变条件下,归一化折合转速ncor=0.9和1.0近失速工况叶顶泄漏流与激波相互作用产生的堵塞区体积占总堵塞区体积的67.7%和63.8%,提前诱发失速;ncor=0.8近失速工况吸力面与机匣间角区分离产生的堵塞区体积占总堵塞区体积的64.1%,叶尖失速诱因变为角区分离;ncor=0.6和0.7近失速工况叶根区总压畸变作用下前缘压力面的脱落涡诱导的流动堵塞区体积分数分别为98.8%和99.5%,导致压气机叶根失速。随着转速降低,跨声速压气机叶尖区负荷占总负荷比例逐渐减小,叶根区负荷占总负荷比例逐渐增大,ncor=0.7以下总压畸变作用下叶根区先于叶尖区触发了失速。 展开更多

关键词 进气畸变 失速 流动分离 激波 叶顶泄漏流

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自激扫掠喷嘴工作特性的数值和实验研究 被引量：1

9

作者 王士奇 温泉 《航空动力学报》 北大核心 2025年第5期140-150,共11页

自激扫掠喷嘴通过内部康达壁面和反馈通道结构的对称设计,在压力驱动下能够实现液柱喷射方向的自激发高频变化。为了探索此新型喷嘴在航空发动机内燃油喷射的应用潜力,本研究综合采用二维数值模拟和高速阴影成像法,研究了不同工作介质... 自激扫掠喷嘴通过内部康达壁面和反馈通道结构的对称设计,在压力驱动下能够实现液柱喷射方向的自激发高频变化。为了探索此新型喷嘴在航空发动机内燃油喷射的应用潜力,本研究综合采用二维数值模拟和高速阴影成像法,研究了不同工作介质、不同缩比尺寸下,自激扫掠喷嘴的特征流速、工作频率、扫掠张角等参数随工作压降的响应变化情况。结果表明:自激扫掠喷嘴在较宽的工作压力范围(0.01~5 MPa)和特征尺寸范围(0.3~7 mm)内均能够实现稳定的自激发扫掠振荡喷射,能够产生70°以上的扫掠张角和1500 Hz以上的振荡频率。其扫掠张角随压力的提高而不断增加,最高可达110°以上;自激扫掠喷嘴的工作频率与其喉道处的特征流速成正比,与喉道宽度成反比,表征工作频率的斯特劳哈尔数在较宽工作压力范围内保持恒定。以上结果可为自激扫掠喷嘴在航空发动机等动力装置内的应用和优化设计提供有力支撑。 展开更多

关键词 自激扫掠喷嘴 流体振荡器 非定常数值模拟 高速阴影成像法 振荡频率 扫掠张角 斯特劳哈尔数

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自激扫掠喷嘴与压力型雾化喷嘴工作特性对比研究

10

作者 王士奇 董跃路 +3 位作者 赵鹏 马梁 贾志刚 温泉 《推进技术》 北大核心 2025年第6期148-158,共11页

为厘清自激扫掠喷嘴与传统压力型雾化喷嘴工作差异,拓展自激扫掠喷嘴应用场景,本文采用高速阴影成像、激光粒径测量等试验方法,针对典型的空心锥离心喷嘴、平面扇形喷嘴以及自激扫掠喷嘴在静止大气环境下的工作特性进行测量和对比分析... 为厘清自激扫掠喷嘴与传统压力型雾化喷嘴工作差异,拓展自激扫掠喷嘴应用场景,本文采用高速阴影成像、激光粒径测量等试验方法,针对典型的空心锥离心喷嘴、平面扇形喷嘴以及自激扫掠喷嘴在静止大气环境下的工作特性进行测量和对比分析。结果表明,三者具有相同的流量、张角响应特性,但自激扫掠喷嘴具有强烈的非定常性,其时均液雾形态与扇形喷嘴类似,瞬态流场区别明显。自激扫掠喷嘴的雾化粒径随压降的提高迅速降低,变化规律与离心式喷嘴和平面扇形类似。在0.5 MPa压降下,离心喷嘴中心粒径最小,为38.3μm,而平面扇形喷嘴和自激扫掠喷嘴的中心粒径接近,分别为62.6μm和62.7μm。然而,自激扫掠喷嘴出口液雾分布极不均匀,呈现两侧液雾集中且粒径大,中间液雾较少且粒径小的“双峰”结构,相同压降下边缘粒径达126.9μm。自激扫掠喷嘴独特的工作原理、雾化和散布特性可为燃油在高速气流环境下,大范围均匀散布提供全新的解决方案。 展开更多

关键词 自激扫掠喷嘴 平面扇形喷嘴 离心喷嘴 雾化粒径 穿透深度 空间散布

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基于振荡射流的气动矢量喷管热态试验及数值模拟研究

11

作者 陶源 贾晓东 +3 位作者 侯海玉 马梁 罗斌 王士奇 《推进技术》 北大核心 2025年第10期113-123,共11页

气动矢量控制技术相比于机械矢量控制在结构质量以及调节响应速率上具有优势,是未来先进飞行器的关键技术之一。为评估振荡射流激励的气动矢量喷管在发动机整机环境下的应用效果,本文利用微型涡喷发动机开展了引气射流试验和数值模拟研... 气动矢量控制技术相比于机械矢量控制在结构质量以及调节响应速率上具有优势,是未来先进飞行器的关键技术之一。为评估振荡射流激励的气动矢量喷管在发动机整机环境下的应用效果,本文利用微型涡喷发动机开展了引气射流试验和数值模拟研究。结果表明:振荡射流激励的气动矢量喷管具有较高的控制效率,仅消耗2%的发动机引气量可以实现17°的推力矢量偏转,同时轴向推力损失小于10%;进一步的数值模拟研究表明,振荡射流相比于小孔定常射流具有更高的射流初速度和更强的横向扫掠作用,是振荡射流控制效率提升的内在机理。 展开更多

关键词 涡喷发动机 气动矢量 康达效应 同向流 振荡射流 热态喷管试验

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进出口几何设计对自激扫掠喷嘴工作特性影响研究

12

作者 马梁 董跃路 +2 位作者 赵鹏 韩祉炫 王士奇 《推进技术》 北大核心 2025年第7期131-143,共13页

为优化自激扫掠喷嘴结构,本文采用二维数值模拟方法,研究了不同进口收缩形式、出口扩张段角度设计对其工作特性影响。结果表明,相较于直角突变式进口喷嘴,采用渐缩式几何进口设计消除了流动分离,使得喷嘴的有效流通面积增加,大幅度提升... 为优化自激扫掠喷嘴结构,本文采用二维数值模拟方法,研究了不同进口收缩形式、出口扩张段角度设计对其工作特性影响。结果表明,相较于直角突变式进口喷嘴,采用渐缩式几何进口设计消除了流动分离,使得喷嘴的有效流通面积增加,大幅度提升了流通能力与扫掠频率,而对扫掠张角的影响并不显著。受流体康达效应影响,自激扫掠喷嘴出口扩张段角度增大使其扫掠张角、频率均呈现先增大后减小的演变规律。空间分布上,燃油扫掠形态由‘方波’形向‘S’形转变,在相同扫掠张角下,扫掠形态的变化使得气液两相交界面处速度梯度发生显著变化,进而影响雾化效果。时间分布上,燃油主要集中在扇形液面两侧,但两侧停留占单个周期时长比值随出口设计角度增大而逐步降低,且超过某一阈值后迅速下降。 展开更多

关键词 燃油喷嘴 自激扫掠喷嘴 扫掠张角 扫掠形态 康达效应 流体振荡器

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蜂巢式双层壁冷却结构减阻优势研究

13

作者 徐宁宁 吕东 +2 位作者 孔星傲 乐鑫灿 王奉明 《航空动力学报》 北大核心 2025年第5期245-255,共11页

高冷效涡轮叶片需要采用双层壁冷却结构,但已有大量研究表明其冷气流动阻力过大,导致该类结构应用困难。为改善这一问题,一种蜂巢式双层壁冷却结构已经被提出。基于自研的小型风洞实验系统和3D打印制备的实验件,在常温常压工况下对两种... 高冷效涡轮叶片需要采用双层壁冷却结构,但已有大量研究表明其冷气流动阻力过大,导致该类结构应用困难。为改善这一问题,一种蜂巢式双层壁冷却结构已经被提出。基于自研的小型风洞实验系统和3D打印制备的实验件,在常温常压工况下对两种双层壁结构进行了流阻对比实验。结果表明在相同的结构准则参数和来流雷诺数下,蜂巢式结构的总压损失比典型层板减少了20.5%~22.5%,总压恢复系数提高了最多1.4%;同时对实验过程进行了仿真复现,进一步明晰了该结构可有效组织气流和抑制多类旋涡的减阻机理。通过对实验结果的不确定性分析,以及实验与仿真结果的相互印证,表明了所得结论的可信性。 展开更多

关键词 涡轮叶片 蜂巢式冷却 双层壁结构 流动阻力 风洞实验

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基于SMA支承的转子振动控制方法与试验研究 被引量：1

14

作者 马钰祥 臧朝平 +3 位作者 邢广鹏 金福艺 袁善虎 贾志刚 《振动与冲击》 EI CSCD 北大核心 2024年第18期69-79,共11页

提出了基于形状记忆合金(shape memory alloy,SMA)可控刚度支承的转子系统过临界转速振动控制方法,并试验验证了其有效性。首先,通过对SMA弹簧开展刚度测试得到弹簧的变刚度特性,建立SMA弹簧温度-刚度模型,设计了SMA变刚度支承结构。然... 提出了基于形状记忆合金(shape memory alloy,SMA)可控刚度支承的转子系统过临界转速振动控制方法,并试验验证了其有效性。首先,通过对SMA弹簧开展刚度测试得到弹簧的变刚度特性,建立SMA弹簧温度-刚度模型,设计了SMA变刚度支承结构。然后,提出了一种基于变刚度支承的转子系统振动响应控制方法,以带有多个变刚度支承的柔性转子系统为例,对支承的变刚度策略进行优化设计。最后,开展了基于SMA可控刚度支承的转子系统振动控制试验,过1、2阶临界最大振幅减振率分别可达到39.84%和57.93%,验证了转子系统支承刚度变化策略对过临界转速时振动抑制的有效性。 展开更多

关键词 转子 形状记忆合金 振动控制 变刚度 可控刚度支承

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基于流体振荡器阵列的S型流道主动控制实验研究 被引量：1

15

作者 王士奇 邵冬 +3 位作者 罗斌 贾志刚 陆华伟 孔晓治 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第9期60-70,共11页

本文针对一个典型的大折转角、大尺度S弯流道,设计并制造了一个由16个流体振荡器组成的大型阵列,并对S弯内部流动进行了主动控制实验研究。首先采用高频响热线风速仪、高精度质量流量计等手段测量了流体振荡器的频率、速度、流量等随进... 本文针对一个典型的大折转角、大尺度S弯流道,设计并制造了一个由16个流体振荡器组成的大型阵列,并对S弯内部流动进行了主动控制实验研究。首先采用高频响热线风速仪、高精度质量流量计等手段测量了流体振荡器的频率、速度、流量等随进口压力的响应变化规律及其在大型阵列中的工作特性一致性。其次采用壁面压力采集、五孔探针等手段测量了不同激励条件下,S弯流道的壁面压力分布以及出口截面的总压分布情况。结果表明,所设计的脉冲型流体振荡器能够产生1 kHz以上,峰值速度高于300 m/s的高频高速振荡射流,且阵列中多个振荡器的流量、频率、振荡速度范围等工作特性保持了较好的一致性。流体振荡器阵列在S弯流道上壁面一弯前缘形成了一排开孔率仅为10%的脉冲射流孔,在与主流成45°射流角度、进口马赫数Ma=0.15,激励速度比uR=4.31条件下,仅使用激励质量流量比Cm=0.39%的激励质量流量,就使S弯流道的出口平均总压损失改善了10.6%。本研究验证了流体振荡器阵列控制大尺寸分离流动的高效能力。 展开更多

关键词 S型流道 流体振荡器阵列 脉冲射流 主动流动控制 非定常激励器

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基于自激扫掠喷嘴的加力燃烧效率试验 被引量：2

16

作者 王士奇 温泉 +5 位作者 贾志刚 程奕鑫 李林 张弛 霍伟业 马梁 《航空学报》 北大核心 2025年第2期145-158,共14页

为了验证自激扫掠喷嘴应用于加力燃烧室的可行性,以及高频动态扫掠燃油喷射方法对于提高加力燃烧效率的有效性,本研究首先设计了耦合自激扫掠喷嘴结构的加力燃油喷杆,对其流量、频率、张角等基本工作特性进行测量,并与圆孔直射式喷杆进... 为了验证自激扫掠喷嘴应用于加力燃烧室的可行性,以及高频动态扫掠燃油喷射方法对于提高加力燃烧效率的有效性,本研究首先设计了耦合自激扫掠喷嘴结构的加力燃油喷杆,对其流量、频率、张角等基本工作特性进行测量,并与圆孔直射式喷杆进行对比分析。然后,基于矩形加力燃烧室性能测试平台,在相同工况条件和油气比范围内,分别采用直射喷杆和自激扫掠喷杆,测量总体燃烧效率,并监测壁面动态压力脉动信息。结果表明,在10 mm直径的加力燃油喷杆内,可实现多个自激扫掠喷嘴的结构耦合;与等几何通径的直射式喷杆相比,自激扫掠喷杆的流通能力提高了23%;同一喷杆内的多个自激扫掠喷嘴,其工作频率和扫掠张角随进口压力的变化规律基本相同,具有较好的一致性。采用自激扫掠喷杆,加力燃烧效率可提高3.7%,且未监测到与自激扫掠喷嘴工作频率相同或接近的压力脉动频率,表明高频动态扫掠燃油喷射不会对火焰热声振荡模态及稳定器后方的大尺度脱落涡结构产生直接影响。 展开更多

关键词 自激扫掠喷嘴 高频动态扫掠喷射 加力燃烧室 振荡频率 压力脉动 流体振荡器

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基于变刚度支承的转子系统振动控制策略

17

作者 金福艺 臧朝平 +3 位作者 邢广鹏 马钰祥 袁善虎 贾志刚 《上海交通大学学报》 北大核心 2025年第5期657-665,共9页

为了解决航空发动机转子结构工作过程中经历多阶共振对结构可靠性带来的不利影响,研究了基于主动变刚度支承的转子系统振动控制策略.在最优控制的框架内,分别设计了基于Bang-Bang控制和支承刚度梯度控制两种变刚度策略,其中支承刚度梯... 为了解决航空发动机转子结构工作过程中经历多阶共振对结构可靠性带来的不利影响,研究了基于主动变刚度支承的转子系统振动控制策略.在最优控制的框架内,分别设计了基于Bang-Bang控制和支承刚度梯度控制两种变刚度策略,其中支承刚度梯度控制又分为带转速保持控制和不带转速保持控制两种情况,将各控制策略应用在多支承柔性转子的振动控制中,仿真分析了减振效果.结果表明,Bang-Bang控制的变刚度策略下共振峰值衰减率最高可达80%,但该种控制策略对控制器响应的快速性要求很高.支承刚度梯度控制允许支承刚度渐变,同种工况下减振率最高可达25%.最后选择更适合工程应用的支承刚度梯度控制策略,利用形状记忆合金(SMA)变刚度支承-转子试验器进行了控制策略的有效性验证. 展开更多

关键词 变刚度支承 转子系统 控制策略 振动抑制 BANG-BANG控制 刚度梯度控制

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晶体塑性本构模型材料参数识别方法研究 被引量：3

18

作者 隋天校 石多奇 +4 位作者 杨秦政 付强 巩萃颖 董成利 杨晓光 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2023年第3期195-204,共10页

为建立简单高效的晶体塑性本构模型材料参数识别方法,将传统Voronoi多晶/柱晶微结构模型进行了简化,探索了简化微结构模型的建模策略,验证了利用简化微结构模型进行材料参数识别的合理性,分别形成了针对多晶、柱晶与单晶合金的材料参数... 为建立简单高效的晶体塑性本构模型材料参数识别方法,将传统Voronoi多晶/柱晶微结构模型进行了简化,探索了简化微结构模型的建模策略,验证了利用简化微结构模型进行材料参数识别的合理性,分别形成了针对多晶、柱晶与单晶合金的材料参数识别策略,获得了ZSGH4169,DZ125与DD6合金共15组材料参数。结果显示:简化模型的网格数量远远低于传统Voronoi微结构模型,极大地降低了计算代价;为保证简化模型的结果合理且计算代价适中,简化多晶模型需大致含有125个晶粒;相同材料参数条件下,简化模型与传统Voronoi模型的计算结果基本一致;3类合金仿真/实验结果间的最大误差均不超过5%。文中所开发材料参数识别方法计算成本小、操作难度低、运行效率高。 展开更多

关键词 晶体塑性 材料参数识别 Voronoi模型 晶粒 微结构建模

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无反馈通道自激扫掠喷嘴工作特性

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作者 王士奇 温泉 贾志刚 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第8期156-165,共10页

无反馈通道自激扫掠喷嘴仅在压力驱动下,通过两股射流在耦合腔内部的相互作用,就能在出口实现液柱喷射方向的自激发高频变化。为了探索此新型喷嘴在航空发动机内燃油喷射的应用潜力,本研究综合采用高速阴影成像法和二维数值模拟方法,研... 无反馈通道自激扫掠喷嘴仅在压力驱动下,通过两股射流在耦合腔内部的相互作用,就能在出口实现液柱喷射方向的自激发高频变化。为了探索此新型喷嘴在航空发动机内燃油喷射的应用潜力,本研究综合采用高速阴影成像法和二维数值模拟方法,研究了不同工作介质、不同缩比尺寸下,无反馈通道自激扫掠喷嘴的特征流速、工作频率、扫掠张角等参数随工作压降的响应变化情况。结果表明,无反馈通道自激扫掠喷嘴在较宽的工作压力范围(0.1~6 MPa)和特征尺寸范围(0.2~7 mm)内均能够实现稳定的自激发扫掠振荡喷射,产生30°以上的扫掠张角和5 kHz以上的振荡频率。无反馈通道自激扫掠喷嘴的扫掠张角基本不随压力和等比缩放特征尺寸而变化,但是其工作频率与其喉道处的特征流速成正比,与喉道宽度成反比,且其频率响应存在双模态现象。 展开更多

关键词 自激扫掠喷嘴 无反馈通道 流体振荡器 非定常数值模拟 高速阴影成像法

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基于整机试车的涡轮叶片高低循环复合疲劳试验技术 被引量：16

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作者 王奉明 朱俊强 徐纲 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2018年第10期2343-2350,共8页

针对航空发动机涡轮叶片同时承受高循环载荷和低循环载荷的特征,以小推力涡喷发动机为研究对象,搭建了基于引电器的涡轮叶片动应力测量系统,利用数值模拟和试验测试结合的方法,实现了高度为30mm的涡轮叶片在40 000r/min转速、950℃环境... 针对航空发动机涡轮叶片同时承受高循环载荷和低循环载荷的特征,以小推力涡喷发动机为研究对象,搭建了基于引电器的涡轮叶片动应力测量系统,利用数值模拟和试验测试结合的方法,实现了高度为30mm的涡轮叶片在40 000r/min转速、950℃环境温度条件下的动应力测量,并以此为基础发展了整机高低循环复合疲劳试验方法,开展了高压涡轮叶片高低复合疲劳整机试验。研究结果表明,该型发动机转速在34 920r/min时,叶片高循环振动应力达到112.7MPa,带来了涡轮叶片的高循环疲劳损伤且是引起涡轮叶片产生裂纹的主要因素,低循环疲劳载荷是导致裂纹扩展的主要因素,两者综合作用会显著影响涡轮叶片寿命。 展开更多

关键词 涡轮叶片 动应力测量 涡轮叶片振动 高低循环复合疲劳 载荷谱

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