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PATR发动机高空起动/接力过程动态特性
1
作者 苗慧慧 雍雪君 +2 位作者 王祎 马元 刘金鑫 《火箭推进》 北大核心 2025年第2期1-9,共9页
针对预冷空气涡轮火箭(PATR)发动机高空起动/接力特性,开展PATR发动机起动/接力过程动态特性研究。建立了带超声速双旁侧二元进气道PATR飞行器的等效三维流动匹配模型,采用非定常流场数值仿真方法,验证了等效仿真方法的有效性。分析了... 针对预冷空气涡轮火箭(PATR)发动机高空起动/接力特性,开展PATR发动机起动/接力过程动态特性研究。建立了带超声速双旁侧二元进气道PATR飞行器的等效三维流动匹配模型,采用非定常流场数值仿真方法,验证了等效仿真方法的有效性。分析了典型工作点Ma=3.5来流条件下,攻角α=0°与极限工况攻角α=4°时PATR发动机起动/接力过程中内通道流场匹配特性、气动力特性以及发动机内通道气动参数变化特性。结果表明,极限工况攻角α=4°时喘振程度加剧使得进气道与飞行器所受气动力增加,但飞行器所受滚转力矩系数依然在安全范围内。 展开更多
关键词 PATR发动机 超声速双旁侧二元进气道 高空起动/接力 动态特性
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宽速域变几何轴对称进气道结构设计及气动性能分析
2
作者 白禄 邓文剑 +2 位作者 王占学 齐旻 李军府 《推进技术》 北大核心 2025年第9期35-46,共12页
设计飞行马赫数0~1.8的宽速域变几何轴对称进气道,分析基准轴对称进气道在全速域范围内的流量特性,研究不同调节方案的最佳使用工况及对进气道流动特性与气动性能的影响。研究结果表明:1.2≤Ma≤1.8,基准轴对称进气道能满足发动机匹配... 设计飞行马赫数0~1.8的宽速域变几何轴对称进气道,分析基准轴对称进气道在全速域范围内的流量特性,研究不同调节方案的最佳使用工况及对进气道流动特性与气动性能的影响。研究结果表明:1.2≤Ma≤1.8,基准轴对称进气道能满足发动机匹配点的流量需求;0.8≤Ma<1.2,添加泄流槽会增加扩压段内低能流体,减小进气道有效流通面积,关闭泄流槽前后进气道出口流量与发动机匹配点流量差在Ma=0.8与Ma=1.0时分别由7.7%,3.4%降低至0.3%,0.9%;0.5≤Ma<0.8,后移中心锥能够降低进气道出口总压畸变指数,移动中心锥前后进气道总压畸变指数在Ma=0.5与Ma=0.6时分别降低1.4%与3.1%;0<Ma<0.5,添加辅助进气门既能满足流量需求,又可提高进气道的总压恢复系数和出口流场均匀性。 展开更多
关键词 变循环发动机 宽速域进气道 进发匹配 流量系数 总压恢复系数 畸变指数
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TRRE发动机模态转换过程的进/发匹配闭环主动抗扰控制
3
作者 王艺超 王晨 +3 位作者 杜宪 聂聆聪 孙希明 刘坤志 《推进技术》 北大核心 2025年第5期245-256,共12页
针对涡轮辅助火箭增强冲压组合循环(TRRE)发动机模态转换过程中低速通道的流量匹配问题,提出了一种进/发一体化多变量闭环控制方法。以TRRE发动机一体化部件模型为被控对象,基于河马算法自辨识参数的主动抗扰控制策略,设计了以进气系统... 针对涡轮辅助火箭增强冲压组合循环(TRRE)发动机模态转换过程中低速通道的流量匹配问题,提出了一种进/发一体化多变量闭环控制方法。以TRRE发动机一体化部件模型为被控对象,基于河马算法自辨识参数的主动抗扰控制策略,设计了以进气系统出口反压、涡轮机高压转子转速、落压比为被控量,以进气系统低速通道喉口面积、主燃油流量、尾喷管面积为控制量的控制系统,实现了进气系统喉口面积随涡轮机降转速工况变化的动态调节。仿真表明,相比于传统的喉口面积开环控制,闭环控制将进气系统出口反压的波动幅度从5.2%降低至0.3%,实现了模态转换过程中可调进气系统与涡轮机需求流量的精确匹配。另外,通过硬件在环试验平台,验证了该方案在EEC中的实时性与可行性,以满足实际发动机高低速通道平稳接力的需求。 展开更多
关键词 组合循环发动机 模态转换 进/发匹配 进气道闭环控制 主动抗扰控制
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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
4
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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进气组合畸变对某涡轴发动机性能影响研究
5
作者 赵思瑞 王旭 +3 位作者 李杜 马东阳 吴鑫鑫 吴建辉 《推进技术》 北大核心 2025年第8期86-94,共9页
进气畸变是恶化涡轴发动机性能、造成其稳定裕度损失的重要因素。针对某新研发的民用涡轴发动机,采用全环非定常方法开展了进气组合畸变对其组合压气机特性影响的数值研究,并基于压气机部件试验数据进行了数值校验,分析了组合畸变对压... 进气畸变是恶化涡轴发动机性能、造成其稳定裕度损失的重要因素。针对某新研发的民用涡轴发动机,采用全环非定常方法开展了进气组合畸变对其组合压气机特性影响的数值研究,并基于压气机部件试验数据进行了数值校验,分析了组合畸变对压气机特性的影响规律,探索了组合畸变对组合压气机流场的影响机制。结合总体模型分析了进气畸变对涡轴发动机整机性能的影响规律,并通过整机地面试验结果校验了工作线位置变化,总体模型的数值结果与试验结果误差小于2%,数值结果表明100%转速下组合畸变使得发动机稳定裕度降低了2.36%,掌握了进气畸变对发动机稳定裕度的影响,验证了发动机在畸变进气条件下的稳定工作能力,为发动机适航研究提供了理论支撑。 展开更多
关键词 涡轴发动机 组合压气机 进气畸变 喘振试验 特性变化规律
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某型涡扇发动机进气加温模拟装置仿真与试验研究
6
作者 柳国印 闫卫青 +2 位作者 陈彦锋 吴志昌 张帅 《实验流体力学》 北大核心 2025年第3期79-88,共10页
由于现有进气加温试验装置的温场条件不能满足某型发动机的指标要求,因此开展了新型进气加温装置的结构设计、测试方案、温场评估方法研究,以及加温条件下稳态与过渡态试验方案的设计,确保发动机进口温场满足要求。本文针对某型发动机的... 由于现有进气加温试验装置的温场条件不能满足某型发动机的指标要求,因此开展了新型进气加温装置的结构设计、测试方案、温场评估方法研究,以及加温条件下稳态与过渡态试验方案的设计,确保发动机进口温场满足要求。本文针对某型发动机的4种进气条件,采用温场周向不均匀度作为评价指标,对进气加温模拟装置出口温场均匀性进行仿真分析。结果表明,新设计试验装置的温场周向不均匀度满足≤1%的指标要求。通过开展某型涡扇发动机与进气加温装置的多工况联合试验,发现稳态试验中发动机最高转速下的温场周向不均匀度为0.4395%,其温场分布与仿真结果基本一致;过渡态试验结果表明进口温场不均匀度与发动机进口温度变化速率有关,在不同发动机工况下,进口温度调节是控制温场周向不均匀度的关键。仿真分析与联合试验结果共同证明,新设计的进气加温装置能够满足发动机多工况试验对进口温场周向不均匀度的要求。 展开更多
关键词 进气加温模拟装置 涡扇发动机 仿真 试验 温场周向不均匀度
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双曲线唇口进气道的地面涡特性研究
7
作者 雷龙清 陈鹏飞 +2 位作者 杨华 崔树鑫 陈伟 《推进技术》 北大核心 2025年第3期39-50,共12页
航空发动机近地面工作时,由于地面效应会形成地面涡,当地面涡结构被吸入进气道后,可能引起发动机的进气畸变,进而影响发动机的工作稳定性。本文以舰载发动机移动试车台研制为背景,使用ANSYS CFX基于RANS方法开展了针对双曲线型唇口设计... 航空发动机近地面工作时,由于地面效应会形成地面涡,当地面涡结构被吸入进气道后,可能引起发动机的进气畸变,进而影响发动机的工作稳定性。本文以舰载发动机移动试车台研制为背景,使用ANSYS CFX基于RANS方法开展了针对双曲线型唇口设计进气道的进气流场结构及地面涡气动特性的数值分析。研究结果表明:逆风条件下,离地间隙越小越容易产生地面涡。逆风条件下的涡强明显大于无风条件。随着逆风风速的增大,地面涡被吹向唇口下方,双曲线唇口将阻挡地面涡被吸入进气道,进而降低进气压力畸变。同时,地面涡将由涡量更强的单涡结构发展成较弱的双尾涡涡结构,并且压力畸变效应减弱。来流与进气中轴线夹角Ψ不仅对地面涡的强度、形态及分布特征有影响,也会影响进气道截面的压力分布情况,当来流角度Ψ=120°时,地面涡的涡强最强并且进气道内的压力畸变情况最严重。 展开更多
关键词 舰载发动机 移动试车台 地面涡 进气道 双曲线唇口 流场结构 压力畸变
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小涵道比涡扇发动机整机超温试验关键技术分析
8
作者 柳国印 高磊 +2 位作者 陈泽华 闫卫青 张帅 《航空发动机》 北大核心 2025年第4期153-160,共8页
针对中国军标超温试验的完成标准及双转子发动机超温试验的难点,以小涵道比涡扇发动机为基础,对超温试验中涡轮前温度的监测方法、影响因素及发动机组合调整方法、验证实施、试验设备等关键技术开展研究。基于发动机特性及控制规律,在... 针对中国军标超温试验的完成标准及双转子发动机超温试验的难点,以小涵道比涡扇发动机为基础,对超温试验中涡轮前温度的监测方法、影响因素及发动机组合调整方法、验证实施、试验设备等关键技术开展研究。基于发动机特性及控制规律,在常温进气温度条件下仅通过一般方法调整发动机,无法达到超温试验要求;而通过合理地制定试验程序和步骤,采用提高进气温度、增加喷管喉道面积及压气机进口导叶角度的发动机组合调整方案具有可行性。经发动机试验验证,结果表明:采用上述组合调整方案,1级转子涡轮前温度和涡轮后排气温度线性关系较好,涡轮后排气温度径向5点测量方案合理,进口温场周向不均匀度满足要求,最大为0.254%,发动机整机超温试验结果满足国军标的完成标准要求。 展开更多
关键词 超温试验 小涵道比涡扇发动机 发动机组合调整 涡轮前温度 涡轮后排气温度
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轴流/离心组合压气机总温进气畸变衍化机制的数值研究
9
作者 马宁 南希 +2 位作者 唐方明 张锦纶 刘若阳 《推进技术》 北大核心 2025年第8期95-105,共11页
为探索周向总温进气畸变在涡轴/涡桨及其他中小型航空发动机压缩系统内的衍化机制,针对具有典型轴流/离心级匹配特性的组合压气机开展了全圆周非定常数值模拟研究。结果表明,总温进气畸变会降低轴流级畸变区内的总压比,并在下游离心级... 为探索周向总温进气畸变在涡轴/涡桨及其他中小型航空发动机压缩系统内的衍化机制,针对具有典型轴流/离心级匹配特性的组合压气机开展了全圆周非定常数值模拟研究。结果表明,总温进气畸变会降低轴流级畸变区内的总压比,并在下游离心级进口诱导产生时均畸变强度为1.61%的周向总压畸变。该畸变区使离心叶轮对应通道内的叶尖区域主流/泄漏流交界面率先到达前缘截面,进而触发离心级发生局部流动失稳,并最终导致组合压气机失稳。 展开更多
关键词 中小型航空发动机 轴流/离心组合压气机 进气畸变 总温畸变 畸变衍化 流动失稳
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匹配旋转爆震发动机的高超声速吸气式飞行器内外流一体化设计
10
作者 孟凡硕 何小龙 +3 位作者 金波 俞宗汉 靳梓康 雷岳迪 《推进技术》 北大核心 2025年第4期80-90,共11页
旋转爆震发动机(RDE)对进气系统提出了高流量、高抗反压、宽速域起动等设计挑战。为兼顾上述性能,基于内乘波式进气道(IWI)高流量捕获、高压缩效率等优势,提出了一种融合机体/IWI/RDE的总体气动布局,采用前缘进气实现内外流过渡,采用环... 旋转爆震发动机(RDE)对进气系统提出了高流量、高抗反压、宽速域起动等设计挑战。为兼顾上述性能,基于内乘波式进气道(IWI)高流量捕获、高压缩效率等优势,提出了一种融合机体/IWI/RDE的总体气动布局,采用前缘进气实现内外流过渡,采用环型隔离段实现进气道与RDE进口间的流场过渡。结果显示:(1)基于IWI的高效进气特性,进气道设计态(Ma_(∞)=6.0,H=27 km)总压恢复系数0.639,流量捕获系数0.984,喉道马赫数3.16,最大承受反压约为110倍来流静压;(2)为克服IWI因三维压缩效应强而导致起动性能弱的难点,提出了侧向吻切面收缩比重构方法,通过对进气道侧向压缩的弱化,使进气道最低起动马赫数降低了约5.6%;(3)为兼顾内外流性能,采用了预压缩式机翼的设计方法,将最高升阻比(4.39)的攻角从7°调整至4°,实现内外流在同一攻角左右均达到最佳气动特性。 展开更多
关键词 高超声速飞行器 旋转爆震发动机 数值模拟 内乘波式进气道 内外流一体化设计
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基于压差法和流量平衡法的火焰筒进气量测量对比分析
11
作者 朱颜霞 周淼 +1 位作者 王雄辉 阙建锋 《航空发动机》 北大核心 2025年第2期150-157,共8页
在民用涡扇发动机试车过程中为了准确测量燃烧室火焰筒进气量(即参与燃烧的空气流量),以大涵道比涡扇发动机核心机的试车结果为例,分别从不确定度、二次流分配、模型匹配及火焰筒壁温分布等角度开展了压差法和流量平衡法的对比分析。结... 在民用涡扇发动机试车过程中为了准确测量燃烧室火焰筒进气量(即参与燃烧的空气流量),以大涵道比涡扇发动机核心机的试车结果为例,分别从不确定度、二次流分配、模型匹配及火焰筒壁温分布等角度开展了压差法和流量平衡法的对比分析。结果表明:针对环形燃烧室的火焰筒进气量,流量平衡法的不确定度比压差法的小73.8%;压差法对火焰筒头部进口静压的敏感性较大,而流量平衡法的不确定度很大程度上取决于压气机进口流量W25;利用压差法和流量平衡法的测量结果分别进行模型匹配,流量平衡法得到的涡轮第1级导叶换算流量与流函数的结果一致,而压差法与流函数的结果差9.94%;引入燃烧室出口静压Ps4修正火焰筒内压力后,压差法火焰筒进气量和流量平衡法的结果差异从14.18%减小至9.03%。在涡扇发动机试车过程中流量平衡法更适用于描述燃烧室火焰筒进气量。 展开更多
关键词 民用涡扇发动机 燃烧室 火焰筒进气量 不确定度 流量平衡法 压差法 流量分配
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变弯度导叶铰接位置对风扇振动特性的影响 被引量：1
12
作者 张晓杰 毛建兴 +4 位作者 李洪波 刘茜 赵炎 王荣桥 胡殿印 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第9期205-217,共13页
针对变弯度导叶尾迹激励引起的转子叶片共振,基于谐响应模态叠加法对风扇转子进行强迫振动分析,研究了不同铰接位置的变弯度导叶对风扇气动性能及其振动特性的影响。结果表明,随着铰接位置向尾缘移动,风扇转子流量、压比和效率增加,稳... 针对变弯度导叶尾迹激励引起的转子叶片共振,基于谐响应模态叠加法对风扇转子进行强迫振动分析,研究了不同铰接位置的变弯度导叶对风扇气动性能及其振动特性的影响。结果表明,随着铰接位置向尾缘移动,风扇转子流量、压比和效率增加,稳定裕度降低,主要影响下游转子叶根部位的进气角度。在气动激励方面,随着铰接位置后移,转子叶片表面的压力幅值增大,相位变化剧烈,通过将非定常气动力转换到模态空间中,可以看到叶片所受模态气动力在铰接位置为35%C (C为轴向弦长)的情况下达到最大值,后呈现先减小后增加的规律,这与振动响应的变化规律一致。铰接位置对所关注的高阶局部模态的气动阻尼影响较小,最大差异为0.046%。在振动响应方面,转子叶片的振动应力随铰接位置剧烈改变,且为非单调变化。在设计位置处叶片的振动应力最小,在35%C处振动应力达到设计位置的15倍。对于本文所研究的模型及工况,最优铰接位置为45%C,与仅考虑气动性能的25%C不同。因此在变弯度导叶设计时,需要考虑其对叶片振动特性的影响。 展开更多
关键词 航空发动机 变弯度导叶 铰接位置 强迫振动 尾迹激励 气动阻尼 共振
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摩托车散热器护罩结构对其进风量的影响分析 被引量：1
13
作者 谭礼斌 袁越锦 +2 位作者 王栋 唐琳 邹汪轩 《重庆理工大学学报（自然科学）》 CAS 北大核心 2024年第7期255-263,共9页
为保护散热器不被泥土污染,需在散热器进风端添加散热器护罩。散热器护罩添加后对散热器进风量有明显的影响。为获取较优的散热器护罩结构设计,采用CFD分析方法搭建摩托车整车外流场计算域模型,结合不同散热器护罩结构方案,分析散热器... 为保护散热器不被泥土污染,需在散热器进风端添加散热器护罩。散热器护罩添加后对散热器进风量有明显的影响。为获取较优的散热器护罩结构设计,采用CFD分析方法搭建摩托车整车外流场计算域模型,结合不同散热器护罩结构方案,分析散热器护罩结构对其进风量的影响,选取合适的散热器护罩方案开展整车实验验证。结果表明:散热器护罩上导流板角度130°且散热器护罩与芯体间的间隙为1 mm时,散热器进风量为281.7 g/s,与无护罩状态的进风量相当。护罩与芯体间存在间隙可提升散热器进风量,建议间隙控制在1~2.5 mm;散热器护罩网孔倾斜和导流板开孔不利于风量提升。经对比测试,怠速工况、最高车速工况及最大扭矩工况下,散热器添加护罩后的发动机出水温度与无护罩状态的发动机出水温度基本一致。适当减小风扇罩挡风面积可进一步提升散热器进风量,散热器添加护罩后,人体大腿两侧不会出现明显热风。研究结果可为摩托车散热器护罩结构设计及优化提供理论参考。 展开更多
关键词 摩托车 散热器 护罩 发动机出水温度 进风量
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基于Zukauskas关系式的预冷发动机进气道流动特性研究 被引量：1
14
作者 王奕凯 孙波 +1 位作者 李登科 代春良 《推进技术》 EI CSCD 北大核心 2024年第1期76-88,共13页
为了研究预冷发动机进气道流动特性,以二维变几何轴对称进气道为研究对象,利用Zukauskas横掠管束绕流关系式,对进气道流场展开了数值仿真研究,探究预冷器的冷却效应及换热管直径对进气道流场、性能的影响。结果表明:Zukauskas关系式能... 为了研究预冷发动机进气道流动特性,以二维变几何轴对称进气道为研究对象,利用Zukauskas横掠管束绕流关系式,对进气道流场展开了数值仿真研究,探究预冷器的冷却效应及换热管直径对进气道流场、性能的影响。结果表明:Zukauskas关系式能较好地预测气流在预冷器管束间的流动损失;经过预冷后,涡轮通道总温大幅下降,但总温分布不均匀,温度梯度明显,对流换热对上游流体总温产生的影响很小;在Ma_(∞)=2~5飞行工况下,换热功率随着飞行马赫数的增加而增大,涡轮通道的出口总温较预冷前降低了22%~60%,出口马赫数降低了17%~51%,反压比增加了10%~26%,总压恢复系数增加了3%~8%;当预冷器的管径从1 mm增大至2.5 mm时,涡轮通道出口速度降低了16.5%,反压比降低了1%,总压恢复系数呈现先下降后上升的趋势。将虚拟预冷器管束排布方式改为顺排,预冷器的换热功率下降,出口总温上升,涡轮通道的出口速度上升了11%~30%。 展开更多
关键词 预冷发动机进气道 Zukauskas关系式 宽速域 横掠管束 预冷特性
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二元超声速混压式进气道亚临界稳定裕度研究 被引量：1
15
作者 王震宇 谢文忠 袁世杰 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第2期38-53,共16页
为了研究内收缩比和来流马赫数对二元超声速混压式进气道亚临界稳定裕度的影响规律及失稳机制,采用二维非定常仿真方法研究了内收缩比(ICR)为1.04~1.25的进气道在来流马赫数Ma0为2.4的条件下,以及内收缩比为1.08的进气道在来流马赫数为2... 为了研究内收缩比和来流马赫数对二元超声速混压式进气道亚临界稳定裕度的影响规律及失稳机制,采用二维非定常仿真方法研究了内收缩比(ICR)为1.04~1.25的进气道在来流马赫数Ma0为2.4的条件下,以及内收缩比为1.08的进气道在来流马赫数为2.2~2.8条件下,其由稳态向失稳状态转变的过程。研究结果表明:(1)当Ma0=2.4时,在1.04≤ICR≤1.12内,随着ICR增加,亚临界稳定裕度ζ减小;1.16≤ICR≤1.25内,随着ICR增加,亚临界稳定裕度增大。(2)在内收缩比为1.08的条件下,马赫数变化引起的分离激波角和分离包再附压升两个关键因素变化共同主宰着进气道亚临界稳定裕度的变化趋势。(3)总体上,根据稳定亚临界初始状态的三相点无量纲高度?b是否大于1可将进气道的亚临界稳定裕度变化情形分为两类,当?b<1时,ζ随着?b的增加而减小;当?b> 1时,ζ随着?b的增加而增加。 展开更多
关键词 亚燃冲压发动机 超声速混压式进气道 内收缩比 来流马赫数 稳定裕度 三相点
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航空发动机进口帽罩结/防冰特性试验研究 被引量：2
16
作者 陈竹兵 周澎录 +2 位作者 龚欢 王泽宇 宋思泽 《科学技术与工程》 北大核心 2024年第9期3876-3881,共6页
航空发动机进口帽罩作为发动机重要的进口部件,防冰能力关乎发动机性能甚至影响飞行安全。为了研究航空发动机进口帽罩防冰性能,通过冰风洞对进口帽罩进行结/防冰试验,得到了进口帽罩表面结冰状况随热气流量、来流温度、来流风速的影响... 航空发动机进口帽罩作为发动机重要的进口部件,防冰能力关乎发动机性能甚至影响飞行安全。为了研究航空发动机进口帽罩防冰性能,通过冰风洞对进口帽罩进行结/防冰试验,得到了进口帽罩表面结冰状况随热气流量、来流温度、来流风速的影响规律。试验结果表明:进口帽罩防冰能力从尖锥头部到帽罩后端逐渐增强;帽罩防冰能力随热气流量增加而提升;帽罩表面冰型随来流温度、来流风速变化而发生改变;帽罩表面结冰区域随风速增加而扩大。研究成果可以为进口帽罩防冰系统设计和验证提供重要指导。 展开更多
关键词 航空发动机 进口帽罩 冰风洞 结冰 防冰
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掺氢天然气管道本体及焊缝裂纹扩展研究进展 被引量：5
17
作者 吴瑕 谭旻倩 +1 位作者 张沁蕊 贾文龙 《安全与环境学报》 CAS CSCD 北大核心 2024年第8期3063-3073,共11页
天然气管道掺氢输送是实现大规模输氢的有效方式,然而管道钢本体及焊缝在渗氢后会因氢脆而裂纹扩展加剧。综述了不同氢分压、加载频率、残余应力等条件下,管道本体与焊缝渗氢后的裂纹扩展试验研究进展,总结了渗氢钢材的裂纹扩展机制,分... 天然气管道掺氢输送是实现大规模输氢的有效方式,然而管道钢本体及焊缝在渗氢后会因氢脆而裂纹扩展加剧。综述了不同氢分压、加载频率、残余应力等条件下,管道本体与焊缝渗氢后的裂纹扩展试验研究进展,总结了渗氢钢材的裂纹扩展机制,分析了钢材裂纹扩展的理论和唯象模型,介绍了分子动力学模拟、有限元方法等数值模拟技术在掺氢钢材裂纹扩展研究领域的应用。对照天然气管道掺氢输送后本体及焊缝的安全性管理需求,分析了试验、理论及数值模拟三方面研究在预测和防止管道裂纹扩展方面存在的不足,阐明了下一步研究的机遇与挑战,提出了试验、理论及模拟三方面的协同研究方法,为维护掺氢天然气管道运行全生命周期的安全提供了借鉴。 展开更多
关键词 安全工程 掺氢天然气 氢脆 裂纹扩展 氢与材料相容性
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基于樽海鞘群极限学习机的进/发一体化性能寻优控制模型研究
18
作者 于子洋 王晨 +2 位作者 杜宪 聂聆聪 孙希明 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第5期236-249,共14页
为充分发挥航空推进系统的性能,提高性能寻优控制的实时性,将樽海鞘群算法(SSA)与极限学习机(ELM)相结合,基于进/发一体化部件级模型建立数据集,提出一种基于SSA-ELM的数据驱动模型。将该建模方法与广义回归神经网络(GRNN)、BP神经网络(... 为充分发挥航空推进系统的性能,提高性能寻优控制的实时性,将樽海鞘群算法(SSA)与极限学习机(ELM)相结合,基于进/发一体化部件级模型建立数据集,提出一种基于SSA-ELM的数据驱动模型。将该建模方法与广义回归神经网络(GRNN)、BP神经网络(BPNN)和极限学习机(ELM)比较,结果表明,相比于BPNN,ELM,GRNN,SSA-ELM用于预测可以使安装推力的均方根误差(RMSE)分别降低7.41%,17.01%,72.57%,安装油耗的RMSE分别降低4.32%,19.41%,66.77%,具有更高的预测精度。将基于SSA-ELM的数据驱动模型作为机载模型应用到性能寻优控制,结果表明,该机载模型能够维持理想的寻优效果。针对最大安装推力模式开展实时性分析,该机载模型相比于进/发一体化部件级模型,平均计算时间由184.05 ms缩短至1.357 ms,实时性得到显著改善,大大提高了寻优效率。 展开更多
关键词 航空发动机 进/发一体化 樽海鞘群优化算法 极限学习机 数据驱动模型 性能寻优控制
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航空发动机风扇机匣声衬与进气道声衬联合设计方法
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作者 陈垂文 李旦望 +2 位作者 刘林 纪良 夏烨 《科学技术与工程》 北大核心 2024年第13期5611-5619,共9页
对于现代的大涵道比涡扇发动机,风扇噪声是主要的噪声源。风扇机匣声衬(风扇前)与进气道声衬能显著降低风扇前传噪声。该两段声衬距离接近,所处的声场互相影响,有必要研究风扇机匣声衬(风扇前)与进气道声衬的联合设计方法。首先结合国... 对于现代的大涵道比涡扇发动机,风扇噪声是主要的噪声源。风扇机匣声衬(风扇前)与进气道声衬能显著降低风扇前传噪声。该两段声衬距离接近,所处的声场互相影响,有必要研究风扇机匣声衬(风扇前)与进气道声衬的联合设计方法。首先结合国内外进展,对声衬优化设计方法、声传播计算模型、声源模型、声阻抗模型、代价函数等声衬设计的关键环节进行讨论,并选择合适的方法形成一套完备的声衬设计体系与设计工具。同时,对航空发动机风扇机匣声衬(风扇前)与进气道声衬进行联合设计,得到单自由度与双自由度声衬两套方案,证明该工具的工程可行性与有效性。最后,对两种声衬方案进行了不同方面的评估,包括叶片通过频率(blade passing frequency,BPF)噪声降噪效果、宽频降噪效果等。评估表明,在该设计思路下,两方案在飞越、边线、进场前两阶BPF噪声都能得到很好的降噪效果,并且双自由度声衬能够在更宽的频率范围内显示出降噪优势。但是,如果代价函数能够进一步囊括声衬的宽频吸声效果,双自由度声衬能够具有更优的宽频降噪效果。 展开更多
关键词 风扇机匣声衬 进气道声衬 联合设计 涡扇发动机
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带高超进气道的隔离段流动特性 被引量：28
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作者 张堃元 王成鹏 +1 位作者 杨建军 徐惊雷 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2002年第4期311-314,共4页
用Ma =5 3的风洞实验和数值模拟研究了高超三维侧压式进气道后的隔离段流动特性。隔离段的长高比为 8。实验结果表明 ,位于进气道喉道的隔离段入口气流参数沿高度有极大变化 ,造成隔离段内上下的流态显著不同。研究发现 ,隔离段进出口... 用Ma =5 3的风洞实验和数值模拟研究了高超三维侧压式进气道后的隔离段流动特性。隔离段的长高比为 8。实验结果表明 ,位于进气道喉道的隔离段入口气流参数沿高度有极大变化 ,造成隔离段内上下的流态显著不同。研究发现 ,隔离段进出口最大允许压比与正激波压比基本相同。 展开更多
关键词 冲压喷气发动机 高超音速燃烧 进气道 隔离段 流动特性 风洞试验
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