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低成本航空发动机控制器的低温加热设计及优化 被引量：1
1
作者 邓淼森 胡春艳 +1 位作者 孙嘉娴 陈弘扬 《兵器装备工程学报》 CAS CSCD 北大核心 2024年第2期46-53,143,共9页
为保证低成本航空发动机控制器在低温环境中稳定工作,设计了一种基于聚酰亚胺(polyimide, PI)加热膜的加热方案。对该加热方案在恒温阶段和升温阶段的加热效果进行了数值仿真分析以及实验验证,仿真与实验结果表明:该方案可以满足控制器... 为保证低成本航空发动机控制器在低温环境中稳定工作,设计了一种基于聚酰亚胺(polyimide, PI)加热膜的加热方案。对该加热方案在恒温阶段和升温阶段的加热效果进行了数值仿真分析以及实验验证,仿真与实验结果表明:该方案可以满足控制器的保温需求以及快速升温需求。针对主板元件在升温过程中温度均匀性较差的问题,提出了一种基于遗传算法的加热膜几何形状优化方法,对遗传算法的交叉操作流程和变异操作流程进行了改进,以满足加热膜在实际应用时受到的限制:加热膜布置区域必须为连通域、加热膜覆盖面积保持不变。使用该方法对主板加热膜的几何形状进行了优化,并对优化后的加热效果进行了仿真分析,仿真结果验证了该优化方法的有效性。 展开更多
关键词 航空发动机控制器 低温加热 PI加热膜 数值仿真 遗传算法
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价值可持续太空探索的系统工程--理念、架构与实践
2
作者 党炜 许鹏程 +11 位作者 郑作环 张竞菲 王大辉 陈英武 张雯 骆军委 李京苑 宋恒旭 肖依永 熊盛阳 林宝军 任羿 《中国工程科学》 北大核心 2025年第3期229-246,共18页
太空探索活动进入价值可持续发展模式阶段,航天大国率先降低全生命周期成本以驱动可持续发展,以价值引领的“无人区”式目标强化驱动力,自然需要解决在探索性目标牵引下太空探索的任务宏观和微观、系统内部和外部存在未知状态的认知自... 太空探索活动进入价值可持续发展模式阶段,航天大国率先降低全生命周期成本以驱动可持续发展,以价值引领的“无人区”式目标强化驱动力,自然需要解决在探索性目标牵引下太空探索的任务宏观和微观、系统内部和外部存在未知状态的认知自适应可持续这一重要理论问题。本文基于钱学森工程控制论、系统工程、系统科学等学术发展逻辑和相关理论原理,结合中国载人航天工程在空间科学与应用领域超过30年的工程实践,从源头和底层出发总结规律、融合理论/原理、演绎发展;以系统论、大成智慧学思想为指导,构建了价值可持续太空探索的系统工程(TSE)方法体系,涵盖人工智能技术驱动的“物穷其理、宏微交替”理念,基于数据‒知识‒逻辑的认知三维结构和总体基本原理及其架构,三重嵌套自适应控制原理结构及其数学物理基础要点,针对存在未知状态的系统韧性构建原理。载人航天工程空间科学应用任务在降低成本、科学探索方面的全面实践以及月球相关探索项目中的前瞻应用,表明TSE方法体系能够显著提升太空探索活动的价值可持续性,为推进钱学森“创建系统学”进程、新时期航天强国建设提供了方法论与工程实践支撑。 展开更多
关键词 太空探索 价值可持续 系统工程 自适应控制 深空探测 航天强国
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组合发动机加力燃烧室火焰状态光学图像监测方法研究 被引量：1
3
作者 罗雨馨 曹振 +8 位作者 彭江波 杨超博 张樱娜 胡斌 朱涛 李晓晖 刘文备 亓金浩 于欣 《推进技术》 北大核心 2025年第1期228-236,共9页
为防止发动机在运行过程中出现熄火等异常现象,本文报道了一种基于光学图像的非接触式发动机火焰实时在线监测方法,并在组合发动机加力燃烧试验台上开展了试验验证。利用高速相机采集组合发动机加力燃烧室内火焰的OH*自发辐射图像,通过... 为防止发动机在运行过程中出现熄火等异常现象,本文报道了一种基于光学图像的非接触式发动机火焰实时在线监测方法,并在组合发动机加力燃烧试验台上开展了试验验证。利用高速相机采集组合发动机加力燃烧室内火焰的OH*自发辐射图像,通过内嵌在现场可编程逻辑阵列(Field Program-mable Gate Array,FPGA)板中的图像处理系统实时处理图像并提取表征燃烧状态的火焰特征,利用阈值判断算法实现火焰状态的在线监测,其响应时间最快约为25 ms。此外,研究发现在临近熄火阶段,火焰面积脉动加快,火焰强度波动加剧,监测系统的高灵敏性使其具有捕捉熄火特征的能力,有望在未来实现对熄火等异常燃烧状态的预警。 展开更多
关键词 OH~*自发辐射 燃烧诊断 发动机火焰监测 火焰特征提取 非接触测量 火焰状态识别
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3种六自由度动力下降凸优化制导方法 被引量：1
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作者 王驰 刘伟 高扬 《北京航空航天大学学报》 北大核心 2025年第4期1292-1303,共12页
飞行器动力下降软着陆的一个关键技术在于实时求解六自由度(6-DoF)动力下降制导问题,该问题可以描述为多约束条件下的燃料最省轨迹优化问题。选取飞行时间、时间替代变量、轨迹高度3种自变量建立3种优化模型,将原始轨迹优化问题转化为... 飞行器动力下降软着陆的一个关键技术在于实时求解六自由度(6-DoF)动力下降制导问题,该问题可以描述为多约束条件下的燃料最省轨迹优化问题。选取飞行时间、时间替代变量、轨迹高度3种自变量建立3种优化模型,将原始轨迹优化问题转化为序列凸优化可解形式进行迭代求解,形成了3种在线制导方法。比较3种制导方法在收敛性、实时性、最优性及求解精度上的差异,结果表明:3种制导方法均能求解六自由度动力下降问题;自变量为飞行时间的制导方法计算时间最短且燃料消耗最少,但需要预先确定动力下降飞行时间;基于其余2类自变量的制导方法能够优化动力下降飞行时间,但均为次优解,且计算时间显著增加;相同离散点数量下3种方法的求解精度相近。若采用序列凸优化作为动力下降在线制导方案,如何确定最优飞行时间、逼近燃料最优解及进一步缩短计算时间等仍有待深入研究。 展开更多
关键词 六自由度 动力下降 自主制导 凸优化 最优飞行时间
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基于SSA-BP神经网络的无人机发射参数择优 被引量：2
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作者 贾华宇 郑会龙 +1 位作者 周洪 张谦 《华南理工大学学报(自然科学版)》 北大核心 2025年第4期90-101,共12页
火箭助推零长发射是无人机发射的重要形式,发射角度、助推器夹角、助推器推力等发射参数的选取直接关系到无人机发射任务的成败。无人机火箭助推零长发射在设计阶段借助工程经验选取发射角度、助推器夹角、助推器推力等关键参数时,存在... 火箭助推零长发射是无人机发射的重要形式,发射角度、助推器夹角、助推器推力等发射参数的选取直接关系到无人机发射任务的成败。无人机火箭助推零长发射在设计阶段借助工程经验选取发射角度、助推器夹角、助推器推力等关键参数时,存在发射参数迭代择优周期长、设计交互性差、容易造成无人机飞行姿态失稳的问题。该文以某无人机为研究对象,对其发射阶段进行动力学及运动学建模,构建了六自由度非线性模型,基于QT/C++软件编制无人机发射弹道参数化仿真软件,并结合某无人机真实发射试验数据,验证该发射弹道仿真软件的有效性。同时,为解决发射参数自主择优问题,在反向传播(BP)神经网络参数预测模型的基础上引入麻雀搜索算法(SSA)、粒子群优化算法(PSO)、遗传算法(GA)优化模块,提出基于SSA优化BP神经网络的无人机发射参数寻优方法,消除BP神经网络在参数预测过程中存在的过拟合及局部最优效应,对参数预测结果求绝对误差(MAE)、平均百分百误差(MAPE)、均方根误差(RMSE),综合评估SSA-BP对发射参数预测的优越性,并通过发射弹道校核验证发射参数选取的合理性。结果表明,SSA-BP模型对发射参数的预测精度最高、鲁棒性最好,可为无人机发射分系统工程设计阶段的发射参数自主择优选取提供设计依据。 展开更多
关键词 无人机发射 麻雀搜索算法 BP神经网络 参数寻优 建模仿真
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大尺寸超轻高弹聚酰亚胺纳米纤维气凝胶的制备与性能
6
作者 徐钊 申承成 +5 位作者 赵海峰 刘聪 郭栋才 张羽 王珂 盛强 《机械工程材料》 北大核心 2025年第2期43-47,97,共6页
采用优化的模板冻干法在不同冷冻温度(−50,−20,0℃)下制备聚酰亚胺(PI)纳米纤维质量分数为0.3%~0.7%的大尺寸PI纳米纤维气凝胶,研究了气凝胶的微观结构、导热性能、力学性能、介电性能以及吸声性能。结果表明:采用模板冻干法制备的PI纳... 采用优化的模板冻干法在不同冷冻温度(−50,−20,0℃)下制备聚酰亚胺(PI)纳米纤维质量分数为0.3%~0.7%的大尺寸PI纳米纤维气凝胶,研究了气凝胶的微观结构、导热性能、力学性能、介电性能以及吸声性能。结果表明:采用模板冻干法制备的PI纳米纤维气凝胶最大尺寸可达50 cm×50 cm×1 cm;−20℃冷冻温度下制备的PI纳米纤维气凝胶的孔洞尺寸更小,纤维分布更均匀;PI纳米纤维质量分数0.3%~0.5%气凝胶的密度在(3~5)×10^(−3) g·cm^(−3),导热系数在0.0236~0.0266 W·m^(−1)·K^(−1),最大压缩应变大于90%,弹性模量在1~3 kPa;PI纳米纤维质量分数0.3%气凝胶的介电常数在1 MHz处为2.65,小于PI固体树脂,PI纳米纤维质量分数0.4%气凝胶在4000~6400 Hz频段下的平均吸声系数可达0.86。制备的PI纳米纤维气凝胶具有超轻质与低导热、良好柔韧性与回弹性等优点。 展开更多
关键词 聚酰亚胺气凝胶 隔热材料 纳米纤维 超弹性
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基于复杂网络的热声振荡前兆特征的甄别方法
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作者 李旭 刘艳 +3 位作者 杨小帆 熊燕 张哲巅 徐祥 《科学技术与工程》 北大核心 2025年第22期9356-9362,共7页
针对新一代燃气轮机燃烧过程中存在的热声振荡问题,通过构建复杂网络模型,对高频数据信号的多种时域分析方法进行了复验和对比统计分析。结果表明,在复杂网络模型中,节点强度和网络直径这两个特征表征参数比传统的时域分析方法(即均方... 针对新一代燃气轮机燃烧过程中存在的热声振荡问题,通过构建复杂网络模型,对高频数据信号的多种时域分析方法进行了复验和对比统计分析。结果表明,在复杂网络模型中,节点强度和网络直径这两个特征表征参数比传统的时域分析方法(即均方根和时间峭度)能更早的对热声振荡发出预警。耦合预测效果和数据处理时间,优选节点强度来构建复杂网络模型。最终将该方法应用于多喷嘴微混燃烧器燃烧实验数据分析中,发现该方法的特征转折点比极限环分析和统计分析方法的特征点领先约2.3 s。 展开更多
关键词 热声振荡 预警 复杂网络 节点强度
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无导叶对转涡轮动叶轴向间隙对高压叶顶泄漏流级间发展规律影响
8
作者 董甜甜 赵巍 +3 位作者 隋秀明 浦健 雒伟伟 赵庆军 《航空发动机》 北大核心 2025年第2期75-83,共9页
为阐明无导叶对转涡轮(VCRT)不同动叶轴向间隙(ASR)下高压(HP)叶顶泄漏流(TLF)的级间流动规律及其对低压(LP)叶顶区域流场的影响,对高负荷跨声速无导叶对转涡轮进行了非定常数值模拟,分析并比较了不同ASR下高压和低压叶顶区域气动参数... 为阐明无导叶对转涡轮(VCRT)不同动叶轴向间隙(ASR)下高压(HP)叶顶泄漏流(TLF)的级间流动规律及其对低压(LP)叶顶区域流场的影响,对高负荷跨声速无导叶对转涡轮进行了非定常数值模拟,分析并比较了不同ASR下高压和低压叶顶区域气动参数和流场特征的变化。结果表明:当ASR为高压动叶叶顶轴向弦长(C_(ax))的20%~50%时,级间过渡段的较大扩张率使得高压叶顶泄漏流向级间端壁迁移汇聚,引起堵塞,导致高压叶顶泄漏流级间速度的周向分量较大、气动损失较高。此外,更多的高压叶顶泄漏流有助于形成更强的低压上通道涡(UPV),增加其强度和损失,从而在叶顶区域造成更大的总气动损失。当ASR增加到50%~75%C_(ax)时,级间过渡段扩张率降低,显著减少了高压叶顶泄漏流向级间端壁的迁移。高压叶顶泄漏流不再被阻塞,其级间耗散加速,从而降低了损耗。同时,高压叶顶泄漏流在形成低压上通道涡中的参与减少导致高压叶顶泄漏流的强度及其在低压通道中的输运损耗增加,以及低压上通道涡的强度和损耗降低。因此,叶顶区域的总气动损失逐渐减小。当ASR进一步增加到75%~100%C_(ax)时,高压叶顶泄漏流的级间输运距离增加,加速了其级间耗散并降低了损耗。高压叶顶泄漏流在低压通道中的强度和输运损失也降低了。同时,有助于形成低压上通道涡的高压叶顶泄漏流进一步减少,导致低压上通道涡强度和损失降低。因此,叶顶区域的总气动损失进一步减少。当ASR进一步增加到100%~150%C_(ax)时,除了高压叶顶泄漏流的级间输运损失增加外,叶顶区域流场几乎没有变化。因此,存在最佳ASR使高压叶顶间隙泄漏流气动损失最小,此时级间过渡段扩张角约为10°。 展开更多
关键词 无导叶对转涡轮 动叶轴向间隙 非定常 高压叶顶泄漏流 级间流动
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极端工况下脂润滑高速角接触球轴承的温度特性研究
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作者 李焱 张坤 +2 位作者 黄恩亮 郭磊 龚建波 《机电工程》 北大核心 2025年第7期1237-1246,共10页
为了探究某型号轻型短寿涡扇发动机前轴承配装7006脂润滑高速角接触球轴承后,在发动机极端工况下是否能够稳定工作的问题,对该7006脂润滑轴承按照轻型短寿涡扇发动机一号轴承的工作转速载荷进行了加载,在有无引气的条件下进行了脂润滑... 为了探究某型号轻型短寿涡扇发动机前轴承配装7006脂润滑高速角接触球轴承后,在发动机极端工况下是否能够稳定工作的问题,对该7006脂润滑轴承按照轻型短寿涡扇发动机一号轴承的工作转速载荷进行了加载,在有无引气的条件下进行了脂润滑高速角接触球轴承的温度特性研究。首先,搭建了脂润滑轴承试验台,模拟了发动机大载荷、高转速工况下的考核环境,对轴承开展了考核试验,测试了在不同径向载荷、轴向载荷及转速工况下的脂润滑轴承温度特性,并通过向试验工装中通入热油的方式模拟了发动机轴承腔室温度,测试了该脂润滑轴承在发动机真实工作环境下的温度表现;然后,为降低现有7006脂润滑轴承在发动机极端工况下的运行温度,使用Fluent软件模拟了发动机在极端工况下,从风扇后引气对前轴承散热以及不同引气速度和引气温度下的轴承温度分布;最后,由于该发动机风扇后气流的温度限制,选择了引气温度80℃,引气速度10 m/s的方案,将该7006脂润滑高速角接触球轴承安装在轻型短寿涡扇发动机中,开展了整机试验,以验证该引气方案能满足发动机前轴承在极端工况下的使用需求,并将试验结果与仿真结果进行了对比分析。研究结果表明:整机试验数据与仿真结果拟合度较高,前轴承外环温度误差在15%以内,并通过了2.5 h的寿命考核,从而说明该引气方案能满足发动机前轴承在极端工况下的使用需求;引气温度100℃、引气速度1 m/s和5 m/s时,轴承最高温度均高于180℃,10 m/s时最高温度为177℃;引气温度80℃、引气速度1 m/s时,轴承最高温度为166℃。处于高速旋转状态的7006脂润滑轴承引气速度相对旋转速度较小时,温度受轴向引气速度变化影响小,受引气温度变化影响大。 展开更多
关键词 轻型短寿涡扇发动机 高速角接触球轴承 引气冷却脂润滑轴承 引气散热分析 引气速度 轴承温度场 Fluent
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静子轮毂间隙对核心驱动风扇内部流动影响研究
10
作者 邓坤盈 阳诚武 +3 位作者 罗乔丹 远世龙 赵胜丰 卢新根 《推进技术》 北大核心 2025年第8期49-62,共14页
受上下游风扇和高压压气机匹配环境限制,核心机驱动风扇(CDFS)静子轮毂不能向上抬升,导致静子根部流动容易出现角区分离/失速,影响其性能和稳定性。为探究叶根间隙对CDFS静子流动的影响机制,以改善CDFS静子根部角区流动,本文采用数值模... 受上下游风扇和高压压气机匹配环境限制,核心机驱动风扇(CDFS)静子轮毂不能向上抬升,导致静子根部流动容易出现角区分离/失速,影响其性能和稳定性。为探究叶根间隙对CDFS静子流动的影响机制,以改善CDFS静子根部角区流动,本文采用数值模拟方法研究了CDFS静子轮毂间隙大小、尾缘间隙长度对CDFS两个模态内部流动的影响。结果表明,静子轮毂相对间隙从0.5%变化到2.0%,相较于基准模型,引入轮毂间隙改善了静子角区的流动分离,失速裕度在两种模态下均明显提升,双外涵模态(DBM)提升更为明显,失速裕度最小改进量为11.56%;不同模态下,轮毂间隙对效率的影响呈现相反趋势。综合权衡两种模态下的效率和失速裕度,存在最佳轮毂相对间隙值使得CDFS综合性能最佳,文中最佳轮毂间隙值为1.0%弦长。以最佳间隙值为基础,开展了轮毂间隙弦向长度对CDFS影响的研究。尾缘间隙的泄漏流抑制了横向二次流向吸力面角区输运低能流体,改善了静子角区分离流动而提高了失速裕度;尾缘间隙长度增加,泄漏流强度增强,根部流动损失增加,CDFS峰值效率降低。 展开更多
关键词 变循环发动机 核心机驱动风扇 悬臂静子 轮毂泄漏流 失速裕度
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侧壁多孔射流压比对稳态总压畸变模拟的影响规律
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作者 张冬晨 项效镕 +3 位作者 刘翼腾 任三群 赵巍 赵庆军 《推进技术》 北大核心 2025年第5期265-277,共13页
针对发动机地面与高空模拟试验中不同形式总压畸变在线模拟的需求,采用数值仿真方法,研究了侧壁多孔射流畸变模拟器不同射流压比下肾形反旋涡对的沿程演变规律,以及其对总压畸变分布与畸变指数的影响机制。同时,提出了一种总压畸变图谱... 针对发动机地面与高空模拟试验中不同形式总压畸变在线模拟的需求,采用数值仿真方法,研究了侧壁多孔射流畸变模拟器不同射流压比下肾形反旋涡对的沿程演变规律,以及其对总压畸变分布与畸变指数的影响机制。同时,提出了一种总压畸变图谱特征参数牵引下的畸变模拟器侧壁单孔/双孔射流周向组合排布与压比调控方法,在总压恢复系数基本维持不变的情况下总压畸变指数模拟相对偏差可控制在5%以内。研究结果表明,侧壁单孔射流所致肾形反旋涡对与射流柱的沿程掺混直接影响总压损失分布特征,低压区穿透深度、尺寸大小均随射流压比增大而增加但增速趋缓;双孔射流夹角与射流压比单调影响两组反旋涡对的3种形态,低压区穿透深度、尺寸大小均随射流压比增大而增加,但随射流夹角的变化同反旋涡对的3种形态密切相关;单孔与双孔射流下总压畸变指数随射流压比先增后减,且随着射流夹角增加畸变指数变化拐点所对应的射流压比逐步增大。 展开更多
关键词 畸变模拟 稳态畸变 射流 肾形涡结构 总压分布 畸变指数
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空气涡轮火箭发动机起动过程半物理仿真方法研究
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作者 杨学森 赵巍 +3 位作者 张秉龙 任三群 项效镕 赵庆军 《系统仿真学报》 北大核心 2025年第8期2061-2073,共13页
为满足空气涡轮火箭发动机控制规律验证需求,提出了基于串口通讯的半物理仿真方案,建立了集成快速原型系统、供应系统、测控系统、信号模拟器、故障注入系统和实时仿真机的半物理仿真平台,基于交叉编译技术开发了发动机数字模型,实现了... 为满足空气涡轮火箭发动机控制规律验证需求,提出了基于串口通讯的半物理仿真方案,建立了集成快速原型系统、供应系统、测控系统、信号模拟器、故障注入系统和实时仿真机的半物理仿真平台,基于交叉编译技术开发了发动机数字模型,实现了发动机控制系统与供应系统的耦合半物理仿真。开展了空气涡轮火箭发动机起动过程半物理仿真,测试了涡轮出口温度超温情况下控制器的故障处理策略。结果表明:以频率量作为信号模拟器转速信号指令,模拟精度可达0.01%FS,刷新时间不超过1 ms;当主燃煤油流量达到最大流量的16.2%时,发动机进入转速自持状态,主燃煤油泵和液氧泵后压力为1.28 MPa;当主燃煤油流量达到最大时,发动机转速和推力同时达到设计状态。涡轮出口温度超温50℃时起动超温保护机制,电动泵设定转速输出为0,避免了发动机潜在运行风险。 展开更多
关键词 空气涡轮火箭发动机 半物理仿真 供应系统 起动过程 控制规律
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液氧电动屏蔽泵预冷流动换热与调控方法
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作者 陆冠熙 张秉龙 +3 位作者 杨学森 项效镕 赵巍 赵庆军 《火箭推进》 北大核心 2025年第2期41-51,共11页
为了探究液氧电动屏蔽泵预冷过程中流动换热特性,建立液氧电动屏蔽泵流动换热模型,搭建低温介质预冷试验台,对液氧电动屏蔽泵预冷过程换热与流动特性开展数值模拟和试验研究。结果表明,电动屏蔽泵预冷时间主要受预冷介质流量、温度、压... 为了探究液氧电动屏蔽泵预冷过程中流动换热特性,建立液氧电动屏蔽泵流动换热模型,搭建低温介质预冷试验台,对液氧电动屏蔽泵预冷过程换热与流动特性开展数值模拟和试验研究。结果表明,电动屏蔽泵预冷时间主要受预冷介质流量、温度、压力影响。在预冷过程中,电机壁面预冷相对于泵体壁面更为困难,在排放预冷时应尽量采用较大流量进行预冷,以确保电机预冷效果。介质在电机流域的流动方式受预冷过程中泵内部压力变化发生改变,此变化会影响介质流动速率,从而影响介质与泵体换热;气化区域主要集中在电机两轴承间转子外壁面段以及泵后腔室处,受预冷流动方式影响气化介质对泵内流动影响显著;通过适当增大预冷流量,可以增大泵后腔室压力,从而有效提高电机流域介质流速,提高预冷效率,避免预冷介质过度消耗。 展开更多
关键词 电动屏蔽泵 排放预冷 数值计算 流场分析 流固换热
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燃烧室V形槽-凹腔组合稳定器结构参数对点、熄火性能影响试验
14
作者 缪雪卉 胡斌 +3 位作者 石强 曾文 张德胜 赵庆军 《航空发动机》 北大核心 2025年第5期50-56,共7页
为满足空气涡轮火箭(ATR)发动机加力燃烧室高性能燃烧需求,通过高速相机和激光点火试验对ATR发动机加力燃烧室不同V形槽-凹腔组合火焰稳定器结构的点、熄火过程进行探究,并通过点、熄火试验分析了不同速度下V形槽-凹腔组合稳定器点、熄... 为满足空气涡轮火箭(ATR)发动机加力燃烧室高性能燃烧需求,通过高速相机和激光点火试验对ATR发动机加力燃烧室不同V形槽-凹腔组合火焰稳定器结构的点、熄火过程进行探究,并通过点、熄火试验分析了不同速度下V形槽-凹腔组合稳定器点、熄火边界的变化规律。结果表明:在凹腔后壁面附近,通过激光点火形成的初始火核受到湍流涡团以及燃油分布的影响会在凹腔内向上游传播,最终稳定在蒸发管排气口附近并引燃整个燃烧室;在稳定工作状态下,受到V形槽下游流场与凹腔内流场湍流交换的影响,V形槽下游存在稳定燃烧,随着油气比逐渐降低,V形槽下游的燃烧区域减小,在近熄火工况,燃烧区仅存在于凹腔内部;槽宽为30 mm的组合稳定器的点、熄火边界随着来流速度的加快缓慢增大;槽宽为20 mm的组合稳定器的点、熄火边界随着来流速度加快呈现先增大后减小的趋势;15°V形槽后掠角组合稳定器的点熄火边界要略高于0°V形槽的。 展开更多
关键词 V形槽-凹腔组合火焰稳定器 点火传焰过程 熄火过程 点、熄火边界 加力燃烧室 空气涡轮火箭发动机
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周向畸变进气下轴流压气机的失稳预报方法研究
15
作者 范忠岗 刘洋 +2 位作者 巴顿 张敏 杜娟 《推进技术》 北大核心 2025年第4期104-112,共9页
为了提高预报方法的可靠性,在低速轴流压气机上针对周向畸变下的失稳机理和预报方法进行了实验研究,其中畸变进气条件通过畸变板产生,并通过在转子叶顶布置的动态压力传感器测量非定常压力信号,运用自相关分析对其进行处理,提出了以自... 为了提高预报方法的可靠性,在低速轴流压气机上针对周向畸变下的失稳机理和预报方法进行了实验研究,其中畸变进气条件通过畸变板产生,并通过在转子叶顶布置的动态压力传感器测量非定常压力信号,运用自相关分析对其进行处理,提出了以自相关系数变化幅度修正阈值的预报方法。分析结果表明,在周向畸变进气条件下,畸变区中心来流攻角增加,叶顶泄漏流非定常波动诱发的扰动加剧,且流场整体扰动随畸变强度的增加而增加。在连续节流过程中,畸变区自相关系数变化幅度大于非畸变区,传统固定阈值的预报方法无法兼顾这两种状态,通过实施可变阈值,在不同畸变强度和不同周向位置均实现提前预报。 展开更多
关键词 轴流压气机 失稳预报 自相关分析 周向畸变 可变阈值 叶顶泄漏流
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一种纯氢微混燃烧器燃烧特性实验研究
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作者 焦慧杰 胡宏斌 +2 位作者 柏乃坚 王博涵 杜娟 《推进技术》 北大核心 2025年第8期163-174,共12页
为满足燃气轮机掺氢/纯氢低污染稳定燃烧需求,基于自主设计的微混燃烧器开展实验,研究不同当量比下,喷嘴间距及喷嘴出口空气射流速度对其纯氢燃烧特性的影响规律。结果表明随着当量比增大,火焰依次呈现抬升火焰、稳焰、局部回火等状态,... 为满足燃气轮机掺氢/纯氢低污染稳定燃烧需求,基于自主设计的微混燃烧器开展实验,研究不同当量比下,喷嘴间距及喷嘴出口空气射流速度对其纯氢燃烧特性的影响规律。结果表明随着当量比增大,火焰依次呈现抬升火焰、稳焰、局部回火等状态,随着射流速度增大,同一火焰状态对应的当量比减小。增大喷嘴间距有利于降低冷态总压损失系数,削弱各小火焰间的耦合关系,强化NO_(x)减排效果。增大射流速度可以缩短空气在高温区的停留时间,抑制NO_(x)生成,但也增强了火焰锋面的重叠度,使火焰温度升高,最终导致NO_(x)排放量升高。热声振荡多发于空气射流速度低于30 m/s、当量比0.5~0.7内,增大射流速度可有效抑制振荡。为揭示上述现象的内在机理,从火焰几何特征角度进行分析,证实NO_(x)排放与由喷嘴结构和运行工况决定的火焰结构间有密切关联。 展开更多
关键词 氢燃料燃气轮机 微混燃烧 喷嘴间距 空气射流速度 NO_(x)排放 火焰结构 热声振荡
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冰撞击跨声速风扇转子叶片损伤对气动性能的影响
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作者 邢怀程 徐强仁 +3 位作者 王立志 李广超 项效镕 赵庆军 《航空发动机》 北大核心 2025年第5期84-91,共8页
为揭示跨声速风扇转子受脱落冰撞击后叶片真实损伤对气动性能的影响规律,对受损叶片逆向建模,开展叶片前缘不同弯曲方向和形变程度对其气动性能的影响研究。结果表明:前缘向吸力面弯曲叶片case1和case2失速裕度相对减小62%和29%,前缘向... 为揭示跨声速风扇转子受脱落冰撞击后叶片真实损伤对气动性能的影响规律,对受损叶片逆向建模,开展叶片前缘不同弯曲方向和形变程度对其气动性能的影响研究。结果表明:前缘向吸力面弯曲叶片case1和case2失速裕度相对减小62%和29%,前缘向压力面弯曲叶片case4和case5失速裕度相对减小11.9%和19.5%;叶片前缘向压力面弯曲导致通道通流能力降低,流量减小,吸力面曲率增大,加剧了边界层分离。叶片前缘向吸力面弯曲使通道通流能力提高,流量增大,损伤处弦向截面呈S型,预压缩作用提高了总压比,吸力面无遮盖段呈凹面抑制了边界层分离;在近失速点,叶片case1和case2攻角增大,通道外高速区使气流速度剧烈变化诱发叶片失速。叶片case4和case5吸力面曲率增大,边界层严重分离诱发叶片失速。前缘向吸力面弯曲使叶片损伤处弦向截面呈S型,有利于抑制边界层分离,对气动性能影响较小,但叶片失速裕度明显降低,威胁飞行安全;前缘向压力面弯曲使叶片气动性能明显降低,但对失速裕度影响较小。 展开更多
关键词 跨声速 风扇转子叶片 冰撞击 真实损伤 气动性能 失速裕度 航空发动机
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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
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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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低轨卫星非奇异平均根数估计算法研究
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作者 王志豪 仲惟超 张皓 《系统工程与电子技术》 北大核心 2025年第10期3411-3425,共15页
针对低轨(low Earth orbit,LEO)巨型星座这类近圆轨道卫星自主构型保持的需求,研究一种基于非奇异轨道根数和扩展卡尔曼滤波(extended Kalman filter,EKF)的自主实时平均轨道根数估计算法。推导非球形摄动带谐项、田谐项和大气阻力摄动... 针对低轨(low Earth orbit,LEO)巨型星座这类近圆轨道卫星自主构型保持的需求,研究一种基于非奇异轨道根数和扩展卡尔曼滤波(extended Kalman filter,EKF)的自主实时平均轨道根数估计算法。推导非球形摄动带谐项、田谐项和大气阻力摄动作用下的平均根数动力学模型,并以此建立滤波模型,设计基于EKF的自主实时平均根数估计算法。仿真结果表明,该算法可以长期应用于平均根数的在轨估计,精度相比数值迭代法和快速傅里叶变换方法可以提升一个量级,其中半长轴估计误差可达米级,而且全部轨道根数的估计误差均具有稳定性。最后将算法应用于卫星真实测量数据,验证了算法在实际工程中的可行性以及对不同轨道高度的适用性。 展开更多
关键词 低轨巨型星座 平均根数估计 扩展卡尔曼滤波 非奇异轨道根数 轨道摄动
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结合神经网络与模型预测控制的燃机运行扰动抑制研究
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作者 张玉豪 王子楠 +1 位作者 曾博洋 田震 《推进技术》 北大核心 2025年第10期229-243,共15页
本文针对燃气轮机中氢燃料的扰动带来的控制问题,首先针对PI控制器利用改进的差分算法对控制器参数进行优化,以提高其动态性能及抗扰动效果。在此基础上,进一步选用智能控制方法进行研究,提出了一种结合门控循环单元与混沌神经网络的模... 本文针对燃气轮机中氢燃料的扰动带来的控制问题,首先针对PI控制器利用改进的差分算法对控制器参数进行优化,以提高其动态性能及抗扰动效果。在此基础上,进一步选用智能控制方法进行研究,提出了一种结合门控循环单元与混沌神经网络的模型预测控制器(GRU-CNN-MPC)。采用门控循环单元(GRU)构建非线性预测模型,并结合混沌神经网络(CNN)进行滚动优化以增强全局寻优能力。仿真结果表明,GRU-CNN-MPC控制方法相对于差分进化算法整定参数的PI控制器显著提升了系统的跟踪性能,在燃料短时阶跃和周期性供应不稳定的情况下,可大幅降低扰动幅值并缩短调节时间。其中,扰动幅度最大可降低75.00%,调节时间最多可缩短91.18%,展现出更优的扰动抑制效果。该方法为燃气轮机提供了更精准、快速的转速控制方案,满足了复杂工况下的控制需求。 展开更多
关键词 氢燃气轮机 燃料扰动 模型预测控制 门控循环单元 混沌神经网络
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