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民用航空发动机推力控制故障处置方案设计及验证
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作者 司茂鑫 叶志锋 +2 位作者 黄向华 佘云峰 辛长堃 《航空发动机》 北大核心 2025年第3期129-136,共8页
民用航空发动机适航规定要求发动机控制系统部件单点失效不应威胁飞行安全,而航空发动机燃油调节系统部件故障会引发不可控高推力故障,增加推力控制故障处置(TCMA)系统是保障飞行安全的有效措施。提出了基于燃油调节系统的TCMA方案,包... 民用航空发动机适航规定要求发动机控制系统部件单点失效不应威胁飞行安全,而航空发动机燃油调节系统部件故障会引发不可控高推力故障,增加推力控制故障处置(TCMA)系统是保障飞行安全的有效措施。提出了基于燃油调节系统的TCMA方案,包括故障诊断方案和容错方案。根据阈值对比执行机构模型输出、航空发动机逆模型输出及位移传感器测量位移换算所得燃油流量实现故障诊断。在燃油调节系统内部增加TCMA模块,根据故障诊断结果,采取不同容错控制方法,针对传感器故障切换备用传感器;针对计量活门卡滞故障及压差升高故障启用TCMA模块进行容错控制。航空发动机部件级模型和燃油调节系统模型的联合仿真的结果表明:所提TCMA方案可准确诊断燃油调节系统计量活门卡滞故障、压差改变故障及位移传感器故障并实现容错控制,验证了该TCMA方案的有效性。 展开更多
关键词 推力控制故障处置 燃油调节系统 不可控高推力 故障诊断 容错控制 航空发动机
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一种基于PSO_LSSVM的航空发动机磨损趋势组合预测模型研究
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作者 苗慧慧 马佳丽 +4 位作者 曹桂松 李爱 曹玮 何超 陈果 《中国工程机械学报》 北大核心 2025年第2期238-243,共6页
通过对航空发动机的磨损趋势进行预测,能够有效地对航空发动机磨损状态进行监测。在反映发动机磨损状态的有效观测数据中,油液分析数据能够间接反映航空发动机整体磨损趋势。因此,通过建立基于油样分析数据的趋势预测模型,从而实现发动... 通过对航空发动机的磨损趋势进行预测,能够有效地对航空发动机磨损状态进行监测。在反映发动机磨损状态的有效观测数据中,油液分析数据能够间接反映航空发动机整体磨损趋势。因此,通过建立基于油样分析数据的趋势预测模型,从而实现发动机的磨损趋势预测。但是,目前应用于航空发动机趋势预测的模型中主要以单一预测模型为主,组合预测模型也仅是一般的线性组合,预测效果不佳。为此提出了一种基于支持向量机的非线性变权重组合预测模型,通过粒子群算法实现参数优化,油样分析数据则通过全寿命滑油系统轴承疲劳试验,间隔固定时间收集滑油样品进行性能分析得到。对其中的光谱分析数据进行组合预测分析,通过对比组合预测结果与单一预测模型的预测结果,预测精度均超过单一预测模型的预测精度,充分验证了所提组合预测模型的优越性和有效性。 展开更多
关键词 趋势预测 最小二乘支持向量机 航空发动机 粒子群优化算法
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基于MBD的航空发动机管路设计系统研究与开发
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作者 王超凡 《航空制造技术》 北大核心 2025年第7期117-123,共7页
航空发动机管路系统是保障发动机正常运行的重要外部附件系统。为了提高航空发动机管路设计效率和质量,通过研究分析MBD数据集的组成,总结设计人员的设计经验和知识,提出了一套面向管路相关部件的成附件定义、成附件布局、管线敷设等设... 航空发动机管路系统是保障发动机正常运行的重要外部附件系统。为了提高航空发动机管路设计效率和质量,通过研究分析MBD数据集的组成,总结设计人员的设计经验和知识,提出了一套面向管路相关部件的成附件定义、成附件布局、管线敷设等设计准则的航空发动机管路系统的快速设计方法;基于KBE与MBD技术的融合,在NX软件和Teamcenter软件平台上采用二次开发的方式开发了航空发动机管路设计系统。系统搭建了各类数据库、模型库、知识库,在流程中嵌入航空发动机各类设计规则与标准,实现了管路数据的管理与共享,该系统实现了航空发动机管路的快捷化与智能化设计。 展开更多
关键词 MBD 航空发动机 管路 数据库 设计系统
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涡扇发动机等效持久试车谱适航符合性设计与验证
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作者 汤鑫豪 窦英睿 《北京航空航天大学学报》 北大核心 2025年第1期133-140,共8页
为优化涡扇发动机的持久试车谱,减少试验过程中的三红线构型改装次数,对持久试车谱的等效设计与符合性验证方法进行研究。分析了持久原始试车谱及其不同阶段的损伤特征,以发动机零部件的等效损伤为原则,以减少三红线构型改装次数为目的... 为优化涡扇发动机的持久试车谱,减少试验过程中的三红线构型改装次数,对持久试车谱的等效设计与符合性验证方法进行研究。分析了持久原始试车谱及其不同阶段的损伤特征,以发动机零部件的等效损伤为原则,以减少三红线构型改装次数为目的,提出一种基于等效损伤原则的等效持久试车谱适航符合性设计与验证方法,并以某型发动机高压涡轮叶片为例提出模拟特征试验件设计方案。所提方法可作为整机持久适航取证试验试车谱优化工作的参考,所提方案可支撑模拟特征试验件的等效损伤试验。 展开更多
关键词 适航 持久试验 试车谱 等效损伤 三红线
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射流冷却旋转爆震发动机爆震波特性实验研究
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作者 杨成龙 汪瑞 周胜兵 《兵器装备工程学报》 北大核心 2025年第8期176-184,共9页
近年来,旋转爆震成为航空推进技术领域的重要发展方向,射流冷却可作为缓解旋转爆震燃烧室热保护挑战的措施之一。针对旋转爆震燃烧室在运行过程中存在较大热负荷问题,设计了射流冷却通道并通过实验的方法研究了射流冷却通道结构的H2/Ai... 近年来,旋转爆震成为航空推进技术领域的重要发展方向,射流冷却可作为缓解旋转爆震燃烧室热保护挑战的措施之一。针对旋转爆震燃烧室在运行过程中存在较大热负荷问题,设计了射流冷却通道并通过实验的方法研究了射流冷却通道结构的H2/Air旋转爆震波传播特性。H2作为燃料,从120个小孔喷入燃烧室,空气在燃烧室前端分流,一部分作为氧化剂由径向环缝进入燃烧室,一部分作为冷却气进入冷却通道。通过控制氢气的质量流率来改变来流反应物的总当量比,在0.3~1.2的范围内依次得到了锯齿波、双波对撞、单波和双波4种模态。实验得到的4种模态中,单波模态下得到的压力波幅值最大,最大值约为7 bar,且随着当量比的增加,波峰压力和压力波速度也随之增加。锯齿波模态下波峰压力最小,最大值小于1 bar。通过对射流冷却条件下的旋转爆震发动机进行实验研究,得到了4种压力波模态以及爆震波的传播特性,研究结果可用来评估旋转爆震燃烧室射流冷却的效果,并为后续与涡轮组合做铺垫。 展开更多
关键词 旋转爆震 射流冷却 爆震波模态 爆震波传播特性 当量比
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水滴速度对涡扇发动机内涵进水量影响分析
6
作者 代晓晴 郭保 张云亮 《科学技术与工程》 北大核心 2025年第4期1717-1722,共6页
依据航空发动机适航规章中吸雨条款要求,对某无增压级风扇部件开展吸雨特性研究,用拉格朗日方法追踪不同水滴初始速度下其在风扇中的运动轨迹,获得了发动机内涵进水量,探讨了涡扇发动机在吸雨适航符合性验证中对喷水装置的喷水速度的要... 依据航空发动机适航规章中吸雨条款要求,对某无增压级风扇部件开展吸雨特性研究,用拉格朗日方法追踪不同水滴初始速度下其在风扇中的运动轨迹,获得了发动机内涵进水量,探讨了涡扇发动机在吸雨适航符合性验证中对喷水装置的喷水速度的要求,以支撑中国涡扇航空发动机吸雨适航符合性设计与验证。研究发现,某慢车转速下随着水滴速度的减小,撞击在风扇叶片等壁面上的雨水流量增大,且没有水滴能够穿过风扇叶片直接进入内涵,当水滴速度为250 m/s时,内涵进水量占总雨水流量的15.3%,为10 m/s时的19.1倍;在同一水滴速度下,随着分流环与风扇叶片间距的减小,内涵进水增加率增大;不同转速下,内涵进水量随风扇进口水滴初始速度的变化趋势是一致的,基本随着水滴速度的增大先增大后保持不变甚至略微减小。 展开更多
关键词 涡扇发动机 吸雨 水滴速度 运动轨迹 内涵进水量
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航空发动机旋转参数虚拟测试系统开发
7
作者 邢博 《实验室研究与探索》 北大核心 2025年第9期99-104,147,共7页
为解决航空发动机旋转参数测试方案设计中存在的方案可行性评估能力不足、不确定性高、可视化程度低、设计周期长等问题,开发了一套集成三维虚拟仿真与智能感知控制系统。该系统利用图形渲染和三维建模技术构建了高精度的航空发动机关... 为解决航空发动机旋转参数测试方案设计中存在的方案可行性评估能力不足、不确定性高、可视化程度低、设计周期长等问题,开发了一套集成三维虚拟仿真与智能感知控制系统。该系统利用图形渲染和三维建模技术构建了高精度的航空发动机关键部件模型,实现发动机的三维全景仿真及模型的基础操作。基于Unity 3D引擎搭建智能感知控制系统,结合先进的手势识别和传感技术,精准捕捉和识别操作者手势动作。系统能动态标记测试引线路径,模拟测试方案实施全过程,更精准地评估方案的可行性,显著提升测试实施效率。 展开更多
关键词 发动机 旋转参数 虚拟测试 系统开发
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涡轮发动机喘振冲击动力学特性数值研究
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作者 柴象海 郭保 +2 位作者 侯乃先 曹传军 王进春 《兵器装备工程学报》 北大核心 2025年第1期128-133,共6页
喘振作为涡轮发动机典型故障形态,严重时可能导致压气机转静子碰摩失效,需要建立有效的分析方法。采用预置穿透的显式动力学数值仿真方法,分析喘振载荷下压气机转子叶片与机匣涂层刮蹭导致的叶片变形和损伤过程;采用压气机转子叶片表面... 喘振作为涡轮发动机典型故障形态,严重时可能导致压气机转静子碰摩失效,需要建立有效的分析方法。采用预置穿透的显式动力学数值仿真方法,分析喘振载荷下压气机转子叶片与机匣涂层刮蹭导致的叶片变形和损伤过程;采用压气机转子叶片表面非稳态载荷加载显式动力学数值仿真方法,获取叶片在实测喘振脉动压力作用下展开变形变化规律;采用压气机转子叶片冲击响应过程模态特性分析方法,获取叶片模态对喘振变形影响规律。涡轮发动机喘振冲击动力学特性数值研究结果表明,喘振状态压气机叶片动力学特性能够通过显式动力学数值仿真方法复现,能够为进喘导致的转静子径向和轴向碰摩故障机理分析、事故定位和过程复现提供依据。 展开更多
关键词 涡轮发动机 喘振 压气机叶片 径向碰摩 轴向碰摩 数值仿真
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大涵道比商用涡扇发动机低压涡轮智能装配 被引量:1
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作者 梁霄 孙伟 +1 位作者 项宏伟 谢天 《航空发动机》 北大核心 2024年第6期168-173,共6页
为了解决大涵道比商用涡扇发动机整机装配过程中人工装配效率低、精度差、劳动量大等问题,对商用涡扇发动机的低压涡轮进行了装配性分析,并结合智能装配技术建立了一套适用于该部位的智能装配系统。该系统采用了多种信息化智能装配技术... 为了解决大涵道比商用涡扇发动机整机装配过程中人工装配效率低、精度差、劳动量大等问题,对商用涡扇发动机的低压涡轮进行了装配性分析,并结合智能装配技术建立了一套适用于该部位的智能装配系统。该系统采用了多种信息化智能装配技术,结合多种传感器和检测方式搭建了一个绝大多数工序均可实现高度自动化的低压涡轮成品装配平台。利用商用涡扇发动机模拟件对该装配平台进行了试验验证。结果表明:与人工装配相比,该低压涡轮智能装配平台的装配效率提高了1倍以上,生产效率提高了20.19%,其中装配过程用时缩短了62.5%,人员参与度大幅降低,运营成本平均降低了23.52%,能源利用率提高了4%。该低压涡轮智能装配技术具有切实的可行性。 展开更多
关键词 智能装配 低压涡轮 商用涡扇发动机
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镁合金在商用航空发动机支架领域的应用分析 被引量:1
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作者 苗宏卫 黄华 杨立山 《矿冶工程》 CAS 北大核心 2024年第3期149-155,共7页
基于航空发动机支架领域现状与需求,针对镁合金成形性、耐蚀性和阻燃性等方面研究进展进行了分析和综述,并对镁合金支架的未来发展进行了展望。
关键词 航空发动机 镁合金 支架 轻量化 成形性 耐蚀性 阻燃性
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航空发动机可调静叶调节机构WC-Co强化层摩擦学性能研究 被引量:1
11
作者 徐峰 曹传军 +3 位作者 赵玉鑫 何可 邢璐 张执南 《润滑与密封》 CAS CSCD 北大核心 2024年第8期106-113,共8页
航空发动机可调静叶(VSV)调节结构为影响航空发动机正常工作以及飞行安全的重要结构,在VSV调节角度的过程中,转轴-衬套的磨损是影响角度调节精度的重要因素。为提高VSV系统转轴-衬套摩擦副的抗磨损性能,利用大气等离子喷涂技术在转轴表... 航空发动机可调静叶(VSV)调节结构为影响航空发动机正常工作以及飞行安全的重要结构,在VSV调节角度的过程中,转轴-衬套的磨损是影响角度调节精度的重要因素。为提高VSV系统转轴-衬套摩擦副的抗磨损性能,利用大气等离子喷涂技术在转轴表面制备WC-Co抗磨损涂层,采用自主研发的转轴-衬套摩擦磨损试验机针对转轴-衬套进行模拟工况磨损性能评价。结果表明:在模拟工况下,转轴-衬套摩擦副的摩擦力矩与载荷关系最为密切,随载荷增大,摩擦力矩增大。对磨损后的表面进行表面成分分析及微观形貌观察可以得出:温度升高摩擦副发生黏着磨损现象,导致磨损加剧,引起颗粒断裂;在相同温度条件下,载荷增大导致接触应力增大,接触面被磨损;而磨损系数随温度升高呈先减后增的趋势。研究结果为VSV系统转轴-衬套设计提供参考依据。 展开更多
关键词 航空发动机 复合涂层 等离子体喷涂 磨损
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燃气涡轮发动机典型篦齿封严特性实验研究 被引量:2
12
作者 吴雨越 高妍 +1 位作者 周双钊 林阿强 《汽轮机技术》 北大核心 2024年第4期275-278,共4页
篦齿封严特性对燃气涡轮发动机工作效率和功耗具有重要的影响。以典型直通斜齿型篦齿结构为研究对象,采用实验测量方法,揭示在不同转速和压比下篦齿封严间隙对泄漏量、温升和旋流特性影响规律,并定量评估转速、压比和间隙对封严特性的... 篦齿封严特性对燃气涡轮发动机工作效率和功耗具有重要的影响。以典型直通斜齿型篦齿结构为研究对象,采用实验测量方法,揭示在不同转速和压比下篦齿封严间隙对泄漏量、温升和旋流特性影响规律,并定量评估转速、压比和间隙对封严特性的影响程度。结果表明,在实验工况范围内,篦齿泄漏量为0.0358kg/s~0.2010kg/s,篦齿封严温升为2.8K~21.2K,篦齿腔室出口旋流比为0.23~0.42。篦齿间隙和压比对篦齿泄漏量影响具有重要的敏感性,篦齿系统压比、间隙和转速对篦齿温升特性影响的敏感性程度依次递增,转速对篦齿腔内旋流特性影响的敏感性程度最大。研究结果为篦齿封严设计提供工程参考。 展开更多
关键词 篦齿封严 封严间隙 泄漏量 温升 旋流
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航空发动机适航标准动态研究及发展趋势 被引量:2
13
作者 李红琳 孟限章 《航空发动机》 北大核心 2024年第5期1-12,共12页
为了健全中国航空发动机适航法规标准体系、提升自主定标能力,研究了2010~2023年国内外主流局方针对航空发动机适航标准及其相关资料发布的动态信息,深度剖析了技术规章修订的机理及原因,初步探讨了航空发动机适航规章未来发展趋势。结... 为了健全中国航空发动机适航法规标准体系、提升自主定标能力,研究了2010~2023年国内外主流局方针对航空发动机适航标准及其相关资料发布的动态信息,深度剖析了技术规章修订的机理及原因,初步探讨了航空发动机适航规章未来发展趋势。结果表明:新技术/新材料的应用,以及对环境影响机理/失效机理的最新认识,是导致航空发动机适航标准动态更新的主要原因;随着中国航空工业的发展及产品型号的审定,中国民航在航空发动机适航规章体系建设上已逐步实现了从跟随、借鉴到自主的转变,但适航审定技术自主规章制修订的短板依然存在;跟踪研究国内外主流局方适航法规、标准、政策的发展趋势,有利于最大程度与国外有关适航标准相协调,进而提高中国规章的自主修订能力。 展开更多
关键词 适航标准 适航法规 适航性 规章修订 航空发动机
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面向大涵道比涡扇发动机的风扇纯音噪声经验预测模型 被引量:1
14
作者 洪志亮 赵北星 李旦望 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第6期90-99,共10页
随着涡扇发动机涵道比的不断提高,风扇噪声对于发动机总噪声的贡献量越来越大,因此准确地预测风扇噪声对发动机的降噪设计和适航符合性评估具有重要的意义。在现有风扇噪声半经验预测模型架构的基础上,利用某型号大涵道比涡扇发动机的... 随着涡扇发动机涵道比的不断提高,风扇噪声对于发动机总噪声的贡献量越来越大,因此准确地预测风扇噪声对发动机的降噪设计和适航符合性评估具有重要的意义。在现有风扇噪声半经验预测模型架构的基础上,利用某型号大涵道比涡扇发动机的噪声试验数据,适应性地发展了风扇纯音噪声预测模型,将预测模型中的转/静间距函数与叶片后掠角及工况相关联,并提出考虑不同工况影响的指向性函数,预测精度较现有模型有大幅提升。与试验数据的对比表明,本模型的预测误差在5 dB之内,验证了新开发模型的准确性。 展开更多
关键词 航空器噪声适航审定 涡扇发动机 大涵道比 风扇噪声 噪声预测 经验模型
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基于小样本量的航空发动机材料高低周复合疲劳P-S-N曲线优化方法 被引量:1
15
作者 蔡培 袁辉 +2 位作者 徐鹤鸣 张屹尚 侯乃先 《材料工程》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第10期117-126,共10页
航空发动机材料的高低周复合疲劳P-S-N曲线是评估转子部件寿命的重要依据。然而,P-S-N曲线的确定对实验时间和材料成本均有较高的要求。基于物理信息机器学习方法,提出了基于小样本量的高低周复合疲劳P-S-N曲线的优化处理方法。该方法... 航空发动机材料的高低周复合疲劳P-S-N曲线是评估转子部件寿命的重要依据。然而,P-S-N曲线的确定对实验时间和材料成本均有较高的要求。基于物理信息机器学习方法,提出了基于小样本量的高低周复合疲劳P-S-N曲线的优化处理方法。该方法将等效寿命原理及寿命分布一致性判据通过损失函数引入极限学习机(ELM)模型,并考虑了上层输入变量和下层ELM模型参数的双层优化策略。随后通过应用疲劳实验数据,对比分析该方法与数据驱动机器学习方法以及传统P-S-N曲线拟合方法进行。结果表明:该方法不仅有效地解决了拟合过程中应力水平与高低周复合疲劳寿命标准差不呈线性关系的问题,且拟合得到的概率疲劳寿命分布与母体真值更为接近,具有较高的准确性。 展开更多
关键词 疲劳 P-S-N曲线 小样本 数据处理
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航空发动机振动故障模式的量化方法研究 被引量:1
16
作者 马会防 陈亚龙 +2 位作者 虞磊 郎欣 周怡 《振动工程学报》 EI CSCD 北大核心 2024年第3期528-538,共11页
为快速、高效地排除复杂系统的振动故障,本文提出了振动故障模式的量化方法,可基于量化结果进行振动故障模式的重点验证。分析了振动故障树的技术特点,指出其不适用于复杂系统的振动故障分析;从故障模式的发生概率、故障模式的可验证性... 为快速、高效地排除复杂系统的振动故障,本文提出了振动故障模式的量化方法,可基于量化结果进行振动故障模式的重点验证。分析了振动故障树的技术特点,指出其不适用于复杂系统的振动故障分析;从故障模式的发生概率、故障模式的可验证性等维度对振动故障模式进行量化;结合某航空发动机核心机的振动故障,给出了振动故障模式量化方法的具体应用。实践证明振动故障模式的量化方法是可行、有效的,且具有较高的工程应用价值。 展开更多
关键词 航空发动机 故障模式 量化
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航空发动机转子不平衡量突增的自动识别
17
作者 马会防 张执南 +2 位作者 万召 陈亚龙 虞磊 《航空发动机》 北大核心 2024年第2期147-152,共6页
为实现在航空发动机振动信号分析时因封严胶条脱落发生的转子不平衡量突增的自动识别,采用多傅里叶变换(FFT)滤波技术获得转速跟踪滤波后的基频振动时域信号,提出了振幅突增和突增后振幅稳定的转子不平衡量突增的2种特征,通过应用案例... 为实现在航空发动机振动信号分析时因封严胶条脱落发生的转子不平衡量突增的自动识别,采用多傅里叶变换(FFT)滤波技术获得转速跟踪滤波后的基频振动时域信号,提出了振幅突增和突增后振幅稳定的转子不平衡量突增的2种特征,通过应用案例对振动信号的程序化进行处理,得到转速跟踪滤波后的基频振动时域信号及转子不平衡量突增的识别参数,数据结果中振幅增大比例系数达到3.75,且突增后振幅稳定。结果表明:采用FFT滤波技术,实现了转子不平衡突增的自动识别,并验证了识别方法的有效性。转子不平衡量突增的识别技术应用于在线监测系统时,能及时识别故障并发出报警信息,保证设备运转的安全;应用于离线振动信号分析系统时,缩短了人工数据分析时间,提高了工作效率。 展开更多
关键词 转子 不平衡量突增 振动特征 多傅里叶变换滤波 振幅突增 振幅稳定 自动识别 航空发动机
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大涵道涡扇发动机高温高压燃烧室试验器法兰保温方法研究
18
作者 孟刚 何鑫 +1 位作者 王银 袁逸人 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第10期236-246,共11页
高温高压燃烧室试验器是我国大飞机大涵道涡扇发动机研制的重要试验平台。目前,国内同类试验器的进气参数仅停留在3 MPa和700℃以内的水平。针对高温高压燃烧室试验器进气法兰的保温方法,参考国外更高水平的燃烧室试验器设计了外部保温... 高温高压燃烧室试验器是我国大飞机大涵道涡扇发动机研制的重要试验平台。目前,国内同类试验器的进气参数仅停留在3 MPa和700℃以内的水平。针对高温高压燃烧室试验器进气法兰的保温方法,参考国外更高水平的燃烧室试验器设计了外部保温、外部加热、内部保温及内外同时保温4种方案,并采用有限元分析和美国ASME相关标准计算了不同升/降温速率下每种保温方案对应的温度场、应力场、疲劳和蠕变损伤。仿真结果表明,内部屏蔽隔热保温方式既能满足进气保温和升温速率要求,又能降低疲劳损伤和蠕变损伤,满足高温高压燃烧室试验器使用的长寿命要求。 展开更多
关键词 大涵道涡扇发动机 高温高压燃烧室 试验器 法兰保温 疲劳 蠕变
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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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基于有限元仿真的航空发动机振动传感器布局优化方法研究 被引量:9
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作者 欧阳运芳 何鹏 刘占生 《汽轮机技术》 北大核心 2018年第5期359-362,共4页
航空发动机振动传感器布局是有效监测发动机振动状态的基础。航空发动机整机结构复杂、激励源多,振动传感器测点需要对转子激励敏感、避免机匣局部振动等。根据航空发动机振动传感器布置要求,制定了航空发动机振动幅值均值、振动峰值和... 航空发动机振动传感器布局是有效监测发动机振动状态的基础。航空发动机整机结构复杂、激励源多,振动传感器测点需要对转子激励敏感、避免机匣局部振动等。根据航空发动机振动传感器布置要求,制定了航空发动机振动幅值均值、振动峰值和振动敏感度的优化原则,建立了航空发动机振动测点布局优化方法。针对某航空发动机机匣,采用模态叠加法开展了整机动力学仿真分析,得到了整机在各轴承位置激励下的振动响应,进而开展了发动机振动传感器布局优化分析。优化过程中分别基于测点振动幅值和各方向振动分量开展了航空发动机振动测点布局优化分析,给出了测点优化结果。提出的优化分析方法可以为航空发动机振动传感器测点布局提供技术支撑。 展开更多
关键词 航空发动机 振动 传感器 布局 优化
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