等离子体合成射流改善S弯进气道气动性能的实验研究

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作者 张富垚 梁华 +1 位作者 刘诗敏 杨鹤森 《推进技术》 北大核心 2025年第1期42-49,共8页

为了对狭缝式S弯进气道中的流动分离进行有效控制,本文基于等离子体合成射流开展了激励特性和相关流动控制实验研究。结果表明:在激励器能量沉积比确定的条件下,等离子体合成射流激励器的放电能量与激励频率无关,然而不同能量沉积比都... 为了对狭缝式S弯进气道中的流动分离进行有效控制,本文基于等离子体合成射流开展了激励特性和相关流动控制实验研究。结果表明:在激励器能量沉积比确定的条件下,等离子体合成射流激励器的放电能量与激励频率无关,然而不同能量沉积比都存在一个最佳激励频率,使得射流速度达到最大。在激励特性诊断的基础上通过风洞实验验证了等离子体合成射流改善狭缝式S弯进气道气动性能的有效性,最佳激励效果为在出口速度为Ma=0.25时使得总压畸变指数降低22.59%。 展开更多

关键词 狭缝式S弯进气道 流动控制 等离子体合成射流 射流特性 二次流

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燃烧室减速熄火条件下滑动弧等离子体对火焰演化的影响

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作者 侯豪豪 陈一 +5 位作者 屈美娇 吴云 胡长淮 许书英 王宇 陈威 《推进技术》 北大核心 2025年第2期154-163,共10页

飞行器在空中大机动和急加减速时,航空发动机燃烧室油气比骤变,某些瞬间会跨越油气比极限,导致稳焰困难,面临熄火风险。针对上述问题,本文提出在燃烧室头部施加滑动弧放电激励,通过等离子体助燃技术改善燃烧室减速熄火特性,基于单头部... 飞行器在空中大机动和急加减速时,航空发动机燃烧室油气比骤变,某些瞬间会跨越油气比极限,导致稳焰困难,面临熄火风险。针对上述问题,本文提出在燃烧室头部施加滑动弧放电激励,通过等离子体助燃技术改善燃烧室减速熄火特性,基于单头部模型燃烧室,研究了不同减油速率下滑动弧等离子体对火焰演化的影响规律。结果表明,施加等离子体助燃能降低脱体火焰距离,将火焰维持在头部附近,以及抑制火焰的衰减速率。在减油速率为8 g/s^(2)条件下,施加等离子体助燃后,脱体火焰距离从63.1 mm缩短至24.8 mm;在燃烧室临近熄火状态下,施加等离子体助燃后火焰质心会向燃烧室头部方向移动,在减油速率为8 g/s^(2)条件下,施加等离子体助燃后火焰质心向燃烧室头部方向移动41.7 mm;另一方面,减油速率为2 g/s^(2)时,施加等离子体助燃使得火焰最大衰减速率降低9.2%。 展开更多

关键词 航空发动机燃烧室 等离子体助燃 滑动弧等离子体 减速熄火 火焰演化

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反向和同向旋流滑动弧等离子体点火助燃头部的燃烧特性

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作者 刘磊 胡长淮 +3 位作者 陈一 屈美娇 王宇 许书英 《燃烧科学与技术》 CAS CSCD 北大核心 2024年第3期311-322,共12页

非平衡态等离子体点火助燃技术是新型的燃烧调控技术.面对航空发动机燃烧室稳定燃烧的迫切需求,为发挥滑动弧等离子体技术在改善雾化、提高燃烧效率等方面的优势,搭建了航空发动机燃烧室实验平台,并开展了不同旋流方向下滑动弧放电等离... 非平衡态等离子体点火助燃技术是新型的燃烧调控技术.面对航空发动机燃烧室稳定燃烧的迫切需求,为发挥滑动弧等离子体技术在改善雾化、提高燃烧效率等方面的优势,搭建了航空发动机燃烧室实验平台,并开展了不同旋流方向下滑动弧放电等离子体的燃烧特性实验.实验通过采集燃烧过程OH^(*)化学发光强度图像,着重分析了不同旋流方向滑动弧等离子体对燃烧室燃烧强度、温度分布以及燃烧效率的影响.研究表明,施加等离子体助燃后,燃烧室内的平均已燃区相对强度明显提升,且反向旋流等离子体助燃的提升效果更加明显;反向旋流滑动弧助燃的径向温度分布相较于同向旋流滑动弧助燃均匀性提升,当余气系数为2.0时,反向旋流等离子体助燃的径向温度分布系数为0.3022,同向旋流等离子体助燃的径向温度分布系数为0.3223;反向旋流滑动弧助燃的燃烧效率高于同向旋流滑动弧放电的燃烧效率,当余气系数为2.0时,反向旋流等离子体助燃的燃烧效率为89.56%,同向旋流等离子体助燃的燃烧效率为83.41%. 展开更多

关键词 燃烧室头部 滑动弧等离子体 反向旋流 同向旋流 点火助燃

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单头部模型燃烧室滑动弧等离子体点火数值仿真研究

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作者 陈威 陈一 +5 位作者 屈美娇 胡长淮 朱益飞 张祥 汤朝伟 侯豪豪 《空军工程大学学报》 CSCD 北大核心 2024年第4期21-27,共7页

针对航空发动机燃烧室内滑动弧等离子体点火的特性,采用数值模拟的方法对航空发动机单头部模型燃烧室进行滑动弧等离子体点火研究,将滑动弧等离子体简化为动态热源,并将滑动弧等离子体点火与电火花点火对比,归纳2种点火方式下燃烧室点... 针对航空发动机燃烧室内滑动弧等离子体点火的特性,采用数值模拟的方法对航空发动机单头部模型燃烧室进行滑动弧等离子体点火研究,将滑动弧等离子体简化为动态热源,并将滑动弧等离子体点火与电火花点火对比,归纳2种点火方式下燃烧室点火过程中温度分布与火焰演化的规律,总结滑动弧等离子体点火的特性。计算结果表明,电火花点火和滑动弧等离子体点火2种点火方式所能达到的平均温度峰值基本相同。在滑动弧等离子体点火过程中,放电功率为200 W、空气流量为25 m^(3)/h条件下,余气系数为1时,着火延迟时间为224.6 ms;余气系数为2时,着火延迟时间为324.9 ms;余气系数为4时,着火延迟时间为878.7 ms。另外,在放电功率为200 W、余气系数为1的条件下,当空气流量为15 m^(3)/h时,着火延迟时间为194.8 ms;空气流量为35 m^(3)/h时,着火延迟时间为298.9 ms。结果表明着火延迟时间随着余气系数、空气流量的增大而增长。 展开更多

关键词 单头部模型燃烧室 航空发动机 滑动弧等离子体 点火 数值模拟

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纳秒脉冲等离子体激励控制短舱侧风流动分离实验研究

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作者 张东盛 梁华 +4 位作者 方雨霖 杨鹤森 苏志 张传标 刘诗敏 《空军工程大学学报》 CSCD 北大核心 2023年第2期42-50,共9页

短舱进气道在侧风工作状态下会发生流动分离,导致发动机进气畸变,甚至造成发动机喘振。等离子体流动控制技术在改善流场特性领域具有自身独特的发展优势,其主要难点在于等离子体激励能否与流场产生有效耦合作用实现流动控制目标,而高压... 短舱进气道在侧风工作状态下会发生流动分离,导致发动机进气畸变,甚至造成发动机喘振。等离子体流动控制技术在改善流场特性领域具有自身独特的发展优势,其主要难点在于等离子体激励能否与流场产生有效耦合作用实现流动控制目标,而高压脉冲等离子体技术以其功耗相对较低、对流场持续产生扰动等优势,在控制翼型/机翼流动分离中已取得显著成果,在短舱流动分离控制中存在巨大的潜力。首先探究了侧风影响下短舱进气道的基准气动规律,定量分析总压畸变程度,从而确定了等离子体激励工况,然后采用120°周向激励布局,在不同激励频率电压条件下,进行纳秒介质阻挡放电(NS-DBD)的流动控制效果验证和激励参数影响规律研究。结果表明:施加NS-DBD激励,总压损失系数降低,流动分离范围减小,总压畸变基本消失;随着激励频率的提升,总压畸变程度呈现先减小后增加的趋势;在激励过程中存在一个固有最佳耦合频率,在最佳耦合频率下,总压畸变改善效果最佳;在来流速度为25 m/s,来流偏角为10°的条件下,施加NS-DBD激励,使得平均总压损失系数减小了26.09%,畸变指数减小了31.48%;激励电压阈值上限为10 kV,阈值下限为8 kV;而通过改变激励电压,以改变激励能量的注入,对分离流场改善效果的提升不明显,因此,在实现分离流场控制的同时应尽可能降低激励电压至电压阈值下限,有助于降低能耗、提升寿命,促进等离子体流动控制技术的推广应用。 展开更多

关键词 短舱进气道 流动分离 流动控制 NS-DBD

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等离子体湍流摩擦减阻研究进展与展望 被引量：2

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作者 苏志 宗豪华 +2 位作者 梁华 吴云 方子淇 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2023年第9期1-19,共19页

飞机摩擦阻力可占巡航总阻力的一半以上,减小飞机湍流条件下的摩擦阻力对于提升飞机巡航性能、降低燃油消耗具有重要意义。等离子体激励是等离子体在电磁场力作用下运动或气体放电产生的压力、温度、物性变化等对气流施加的一种可控扰... 飞机摩擦阻力可占巡航总阻力的一半以上,减小飞机湍流条件下的摩擦阻力对于提升飞机巡航性能、降低燃油消耗具有重要意义。等离子体激励是等离子体在电磁场力作用下运动或气体放电产生的压力、温度、物性变化等对气流施加的一种可控扰动。采用等离子体激励减小飞机湍流摩擦阻力具有结构重量代价小、易于智能控制等诸多优势,受到国内外广泛关注。鉴于此,按照等离子体激励特性及其与湍流边界层的相互关系,将等离子体湍流减阻方法分为非定常激励、定常激励等类型,并梳理了其研究历程与进展。在平板湍流边界层中,等离子体激励能够诱导大尺度流向涡,产生输运作用,使摩擦阻力减小40%以上;在巡航迎角工况下的翼型上,激励同样能在20 m/s的来流速度下使翼型总阻力减小13.7%。发展新型高效能、高强度等离子体激励方法,实现高雷诺数、强逆压梯度气流环境下的湍流减阻,融入机器学习,推动开环控制向智能自适应发展,是等离子体湍流减阻技术未来的发展方向。 展开更多

关键词 湍流减阻 等离子体激励 介质阻挡放电 流动控制 湍流边界层

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等离子体电磁干扰下圆柱绕流壁面压力信号AI实时降噪

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作者 陈杰 宗豪华 +3 位作者 宋慧敏 梁华 刘诗敏 方子淇 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2023年第4期59-65,共7页

面向闭环主动流动控制的可靠传感需求,提出采用人工神经网络模型对不同等离子体电磁干扰下受污染流场信号进行实时降噪处理。以安装在圆柱表面的动态压力传感器为研究对象,分别采集了正弦交流介质阻挡放电(AC–DBD)的“稠密峰”型干扰... 面向闭环主动流动控制的可靠传感需求,提出采用人工神经网络模型对不同等离子体电磁干扰下受污染流场信号进行实时降噪处理。以安装在圆柱表面的动态压力传感器为研究对象,分别采集了正弦交流介质阻挡放电(AC–DBD)的“稠密峰”型干扰信号和纳秒脉冲介质阻挡放电(NS–DBD)的“稀疏突刺”型干扰信号,对人工合成含干扰的流场压力数据进行了监督学习训练,并对模型的泛化能力进行了测试验证。结果表明:基于人工神经网络模型的实时降噪方法可以有效抑制等离子体激励带来的电磁干扰影响,还原真实的压力信号,且对AC–DBD“稠密峰”型干扰信号的降噪效果更好,降噪后信号波形平滑,与真实信号拟合度高;将模型用于真实的流场压力测量中,通过对比降噪后信号与真实信号均值,验证了降噪神经网络的信号还原精度。 展开更多

关键词 等离子体激励 沿面介质阻挡放电 人工神经网络 降噪 压力信号 圆柱绕流

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氨滑动弧等离子体激励的数值建模 被引量：1

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作者 赵凝秋 朱益飞 +1 位作者 李振阳 尹博 《空军工程大学学报》 CSCD 北大核心 2023年第2期10-16,共7页

在双碳背景下,氨的使用及其燃烧难题的解决受到国内外学者的重视。针对改善氨燃烧问题,研究了二维流体动力学-零维反应动力学-燃烧动力学思路,分析了滑动弧等离子体条件下氨的裂解和燃烧特性。利用COMSOL计算软件建立了考虑电磁的二维... 在双碳背景下,氨的使用及其燃烧难题的解决受到国内外学者的重视。针对改善氨燃烧问题,研究了二维流体动力学-零维反应动力学-燃烧动力学思路,分析了滑动弧等离子体条件下氨的裂解和燃烧特性。利用COMSOL计算软件建立了考虑电磁的二维流体计算模型,研究了滑动弧在反应器中的演化;建立了适用于氨的零维滑动弧模型,研究了滑动弧中全电离-转捩-非平衡3个阶段的温度和组分演化规律;利用CHEMKIN计算软件建立了燃烧模型,评估了等离子体对NH_(3)/air混合气燃烧特性的影响,此外对在混合气中添加CH_(4)进行了分析。结果表明,等离子体能够促进氨的裂解,降低氨的点火延迟时间,并且提高其层流燃烧速度,但是在混合气中将部分等离子体条件下的NH_(3)替换为CH_(4)后,整体燃烧效果有所下降。 展开更多

关键词 氨裂解 滑动弧 等离子体调控燃烧 数值模拟

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基于深度学习的火花放电等离子体反应器电压波形优化设计

9

作者 尹博 朱益飞 《空军工程大学学报》 CSCD 北大核心 2023年第2期51-59,共9页

等离子体点火助燃在近些年来受到了国际众多学者的广泛关注,传统的火花放电等离子体反应器基于重复性实验设计,但随着飞行高度升高,气压降低和燃烧室流速增大,单纯的热效应无法适应逐渐恶劣的燃烧室环境,限制了燃烧室的安全工作边界。... 等离子体点火助燃在近些年来受到了国际众多学者的广泛关注,传统的火花放电等离子体反应器基于重复性实验设计,但随着飞行高度升高,气压降低和燃烧室流速增大,单纯的热效应无法适应逐渐恶劣的燃烧室环境,限制了燃烧室的安全工作边界。为了维持火花放电,更合理更高效地控制等离子体放电反应,产生所需的活性物质和能量,为此对电源电压进行优化设计。利用二维模型、零维模型以及深度学习模型计算分析了放电频率和电子密度增长方式对火花放电的影响,通过神经网络模型计算得到电压幅值的增长率与初始电子密度的增长率成负线性关系,电子密度增长方式中先慢后快和分段增长更省能,而电子密度分段式增长所对应的电压放电所产生的O原子和O(1D)粒子数更多,更有利于助燃。综合考虑能耗和助燃组分粒子数,分段式增长的电子密度所对应的电压波形是火花放电点火助燃最佳的选择。 展开更多

关键词 等离子体点火助燃 火花放电 电压波形优化 数值模拟 深度学习

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滑动弧等离子体激励对旋流燃烧室节油熄火特性的影响

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作者 许书英 陈一 +3 位作者 屈美娇 胡长淮 王宇 侯豪豪 《空军工程大学学报》 CSCD 北大核心 2023年第2期33-41,50,共10页

针对航空发动机燃烧室在快速节油条件下扩稳防熄的迫切需求,为验证等离子体助燃(PAC)技术在拓宽动态熄火边界等方面的显著优势,建立了快速节油单头部旋流燃烧实验平台,并开展了滑动弧等离子体基于快速节油条件下的熄火特性研究。实验通... 针对航空发动机燃烧室在快速节油条件下扩稳防熄的迫切需求,为验证等离子体助燃(PAC)技术在拓宽动态熄火边界等方面的显著优势,建立了快速节油单头部旋流燃烧实验平台,并开展了滑动弧等离子体基于快速节油条件下的熄火特性研究。实验通过采集快速节油燃烧过程中OH*化学自发光信号,分析燃烧室熄火演化过程,对比研究了不同节油速率和流量下滑动弧等离子体激励对熄火特性的影响。研究表明,在动态节油下熄火边界明显小于准稳态条件下的熄火边界,随动态节油和进气流量的增大,熄火边界变窄;施加PAC后,助燃效果显著,节油条件下的贫油熄火油气比明显降低,尤其在较大节油速率和流量下仍能维持稳定燃烧。进气流量为15 m^(3)/h、节油速率为0.09/s时边界拓宽最大,由0.064拓宽到0.052,拓宽程度达到23%。 展开更多

关键词 旋流燃烧室 快速节油 滑动弧等离子体助燃 滑动弧等离子体放电 熄火特性

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基于声学信息的航空发动机压气机旋转失速空间特征实验研究

11

作者 李行健 乔百杰 +3 位作者 文璧 李镇东 刘元是 陈雪峰 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第11期228-238,共11页

航空发动机压气机旋转失速是一种严重的气动失稳现象,目前的研究以采用侵入式压力传感器测得信号进行时频分析为主,而对其空间特征的研究不足。本文开展某型发动机3.5级压气机逼喘试验,在进气口机匣周向均匀布置32个声阵列传感器,在9800... 航空发动机压气机旋转失速是一种严重的气动失稳现象,目前的研究以采用侵入式压力传感器测得信号进行时频分析为主,而对其空间特征的研究不足。本文开展某型发动机3.5级压气机逼喘试验,在进气口机匣周向均匀布置32个声阵列传感器,在9800 r/min的转速下匀速关闭节流阀,对逼喘过程中的声信号进行测量。采用频谱分析、互功率谱和短时傅里叶变换方法,对旋转失速及其先兆特征进行辨识。结果表明:压气机在进入旋转失速前存在7.73EO和8.48EO(EO为转频)的非同步压力脉动,其周向传播速度大于转速;在旋转失速发生前65转时出现了模态波先兆,其空间特征表现为一个低压区域以0.67倍转速沿着周向稳定传播;旋转失速发生后,失速气团以0.45倍转速沿着周向传播,模态波的空间特征与失速气团的空间特征相同,均占据了一半的叶片通道。通过对旋转失速先兆的监测可以实现失速气团特征的预测。 展开更多

关键词 压气机 旋转失速 非同步压力脉动 模态波先兆 声阵列 相位分析

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微型涡流发生器改善S弯喷管流场的实验研究

12

作者 刘诗敏 梁华 +2 位作者 李金平 张富垚 马张煜 《推进技术》 北大核心 2025年第2期41-56,共16页

S弯喷管虽然能够提升飞行器隐身性能,但弯曲的几何结构会造成额外的总压损失和低能流体脉动增强的问题,导致飞行器性能降低,因此需要采用流动控制手段改善内部流场。本文将阵列式微型涡流发生器安装在S弯喷管上壁面中心线局部速度最大... S弯喷管虽然能够提升飞行器隐身性能,但弯曲的几何结构会造成额外的总压损失和低能流体脉动增强的问题,导致飞行器性能降低,因此需要采用流动控制手段改善内部流场。本文将阵列式微型涡流发生器安装在S弯喷管上壁面中心线局部速度最大点前侧,研究其在冷态流场中对喷管出口总压损失的控制效果和对上壁面下游流场低频脉动的抑制效果。结果表明:(1)在试验参数下,对于相同高度的微型涡流发生器,安装位置距离局部速度最大点较远时,喷管出口截面总压损失系数更低。(2)落压比为1.2时,安装高度为2.2%喷管入口直径的微型涡流发生器,能够使喷管出口平均总压损失系数相对基准降低8.57%。(3)微型涡流发生器能降低喷管上壁面下游流场的低频脉动,使脉动幅值降低22.8%,提升低能流稳定性。 展开更多

关键词 S弯喷管 微型涡流发生器 总压损失 流动控制 变分模态分解

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航空发动机尾喷流大气透过率变化规律研究

13

作者 黄龙飞 李瑶 +3 位作者 李益文 张浦幼森 陈戈 化为卓 《空军工程大学学报》 北大核心 2025年第1期1-9,共9页

针对发动机红外辐射特性测试尾喷流近场大气透过率难以全方位准确测量的问题,研究了3~5 μm波段发动机尾喷流不同角度和距离大气透过率对红外辐射特性的影响规律。研究发现:发动机尾喷流核心区的大气透过率相比自然环境下减小了5.65%。... 针对发动机红外辐射特性测试尾喷流近场大气透过率难以全方位准确测量的问题,研究了3~5 μm波段发动机尾喷流不同角度和距离大气透过率对红外辐射特性的影响规律。研究发现:发动机尾喷流核心区的大气透过率相比自然环境下减小了5.65%。随着距离的增加,发动机尾喷流区域的大气透过率与自然环境的差异逐渐增大,在25 m、50 m路径上分别减小了22.64%、29.88%。同时,随着角度的增加,尾喷流对大气透过率的影响逐渐减弱。研究结果可为大气透过率现场测试提供方法支撑,并为评估发动机红外辐射特性提供数据支持。 展开更多

关键词 航空发动机 大气透过率 非均匀大气 红外特性测试

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涂覆吸波材料对发动机排气系统雷达散射特性的影响

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作者 陈瀚赜 尚守堂 +3 位作者 邓洪伟 赵明 王群 卢浩浩 《航空发动机》 北大核心 2025年第1期70-76,共7页

为了获取涂覆吸波材料对排气系统雷达散射特性影响的规律,拟定了3种吸波材料涂覆方案研究了3种不同吸波性能。利用弹跳射线法仿真分析了涂覆吸波材料对排气系统在1、8、18 GHz频点,方位角在-40°~40°内水平极化与垂直极化雷达... 为了获取涂覆吸波材料对排气系统雷达散射特性影响的规律,拟定了3种吸波材料涂覆方案研究了3种不同吸波性能。利用弹跳射线法仿真分析了涂覆吸波材料对排气系统在1、8、18 GHz频点,方位角在-40°~40°内水平极化与垂直极化雷达散射截面(RCS)的影响。结果表明:吸波材料涂覆部位不同,各部件产生的散射回波在腔体中耦合、叠加形成的散射总场随之改变,导致排气系统RCS振荡特性变化,随着雷达波频率的提高,对RCS振荡特性的影响逐渐变大;保持相同涂覆方案提高材料吸波性能,可提高排气系统RCS缩减效果但对RCS振荡特性没有影响,将涂覆部位最多方案的材料反射率由-4 dB降至-6 dB时,在1、8、18GHz水平极化的RCS均值缩减效果提高至89%、89%、96%,垂直极化3个频点的RCS均值缩减效果提高至85%、90%、95%。 展开更多

关键词 吸波材料 排气系统 雷达散射特性 弹跳射线法 航空发动机

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配装轴对称喷管的一体化加力燃烧室锥体雷达修形设计

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作者 王群 杨胜男 +2 位作者 卢浩浩 邓洪伟 陈瀚赜 《航空发动机》 北大核心 2025年第1期65-69,共5页

为获得一体化加力燃烧室中锥体的雷达隐身修形角度对发动机后向雷达散射截面(RCS)的影响规律,支撑一体化加力燃烧室雷达隐身修形设计,构建了配装轴对称喷管和一体化加力燃烧室的发动机后腔体RCS计算模型,利用弹跳射线法(SBR)和物理绕射... 为获得一体化加力燃烧室中锥体的雷达隐身修形角度对发动机后向雷达散射截面(RCS)的影响规律,支撑一体化加力燃烧室雷达隐身修形设计,构建了配装轴对称喷管和一体化加力燃烧室的发动机后腔体RCS计算模型,利用弹跳射线法(SBR)和物理绕射理论(PTD)方法进行了电磁散射特性仿真研究,分析了锥体全锥角对发动机后向RCS的影响。结果表明:对一体化加力燃烧室的锥体进行雷达隐身修形设计能显著降低发动机后向RCS,可使发动机后向在0°~30°区间RCS均值缩小30%以上;在配装轴对称喷管的条件下,一体化加力燃烧室锥体全锥角的选取应重点避开70°~100°区域;当锥体全锥角小于62°时,一体化加力燃烧室具有较好的雷达隐身效果。 展开更多

关键词 一体化加力燃烧室 锥体 雷达隐身修形 雷达散射截面 航空发动机

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基于空间稀疏先验的冲击载荷识别频域非凸稀疏正则化方法

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作者 陈林 王亚南 +3 位作者 程昊 刘军江 乔百杰 陈雪峰 《振动与冲击》 EI CSCD 北大核心 2024年第14期148-155,188,共9页

复合材料因其强度高、刚度高、密度小等优点而广泛应用于航空、航天等领域。但由于其抗冲击性差,监测作用于复合材料结构上的冲击载荷对于结构快速检测损伤十分重要。经典的Tikhonov正则化方法在欠定情况下求解载荷识别问题时容易在载... 复合材料因其强度高、刚度高、密度小等优点而广泛应用于航空、航天等领域。但由于其抗冲击性差,监测作用于复合材料结构上的冲击载荷对于结构快速检测损伤十分重要。经典的Tikhonov正则化方法在欠定情况下求解载荷识别问题时容易在载荷非加载区识别出虚假力;近年来兴起的L1范数稀疏正则化方法在识别冲击载荷时常低估载荷的幅值。为了突破这些方法的局限以实现更高精度的冲击载荷识别,该研究基于冲击载荷的空间稀疏先验,提出一种新的冲击载荷识别频域非凸稀疏正则化方法。所提出的方法结合了广义极小极大凹惩罚项的非凸优势以及非凸保凸的特性,利用向前向后分裂算法进行凸优化求解,既避免了非凸优化容易收敛到局部最优解的问题,又促进了解的稀疏。分别在复合材料梁和复合材料层合板上开展了冲击载荷试验验证,试验结果表明,无论在正定还是欠定的情况下,所提出方法能在精准定位冲击位置的同时重构冲击载荷的时间历程,且该方法在促进解稀疏和识别载荷幅值方面的表现都优于L1正则化方法,其中幅值识别精度能比L1正则化提升50%以上。 展开更多

关键词 复合材料 冲击载荷识别 非凸正则化 稀疏先验

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不同氢气喷孔直径对汽油掺氢X型转子发动机性能及污染物排放的影响 被引量：1

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作者 张泽奇 杜洋 +2 位作者 杨正浩 高旭 何光宇 《西安交通大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第2期66-78,共13页

针对高效X型转子发动机汽油燃烧不充分的问题,提出了一种缸内直喷掺氢方法用于提升燃烧效率和发动机热力性能。建立了X型转子发动机三维CFD数值模型,通过缸压、放热率和功率实验数据验证了模型有效性,在喷氢总量、喷氢压力、喷氢开始时... 针对高效X型转子发动机汽油燃烧不充分的问题,提出了一种缸内直喷掺氢方法用于提升燃烧效率和发动机热力性能。建立了X型转子发动机三维CFD数值模型,通过缸压、放热率和功率实验数据验证了模型有效性,在喷氢总量、喷氢压力、喷氢开始时刻相同的条件下,分析了氢气缸内直喷且汽油预混时氢气喷孔直径对发动机缸内流动、燃烧、热力性能以及污染物排放特性的影响,并与纯汽油预混式发动机性能进行对比,揭示了缸内直喷掺氢方法的优越性。结果表明,在小氢气喷孔直径(2 mm)下,火焰传播比较均匀,且在燃烧室两侧狭缝中都有较大的对称的火焰,燃烧更加充分,发动机指示热效率达到了最高37.07%,较不喷氢和大氢气喷孔直径(4 mm)分别提高了10.23%和7.85%。与大氢气喷孔直径相比,虽然小氢气喷孔直径下NO x排放量上升了21.12%,但是碳氢化合物、碳烟排放量分别下降了79.08%和2.17%。小氢气喷孔直径(2 mm)为最优喷氢方案,研究为X型转子发动机的喷氢方案设计与优化提供了指导。 展开更多

关键词 转子发动机 氢气直喷 喷孔直径 污染物 热效率

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基于参考键相动态追踪的无转速叶尖定时测量方法 被引量：1

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作者 周凯 乔百杰 +3 位作者 刘美茹 代江波 卫靖澜 陈雪峰 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第8期226-235,共10页

针对叶尖定时系统在测量转子叶片振动过程中转速同步传感器安装困难的问题,提出基于参考键相动态追踪的叶尖定时测量方法。假设整级转子叶片间存在随机失谐,则在变转速工况下各叶片并非同时达到共振状态,在每转内,利用各叶片到达传感器... 针对叶尖定时系统在测量转子叶片振动过程中转速同步传感器安装困难的问题,提出基于参考键相动态追踪的叶尖定时测量方法。假设整级转子叶片间存在随机失谐,则在变转速工况下各叶片并非同时达到共振状态,在每转内,利用各叶片到达传感器的实测到达时间,计算叶片在相邻叶尖定时传感器间的局部平均转速与转子整圈平均转速的偏差值,判断同级所有叶片的振动状态,选择几乎不振动的叶片作为该圈的参考键相,计算目标叶片在该圈的振动位移值,依此类推,计算各圈目标叶片的振动位移,实现转子叶片在无转速参考下的非接触式振动测量。试验验证结果表明,与传统叶尖定时方法相比,利用该方法计算出的叶片振动位移所辨识出的叶片振动频率相对误差小于0.2%,振动位移相对误差小于10%,说明基于参考键相动态追踪的叶尖定时测量方法不仅能在无转速参考的情况下准确计算出叶片的振动位移,更能准确地辨识出叶片振动参数。 展开更多

关键词 叶尖定时 无转速参考 参考键相 参数辨识 非接触式振动测量

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小涵道比涡扇发动机机载气路故障诊断研究综述:边界条件与研究难点

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作者 廖增步 张瑞 +2 位作者 耿佳 陈雪峰 宋志平 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第12期24-40,共17页

机载气路故障诊断模块是航空发动机健康管理系统的重要组成部分,是推动视情维护发展的关键环节,对于降低发动机维护成本、提高战时出勤率意义重大。为此,聚焦小涵道比涡扇发动机机载气路故障诊断研究,梳理了基于模型的气路故障诊断方法... 机载气路故障诊断模块是航空发动机健康管理系统的重要组成部分,是推动视情维护发展的关键环节,对于降低发动机维护成本、提高战时出勤率意义重大。为此,聚焦小涵道比涡扇发动机机载气路故障诊断研究,梳理了基于模型的气路故障诊断方法和数据驱动的气路故障诊断方法的发展历程和国内外研究现状,并从机载化的角度阐述了算法的应用和改进思路;罗列了机载气路故障诊断方法的应用需求、问题边界和技术指标,简要提出了研究过程中容易陷入的误区;结合小涵道比涡扇发动机的特点,从数据仿真、运行工况、测量不确定性、故障特征淹没、虚警处置和实时性等角度,归纳总结了气路故障诊断方法在机载化过程中的六大研究难点,并结合现有文献分析了与各研究难点相对应的18种解决思路。对全文进行总结并从算法可解释性、指标快速验证、容错及带故障限时诊断等方面给出了建议与展望。 展开更多

关键词 预测与健康管理 小涵道比涡扇发动机 气路故障诊断 机载故障诊断 综述

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Mar M247透平叶片残余应力X射线测试参数优化研究

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作者 张占玲 聂祥樊 +3 位作者 王明军 牛腾飞 李良博 温广瑞 《兵器材料科学与工程》 CAS CSCD 北大核心 2024年第4期35-41,共7页

为提高Mar M247透平叶片残余应力X射线测试精度,用OM/SEM/EDS、X射线应力仪进行显微组织表征和残余应力测试,分析Mar M247合金显微组织对X射线衍射效应的影响,以及测试参数对衍射峰强度、峰形拟合度、数据拟合度和残余应力测试结果的影... 为提高Mar M247透平叶片残余应力X射线测试精度,用OM/SEM/EDS、X射线应力仪进行显微组织表征和残余应力测试,分析Mar M247合金显微组织对X射线衍射效应的影响,以及测试参数对衍射峰强度、峰形拟合度、数据拟合度和残余应力测试结果的影响规律。结果表明:Mar M247合金组织粗大且不均匀,导致X射线衍射效应变差,引起d-sin2ψ图上的数据点无规则跳动或有规则震荡,降低了残余应力测试的准确性。残余应力测试中,随准直管直径的增大,X射线衍射峰的强度增加,峰形改善,峰形拟合度提高,降低了残余应力测试误差。当准直管直径较小时,增加曝光次数可提升X射线衍射峰的强度,提高测试结果的准确性。增加曝光时间未提升测试准确性,反而降低了测试效率。 展开更多

关键词 Mar M247合金 组织表征 残余应力测试 X射线衍射 测试参数优化

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