高空台多任务模拟指定时间抗扰控制 被引量：1

1

作者 李金柏 伦岳斌 +3 位作者 王宏伦 钱秋朦 张松 但志宏 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第9期241-251,共11页

针对高空台多任务模拟试验对飞行环境模拟控制系统所提出的高品质、高精度、强抗扰的迫切需求,设计了一种基于障碍李雅普诺夫函数的高空台进气环境模拟指定时间抗扰控制方法。建立了包含进气系统管道容腔和调节阀执行机构的高空台受控... 针对高空台多任务模拟试验对飞行环境模拟控制系统所提出的高品质、高精度、强抗扰的迫切需求,设计了一种基于障碍李雅普诺夫函数的高空台进气环境模拟指定时间抗扰控制方法。建立了包含进气系统管道容腔和调节阀执行机构的高空台受控对象模型,并在此基础上进行了仿射形式推导和解耦设计。针对高空台强非线性、强扰动的特性,设计了以指定时间收敛的抗扰控制方法;同时为了抑制推力瞬变过程中系统状态剧烈变化,引入了障碍李雅普诺夫函数对压强和温度误差分别进行限制。在高空台多任务模拟试验控制仿真中,该方法可使压强和温度的绝对积分误差比线性自抗扰控制方法小89.5%和88.9%,在剧烈受扰后调节时间短10.4%和9.0%,而且相比于常规的指定时间方法能够满足所设定的状态误差约束。结果表明,基于障碍李雅普诺夫函数的指定时间抗扰控制方法能够进一步提升多任务模拟试验中的控制精度、调节速度以及抗扰能力。 展开更多

关键词 高空台 进气环境模拟 多任务模拟试验 指定时间抗扰控制 障碍李雅普诺夫函数 状态误差约束

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基于扩张状态观测器的高空台进气环境模拟控制技术研究 被引量：17

2

作者 但志宏 张松 +3 位作者 白克强 钱秋朦 裴希同 王信 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2021年第9期2119-2128,共10页

针对航空发动机高空台推力瞬变等过渡态试验对进气环境模拟控制系统所提出的强抗扰性、强鲁棒性的迫切需求,设计了一种基于扩张状态观测器(ESO)的高空台进气环境模拟主动抗扰控制技术方法。首先分析了现有高空台过渡态环境模拟的技术特... 针对航空发动机高空台推力瞬变等过渡态试验对进气环境模拟控制系统所提出的强抗扰性、强鲁棒性的迫切需求,设计了一种基于扩张状态观测器(ESO)的高空台进气环境模拟主动抗扰控制技术方法。首先分析了现有高空台过渡态环境模拟的技术特点和高品质控制指标难于实现的原因;其次设计线性自抗扰控制器(LADRC)和一体化并行控制器(IPC);最后通过仿真对高空台进气环境模拟主动抗扰控制方法进行了验证。结果表明,应用基于扩张状态观测器的主动抗扰控制技术,能够大幅提高发动机过渡态试验中进气环境模拟的动态响应速度、控制精度和抗扰动能力。 展开更多

关键词 高空试验台 进气环境模拟 过渡态试验 扩张状态观测器 线性自抗扰控制器 一体化并行控制器

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环形通道内爆震波传播特性数值模拟研究

3

作者 曹力文 徐子阳 +2 位作者 王可 焦中天 范玮 《推进技术》 北大核心 2025年第9期182-191,共10页

为厘清爆震波在环形通道内的不同传播模态与爆震波自持传播的临界条件,采用300 K的C_(2)H_(4)+3O_(2)+3N_(2)预混气,在不同通道曲率和初始压力(100,60,20 kPa)条件下,开展了数值模拟研究。结果表明,在通道宽度一定的条件下,当无量纲内径... 为厘清爆震波在环形通道内的不同传播模态与爆震波自持传播的临界条件,采用300 K的C_(2)H_(4)+3O_(2)+3N_(2)预混气,在不同通道曲率和初始压力(100,60,20 kPa)条件下,开展了数值模拟研究。结果表明,在通道宽度一定的条件下,当无量纲内径ri(通道内径)/λa(平均胞格尺寸)>14时,爆震波能够在环形通道内稳定传播;当ri/λa≤14时,爆震波在环形通道内存在解耦再起爆现象,亦转变为不稳定传播模态,内壁面处爆震波法向速度最低降至50%C-J速度,外壁面处爆震波法向速度几乎未受到影响,仍在80%C-J速度以上。 展开更多

关键词 旋转爆震燃烧室 爆震波 环形通道 胞格尺寸 传播模态

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高空台流量管新型篦齿密封特性分析及结构优化设计 被引量：1

4

作者 艾延廷 张文亮 +3 位作者 田金虎 侯鑫正 张兴源 孙丹 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第11期204-214,共11页

针对高空台流量管与导流盆连接结构减小气体泄漏、避免出现反向进气压力过大导致结冰的设计要求,开展不同内径流量管新型篦齿密封特性及结构参数优化研究。建立了高空台新型流量管篦齿密封结构有限元模型,并开展了新型流量管篦齿密封结... 针对高空台流量管与导流盆连接结构减小气体泄漏、避免出现反向进气压力过大导致结冰的设计要求,开展不同内径流量管新型篦齿密封特性及结构参数优化研究。建立了高空台新型流量管篦齿密封结构有限元模型,并开展了新型流量管篦齿密封结构泄漏特性实验研究。基于数值模拟与试验,研究了流量管内径对密封性能的影响规律。根据Box-Behnken响应面设计法,选取不同流量管内径下的密封间隙、控制口数量以及孔型出口数量为优化参数,进行新型篦齿密封结构参数优化设计研究。结果表明:仿真泄漏量与试验值相比最大误差不超过7%,证明了本文仿真模型的有效性;当结构内径由1 m增大到3 m,密封泄漏量由0.021 kg/s逐渐增加到0.162 kg/s,增幅高达671.4%;内径1 m,2 m和3 m篦齿密封结构经优化后,最大流速分别减小了16.1%,14.3%和9.7%,泄漏量分别降低50.74%,98.50%和97.52%。本文研究为高空台新型流量管篦齿密封结构优化设计提供了有效方法,也为流量管尺寸规范化设计提供了技术支撑。 展开更多

关键词 高空台 篦齿封严 有限元分析 泄漏特性 优化设计

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基于LMI极点配置的高空台飞行环境模拟系统PI增益调度控制研究 被引量：13

5

作者 朱美印 王曦 +4 位作者 张松 但志宏 裴希同 缪柯强 姜震 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第11期2587-2597,共11页

针对高空台飞行环境模拟系统的温度和压力在整个工作包线内的鲁棒性能控制问题,提出了一种基于LMI极点配置的PI增益调度控制设计方法。在考虑变比热容腔微分方程、管道热传导、调节阀流量特性、液压伺服动态、传感器增益对飞行环境模拟... 针对高空台飞行环境模拟系统的温度和压力在整个工作包线内的鲁棒性能控制问题,提出了一种基于LMI极点配置的PI增益调度控制设计方法。在考虑变比热容腔微分方程、管道热传导、调节阀流量特性、液压伺服动态、传感器增益对飞行环境模拟系统造成的建模不确定性的基础上,建立了完整、准确的飞行环境模拟系统非线性模型;对非线性模型进行了线性化,并根据线性模型推导了基于LMI极点配置的PI控制器设计算法;在飞行环境模拟系统的工作包线内选取了36个稳态点设计了基于LMI极点配置的PI增益调度控制器;设计了两种飞行环境模拟试验来验证设计的PI增益调度控制器的鲁棒性能。仿真结果表明,飞行环境模拟系统温度的稳态误差和动态误差均小于0.1%,压力的稳态误差小于0.5%,动态误差小于0.7%。 展开更多

关键词 高空模拟试验台 飞行环境模拟系统 LMI 极点配置 PI增益调度控制

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高空台飞行环境模拟系统温度延时不确定性μ综合设计 被引量：5

6

作者 朱美印 王曦 +5 位作者 裴希同 张松 但志宏 刘佳帅 缪柯强 姜震 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2020年第8期1861-1870,共10页

针对高空台飞行环境模拟系统温度大延时特性的控制问题,提出了一种考虑温度延时不确定性的两自由度μ综合控制设计方法以提升其温度的控制精度。在考虑变比热容腔微分方程、管壁传热、调节阀流量特性、液压伺服动态、传感器增益以及温... 针对高空台飞行环境模拟系统温度大延时特性的控制问题,提出了一种考虑温度延时不确定性的两自由度μ综合控制设计方法以提升其温度的控制精度。在考虑变比热容腔微分方程、管壁传热、调节阀流量特性、液压伺服动态、传感器增益以及温度延迟对飞行环境模拟系统造成的建模不确定性的基础上,建立了完整、准确的非线性延时模型。在考虑执行机构参数、温度延时不确定性的基础上,提出了两自由度的μ综合控制设计方法。为了确保设计的控制器具有良好鲁棒伺服跟踪性能,基于分频设计的思想设计性能加权函数和控制量加权函数,并运用D-K迭代算法设计控制器。假定了包含"等马赫数爬升"和"平飞加速"的试验过程来验证μ综合控制器的伺服跟踪性能,仿真结果表明,飞行环境模拟系统温度和压力的稳态和动态误差分别均不大于1.5%和3%。 展开更多

关键词 高空模拟试验台 飞行环境模拟系统 温度延时 鲁棒控制 两自由度μ综合控制

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篦齿封严结构对高空台动静架连接密封特性影响的数值仿真

7

作者 侯鑫正 张兴源 +3 位作者 田金虎 张文亮 闵浩 艾延廷 《航空发动机》 北大核心 2024年第5期133-138,共6页

航空发动机高空模拟试车台动静架连接采用传统的篦齿密封结构,在试验中存在气体泄漏量大及流量管结冰现象。为了提高高空模拟试验的准确性与安全性,针对新型篦齿密封结构,基于理论分析与数值仿真方法开展了动静架连接处篦齿封严机理研究... 航空发动机高空模拟试车台动静架连接采用传统的篦齿密封结构,在试验中存在气体泄漏量大及流量管结冰现象。为了提高高空模拟试验的准确性与安全性,针对新型篦齿密封结构,基于理论分析与数值仿真方法开展了动静架连接处篦齿封严机理研究,获得了密封间隙、齿腔深宽比以及篦齿齿数等结构参数对新型篦齿密封结构封严特性的影响规律。结果表明:随着篦齿密封间隙减小,改变控制口压比,泄漏量变化趋势较缓慢;齿腔深宽比基本不影响主流入口泄漏量的变化趋势;随着篦齿齿数的增加,泄漏量减小。为高空台动静架篦齿密封结构设计和泄漏量分析提供了理论依据。 展开更多

关键词 高空模拟试车台 篦齿封严 结构参数 泄漏量 封严特性 航空发动机

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外侧径向膨胀与通道曲率耦合影响下的爆震波传播特性

8

作者 王可 张禛瑞 +2 位作者 曹力文 史浩宁 范玮 《火箭推进》 北大核心 2025年第3期268-279,共12页

为揭示外侧径向膨胀对弯曲通道中爆震波传播特性的影响,采用乙烯和氮氧混合物作为燃料与氧化剂,在不同通道半径(ri=65、45、25 mm)和预混气高度(h=30、20、10 mm)的半封闭弯曲通道中开展了数值模拟,分析了爆震波传播的流场演化过程,阐... 为揭示外侧径向膨胀对弯曲通道中爆震波传播特性的影响,采用乙烯和氮氧混合物作为燃料与氧化剂,在不同通道半径(ri=65、45、25 mm)和预混气高度(h=30、20、10 mm)的半封闭弯曲通道中开展了数值模拟,分析了爆震波传播的流场演化过程,阐明了通道曲率、预混气高度和稀释比对爆震波波系结构、速度亏损及传播模态的影响规律。结果表明,外侧径向膨胀影响下,通道曲率增大,爆震波在内壁面附近的平均速度亏损可达31.97%,沿程速度波动明显。在缺乏外侧壁面约束的条件下,随着预混气高度降低,爆震波强度减弱,靠近内壁面区域易发生局部解耦。稀释比增至0.6时,爆震波难以自持传播,在弯曲通道下游转变为缓燃波。根据爆震波内壁面附近传播速度的沿程变化特征,可将传播模态划分为稳定模态、临界模态、不稳定模态和缓燃模态;爆震波稳定传播的临界内壁面半径为19.12倍平均胞格尺寸,临界预混气高度为10.79倍平均胞格尺寸。 展开更多

关键词 径向膨胀 通道曲率 爆震波 速度损失 传播模态

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航空涡轮发动机射流预冷技术研究 被引量：12

9

作者 林阿强 郑群 +2 位作者 吴锋 杨昊 张海 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2020年第4期721-728,共8页

利用雾化蒸发的高效冷却技术,可以将高温进气降低到发动机材料允许的工作温度。针对射流预冷涡轮基冲压组合循环发动机,对比分析了国内外已有射流预冷技术的进展,详细介绍了射流预冷发动机的理论和试验验证情况,总结了射流预冷对航空涡... 利用雾化蒸发的高效冷却技术,可以将高温进气降低到发动机材料允许的工作温度。针对射流预冷涡轮基冲压组合循环发动机,对比分析了国内外已有射流预冷技术的进展,详细介绍了射流预冷发动机的理论和试验验证情况,总结了射流预冷对航空涡轮发动机性能的影响,针对射流装置和喷水/液氧降温效果进行研究和验证。国内外已有研究表明,依靠射流预冷技术不会对发动机性能产生太大的不利影响,具有技术成型快、成本低,有效地扩展飞行包线,不受飞行高度和马赫数限制等优势。射流预冷技术可以解决涡轮发动机与冲压发动机在模态转换过程的"推力鸿沟"问题,具有潜在的技术优势,值得引起关注并开展进一步的深入研究。 展开更多

关键词 涡轮发动机 推力鸿沟 高温进气 射流预冷 射流装置

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高空台特种调节阀建模方法对比研究 被引量：5

10

作者 王运来 王曦 +3 位作者 朱美印 裴希同 张松 但志宏 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第8期1895-1901,共7页

为了获得准确的轮盘式特种调节阀流量特性模型,提高高空舱进口流量预测精度,提出了基于BP神经网络和NARX网络的建模方法。在对调节阀与传感器测点位置分析的基础上,将调节阀和阀后容腔作为整体进行建模。对比研究了流量系数、静态BP神... 为了获得准确的轮盘式特种调节阀流量特性模型,提高高空舱进口流量预测精度,提出了基于BP神经网络和NARX网络的建模方法。在对调节阀与传感器测点位置分析的基础上,将调节阀和阀后容腔作为整体进行建模。对比研究了流量系数、静态BP神经网络以及基于Gamma Test的动态NARX网络建模方法,并给出了工程中选取建模方法的建议。以试验流量数据为基准,仿真对比了不同阀门开度变化时,各模型输出流量的稳态误差和动态误差。结果表明,BP神经网络方法和NARX网络方法建模精度要优于流量系数法。同时,BP神经网络模型最大稳态误差为0.52kg/s,优于NARX网络模型和流量系数模型。NARX网络模型的最大动态误差为2.04kg/s,相比于BP神经网络模型和流量系数模型,能够更准确地反映流量的动态特性。 展开更多

关键词 高空台 特种调节阀 流量特性 NARX网络 动态模型

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飞行环境模拟系统多容腔流-固传热建模 被引量：4

11

作者 朱美印 王曦 +5 位作者 裴希同 张松 但志宏 缪柯强 刘佳帅 姜震 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2020年第12期2848-2859,共12页

为了提升高空台飞行环境模拟系统(FESS)数值仿真平台的置信度,提出了一种多容腔流-固传热的建模方法,该方法考虑了混合器气流掺混、流-固传热、管道压力损失等因素的影响;建立了包括调节阀流量特性、液压伺服系统、混合器、混合器出口... 为了提升高空台飞行环境模拟系统(FESS)数值仿真平台的置信度,提出了一种多容腔流-固传热的建模方法,该方法考虑了混合器气流掺混、流-固传热、管道压力损失等因素的影响;建立了包括调节阀流量特性、液压伺服系统、混合器、混合器出口导流栅流量特性、整流子系统、管道容腔模型在内的部件模型库,并基于该模型库构建了仿真平台。为了验证本文建模方法的有效性,采用两次掺混试验数据对仿真模型进行对比验证表明,仿真结果与试验测量结果动态变化趋势基本一致,且温度、压力的最大误差分别不大于2.5K,2kPa。为了分析FESS控制系统的能力,假定了一次典型的发动机试验条件来进行仿真分析,仿真结果表明,FESS控制系统具备进行发动机平飞加速和等马赫数爬升试验的能力。 展开更多

关键词 高空模拟试验台 飞行环境模拟系统 多容腔建模 流-固传热 数值仿真

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高空台动静架连接新型篦齿密封结构封严特性研究 被引量：6

12

作者 杨志明 艾延廷 +3 位作者 苏金友 关鹏 田金虎 侯正鑫 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2022年第8期93-100,共8页

针对高空模拟试车台动静架连接处气体泄漏问题,开展基于中段进气的新型篦齿密封结构优化设计与封严特性的数值模拟与试验研究。设计了新型篦齿密封结构,选取篦齿齿尖厚、齿根厚及后倾角为参数变量,泄漏量为优化目标函数,根据Box-Behnke... 针对高空模拟试车台动静架连接处气体泄漏问题,开展基于中段进气的新型篦齿密封结构优化设计与封严特性的数值模拟与试验研究。设计了新型篦齿密封结构,选取篦齿齿尖厚、齿根厚及后倾角为参数变量,泄漏量为优化目标函数,根据Box-Behnken方法设计的样本点和数值计算结果建立二阶响应面模型,开展新型篦齿密封结构泄漏特性数值模拟与优化研究,并通过实验进行验证。研究表明,实验结果与有限元计算结果误差不超过10%,验证了数值模型的准确性。通过优化设计与分析,新型篦齿连接结构泄漏量降低12.5%,使得该结构更容易实现最优的封严效果。新型篦齿密封结构封严特性较初始结构提高99.2%,消除了由连接处泄漏带来的附加阻力695.2N。 展开更多

关键词 航空发动机 高空模拟实验台 篦齿封严 泄漏特性 结构优化

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堵塞条件下发动机高空试验推力差异分析

13

作者 马前容 周杰 +1 位作者 仇钎 李康 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2021年第3期481-487,共7页

堵塞技术是降低发动机高空模拟试验成本和解决设备抽气能力不足的可行手段。在不同喷管排气环境压力条件下,某型带拉瓦尔喷管涡扇发动机完成了四组堵塞对推力影响的试验,发动机总推力试验值最大差异为6.2%。为揭示试验推力差异产生的原... 堵塞技术是降低发动机高空模拟试验成本和解决设备抽气能力不足的可行手段。在不同喷管排气环境压力条件下,某型带拉瓦尔喷管涡扇发动机完成了四组堵塞对推力影响的试验,发动机总推力试验值最大差异为6.2%。为揭示试验推力差异产生的原因,提高堵塞条件下发动机高空试验推力评估的准确性,开展了相关的理论分析和一维仿真计算,提出了主要影响量估算方法。结果表明:推力差异主要与发动机转速、结果修正方法和喷管扩张段流场特性有关;按文中提出的主要影响量估算方法计算了这些因素对推力的影响量,扣除影响量后总推力的最大差异降至0.8%;相同转速下,总推力相似换算值随喷管排气压力的升高呈增大趋势,最大差异达到3.3%。 展开更多

关键词 堵塞技术 推力 发动机 高空试验 拉瓦尔喷管

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航空发动机推力测量台架原理误差分析 被引量：13

14

作者 张有 吴锋 何培垒 《航空发动机》 2016年第4期76-80,共5页

为研究影响航空发动机推力测量台架系统原理误差的因素及作用,针对发动机弹簧片支撑式推力测量台架,以推力偏心假设为基础建立其力学模型,采用理论分析和仿真验证相结合的方法对某试车台架进行原理误差分析。在给定条件下,台架在竖直平... 为研究影响航空发动机推力测量台架系统原理误差的因素及作用,针对发动机弹簧片支撑式推力测量台架,以推力偏心假设为基础建立其力学模型,采用理论分析和仿真验证相结合的方法对某试车台架进行原理误差分析。在给定条件下,台架在竖直平面和水平面内的角偏心远小于推力角偏心,并不会对推力测量造成显著影响,台架结构变形引起的角偏心也很小。相比之下,原理误差影响最大的因素依次为推力角偏心、热变形和弹阻力,原理误差分别为0.38%、0.16%和0.04%,应加以控制。当推力偏心量造成的原理误差不能满足精度指标时,需采用原位加载系统或者矢量推力测量台架来评估。 展开更多

关键词 支撑式台架 原理误差 弹簧片 推力偏心 台架偏心 航空发动机

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预冷器对高超声速轴对称进气道设计状态气动性能影响 被引量：2

15

作者 李超 张悦 +3 位作者 谭慧俊 王娟娟 薛洪超 张晗天 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2023年第10期51-61,共11页

为获取预冷器对高超声速进气道内流特性的影响机理和影响规律,设计了一种在扩张段加入台阶型预冷器的高超声速轴对称进气道,并利用混合网格建立了仿真模型,获得了Ma6.0来流条件下带预冷器进气道与原型进气道在节流状态的数值仿真结果。... 为获取预冷器对高超声速进气道内流特性的影响机理和影响规律,设计了一种在扩张段加入台阶型预冷器的高超声速轴对称进气道,并利用混合网格建立了仿真模型,获得了Ma6.0来流条件下带预冷器进气道与原型进气道在节流状态的数值仿真结果。结果表明:引入预冷器后进气道临界耐反压能力略有下降,并且进气道下游背压在1.0≤p_(b)/p_(0)<150时出口性能参数明显下降;预冷器上游总是存在节流,上游节流程度由预冷器的堵塞和出口背压共同决定,当p_(b)/p_(0)≤20时,上游流场结构完全由预冷器的堵塞作用决定,当p_(b)/p_(0)>20时,由两者共同决定;进气道下游背压在20≤p_(b)/p_(0)<275时,预冷器为上游流场带来消极影响,而当背压在20≤p_(b)/p_(0)<200范围时,预冷器的引入能有效改善下游流场品质,通过上下游的耦合作用,出口性能参数在p_(b)/p_(0)≥150后与原型进气道趋于一致。当p_(b)/p_(0)≥275时,唇罩侧放气缝对激波串根部低能流的抽吸使得预冷器几乎不对上游产生影响。 展开更多

关键词 高超声速 预冷器 轴对称进气道 流场结构 数值仿真

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滞止压力低至10 kPa的音速喷嘴量值溯源方法探析 被引量：3

16

作者 李春辉 苏金友 +2 位作者 袁世辉 高山 周立媛 《计量学报》 CSCD 北大核心 2018年第B12期104-107,共4页

为解决的气体流量计量校准技术无法实现航空发动机在低压工作条件下气体流量的直接校准和量值溯源的问题,对音速喷嘴在较低滞止压力条件下的直接校准和量值溯源方法进行探析与研究。首先,采用pVTt法气体流量基准装置在大气压条件下对4... 为解决的气体流量计量校准技术无法实现航空发动机在低压工作条件下气体流量的直接校准和量值溯源的问题,对音速喷嘴在较低滞止压力条件下的直接校准和量值溯源方法进行探析与研究。首先,采用pVTt法气体流量基准装置在大气压条件下对4块名义喉径为40mm的音速喷嘴进行了测试;其次,基于5支标准音速喷嘴,采用音速喷嘴串联的方式实现了最低至10kPa滞止压力的音速喷嘴的实流校准;最后,对测得的流出系数与喉部雷诺数的平方根倒数进行了线性拟合。基于拟合程度较高的线性拟合结果,验证了该校准方法的可行性和准确性。 展开更多

关键词 计量学 气体流量计量 校准 量值溯源 滞止压力 线性拟合

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高马赫数涡轮发动机射流预冷特性研究 被引量：5

17

作者 林阿强 刘高文 +2 位作者 吴锋 陈燕 冯青 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2021年第10期2218-2228,共11页

以气液相变冷却机制为切入点,开展高空模拟试验进气预冷段内水-液氧射流冷却的数值分析,考虑真实雾滴颗粒运动的热力现象,基于欧拉-拉格朗日多相流方法解析气液两相热质传输过程,分析水-液氧混合射流对高马赫数涡轮发动机预冷段内流动... 以气液相变冷却机制为切入点,开展高空模拟试验进气预冷段内水-液氧射流冷却的数值分析,考虑真实雾滴颗粒运动的热力现象,基于欧拉-拉格朗日多相流方法解析气液两相热质传输过程,分析水-液氧混合射流对高马赫数涡轮发动机预冷段内流动及换热特性的影响规律。结果表明,水-液氧射流雾化蒸发的效果具有即时性,基于水雾-水蒸汽比热大和汽化焓高的特点,水雾浓度对主流总温降和总压恢复占主导性;而液氧浓度有利于降低湿空气的热流密度。在射流浓度2%~8%时,预冷段总压降系数为0.84%~1.27%,总温降系数为2.15%~15.12%,即温降为12.92~90.89K。为平衡高空高马赫数时冷却水和液氧的需求,需控制水-液氧的射流比例,建议液氧射流量小于60%的总射流浓度。在"40%水~60%液氧"的射流比例时预冷段内流动和传热特性达到局部最优。在发动机物理转速不变时,射流冷却后预冷段内湿空气来流质量流量增幅0.22%~9.39%,其中空气和水蒸汽含量的贡献份额分别约为71.8%和28.2%。因此,射流预冷有利于涡轮发动机在高马赫数时具有更高的加速度。 展开更多

关键词 预冷涡轮基发动机 预冷段 高温进气 射流预冷 液氧

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三维力传感器的设计和静态解耦算法研究 被引量：8

18

作者 彭小武 马国鹭 +2 位作者 赵涌 宋子军 王清清 《传感技术学报》 CAS CSCD 北大核心 2021年第11期1518-1522,共5页

针对三维力传感器在获取大量程空间三维力时存在精度低、维间耦合的问题,从机械解耦角度进行改进,弹性体采用十字梁型结构,竖梁两侧开设通槽,并将电阻应变片粘贴于竖梁和横梁两侧,通过电阻应变片组桥方式连接。利用万能试验机对传感器... 针对三维力传感器在获取大量程空间三维力时存在精度低、维间耦合的问题,从机械解耦角度进行改进,弹性体采用十字梁型结构,竖梁两侧开设通槽,并将电阻应变片粘贴于竖梁和横梁两侧,通过电阻应变片组桥方式连接。利用万能试验机对传感器进行标定加载分析,基于最小二乘理论对经多次测量筛选出的数据进行拟合,得出该传感器输入载荷与输出电压之间解耦矩阵。采用研制出的三维力传感器进行论证实验,通过对传感器标定并结合弹性体本身机械结构解耦。实验结果表明,所研制的大量程三维力传感器的Ⅰ类误差和Ⅱ类误差分别为2.36%和2.1%,能够较好地抑制各维间的耦合,并达到了该传感器的预期精度要求。 展开更多

关键词 三维力传感器 静态标定 最小二乘理论 结构解耦 维间耦合

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基于光纤光栅变形光谱的疲劳裂纹扩展监测方法 被引量：6

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作者 赵炎 胡殿印 +2 位作者 石炜 张卫方 徐毅 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2022年第2期377-385,共9页

为研究金属疲劳裂纹扩展的在线监测技术,基于改进传输矩阵的光谱模拟方法,建立反映光纤布拉格光栅(FBG)光谱变形机理的裂纹扩展在线监测方法。研制了疲劳裂纹扩展在线监测系统平台,提出基于平移不变量小波法的试验光谱去噪方法,解决试... 为研究金属疲劳裂纹扩展的在线监测技术,基于改进传输矩阵的光谱模拟方法,建立反映光纤布拉格光栅(FBG)光谱变形机理的裂纹扩展在线监测方法。研制了疲劳裂纹扩展在线监测系统平台,提出基于平移不变量小波法的试验光谱去噪方法,解决试验光谱信号中非连续与快速变化点难以平滑的问题;提出仅与裂纹扩展状态相关的FBG光谱面积参数,克服了光谱中心波长、光谱带宽等传统特征参数仅适用于恒定外载与恒定温度或对裂纹不敏感的局限性,给出基于光谱面积曲线拐点的裂纹扩展状态判定依据。 展开更多

关键词 光纤光栅传感器 光谱变形机理 疲劳裂纹扩展 结构健康监测 光谱面积

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航空发动机压气机内气液非平衡冷却特性研究 被引量：4

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作者 林阿强 郑群 +2 位作者 夏全忠 杨璐 刘高文 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2021年第8期1776-1785,共10页

针对航空涡轮发动机来流雾化冷却对压气机内气动脉动的影响,考虑壁面液膜成形和运动,基于欧拉-拉格朗日多相流方法解析气液两相热质非平衡传输过程,应用快速傅里叶变换方法将压气机性能参数随旋转周期演变规律的时域脉动敏感性转化为频... 针对航空涡轮发动机来流雾化冷却对压气机内气动脉动的影响,考虑壁面液膜成形和运动,基于欧拉-拉格朗日多相流方法解析气液两相热质非平衡传输过程,应用快速傅里叶变换方法将压气机性能参数随旋转周期演变规律的时域脉动敏感性转化为频域功率谱密度的直观分析。结果表明,压气机内气液非平衡蒸发相变易诱发流场在时间和空间上非定常的气动脉动,雾化冷却参数与总温比呈线性关系,而与总压比和效率均呈非线性关系。在雾化量0.5%~5%和雾化平均粒径1~9μm内,较低的雾化量或较小的雾化平均粒径时,时域总压比的脉动程度更大;在较低的雾化量或较大雾化平均粒径时,时域总温比的脉动程度更强;而在较高的雾化量或较大的雾化平均粒径时,时域效率脉动程度更高。同时,雾化冷却量变化对湿压缩过程中流场的时域脉动敏感性程度大于雾化粒径变化。 展开更多

关键词 航空涡轮发动机 压气机 雾化冷却 相变蒸发 非定常脉动 快速傅里叶变换 功率谱密度

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