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攻角动态变化的侧压式进气道风洞实验 被引量:6
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作者 郭斌 张堃元 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2009年第7期共5页
在Ma=3.85的风洞中,对一个设计Ma=6起动Ma=2.5的侧压式进气道完成了攻角从0°→8°→0°的连续吹风实验.实验结果表明:0°攻角时进气道顺利起动,当攻角增大到5.7°时,进气道出现不起动;之后在8°到0°的变... 在Ma=3.85的风洞中,对一个设计Ma=6起动Ma=2.5的侧压式进气道完成了攻角从0°→8°→0°的连续吹风实验.实验结果表明:0°攻角时进气道顺利起动,当攻角增大到5.7°时,进气道出现不起动;之后在8°到0°的变化过程中,在5.4°时又恢复了起动.另外,随着攻角的增加,流量系数在起动状态下缓慢减小,在不起动状态下急剧减小.实验中还进行了攻角0°→4°→0°的动态连续吹风实验,进气道全程都处于起动状态. 展开更多
关键词 侧压式进气道 攻角可调 风洞实验
出/入口面积相等的收缩-扩张孔气膜冷却特性 被引量:2
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作者 刘存良 朱惠人 +1 位作者 白江涛 许都纯 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2009年第6期共7页
采用一种可进行全表面测量的瞬态液晶测量技术测量了一种出口面积与入口面积相等的收缩扩张形孔的气膜冷却特性,研究了动量比(0.5,1,2,4)的影响,并与传统的出口面积小于入口面积的收缩扩张形孔的气膜冷却特性进行了对比。结果表明:收缩... 采用一种可进行全表面测量的瞬态液晶测量技术测量了一种出口面积与入口面积相等的收缩扩张形孔的气膜冷却特性,研究了动量比(0.5,1,2,4)的影响,并与传统的出口面积小于入口面积的收缩扩张形孔的气膜冷却特性进行了对比。结果表明:收缩扩张形孔射流均完全覆盖了孔下游壁面,射流的交汇以及对涡结构使得孔中心线附近区域的冷却效率较低,而孔间区域的冷却效率较高。在上游区域,孔间区域的换热系数比相对孔中心线附近区域的较高,而在下游区域,对涡结构又使得孔间区域的换热系数比相对较低。出口-入口面积比不同的两种收缩扩张形孔的冷却效率分布规律和换热系数比分布规律都比较相似,但出口-入口面积比为1的收缩扩张形孔的冷却效率以及上游区域的换热系数比的数值都相对较低。而且出口-入口面积比为1的收缩扩张形孔的流量系数明显高于出口-入口面积比小于1的收缩扩张形孔。 展开更多
关键词 气膜冷却 收缩扩张形孔 瞬态测量 冷却效率 换热系数 流量系数
非线性挤压油膜阻尼器-转子系统周期解的分叉及稳定性分析 预览 被引量:7
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作者 焦映厚 陈照波 +1 位作者 夏松波 黄文虎 《机械科学与技术》 CSCD 北大核心 2004年第7期 879-882,共4页
应用油膜力数据库方法获得非线性油膜力,采用非线性动力系统的稳定性及分叉理论对非线性挤压油膜阻尼器-转子系统非线性动力特性、非协调运动及周期解分叉的稳定性进行了分析.揭示了SFD-转子系统在特定参数范围内存在系统亚谐波、概周... 应用油膜力数据库方法获得非线性油膜力,采用非线性动力系统的稳定性及分叉理论对非线性挤压油膜阻尼器-转子系统非线性动力特性、非协调运动及周期解分叉的稳定性进行了分析.揭示了SFD-转子系统在特定参数范围内存在系统亚谐波、概周期和混沌等非协调运动,及从同步周期运动分叉发生一系列倍周期运动、最后导致转子-轴承系统混沌运动的过程.数值计算得到了SFD-转子系统发生周期解分叉时的分叉点、分叉图及周期解分叉而失稳的3种情况:即鞍结分叉、Hopf分叉及倍周期分叉.最后采用Floquet理论对SFD-转子系统的稳定性进行了分析.研究结果为实际SFD-转子系统的设计和研究提供了理论依据. 展开更多
关键词 挤压油膜阻尼器 动力特性 油膜力 教据库
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低展弦比涡轮静叶栅叶片正弯曲作用的试验研究 预览 被引量:4
4
作者 陈海生 谭春青 +1 位作者 Yamamoto Atsumasa 梁锡智 《机械工程学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2005年第2期 65-70,76,共7页
对弯曲叶片研究中代表性的HIT涡轮静叶型重新开展了叶片弯曲对低展弦比涡轮静叶栅流场影响的试验研究.测量了直叶片叶栅、+10°、+20°和+30°弯曲叶片叶栅的进、出口流场,分析了叶片弯曲对叶栅出口二次流、总压损失和气流... 对弯曲叶片研究中代表性的HIT涡轮静叶型重新开展了叶片弯曲对低展弦比涡轮静叶栅流场影响的试验研究.测量了直叶片叶栅、+10°、+20°和+30°弯曲叶片叶栅的进、出口流场,分析了叶片弯曲对叶栅出口二次流、总压损失和气流角的影响.结果表明:对该叶型叶栅,叶片正弯曲既不能大幅度降低叶栅二次流损失,也不能改善叶栅出口气流角沿叶高的分布:叶栅出口二次流动、尾缘涡及壁角涡随叶片正弯曲角的增大而增强,而通道涡强度和位置变化不大;该研究结果同以往有关文献的研究结果完全不同. 展开更多
关键词 涡轮 静叶栅 弯曲叶片 试验 流场
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对称随机循环应力作用时零件的疲劳可靠度和寿命的预测方法 预览
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作者 乐晓斌 高德平 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 1996年第1期 22-24,共3页
以Miner理论为基础,考虑到影响疲劳损伤的主要物理量实际上为随机变量,提出单个循环的疲劳损伤量δ、零件的疲劳损伤强度K、零件的总疲劳损伤量D的计算式。从这3个随机变量出发,建立了一种疲劳累积损伤的概率模型。在对称随... 以Miner理论为基础,考虑到影响疲劳损伤的主要物理量实际上为随机变量,提出单个循环的疲劳损伤量δ、零件的疲劳损伤强度K、零件的总疲劳损伤量D的计算式。从这3个随机变量出发,建立了一种疲劳累积损伤的概率模型。在对称随机循环应力作用时,可用该模型计算零件的可靠度和疲劳寿命。 展开更多
关键词 疲劳破损 可靠性 概率统计 寿命
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环形扩压叶栅流动非定常控制方法的PIV研究 预览 被引量:5
6
作者 弓志强 陆亚钧 葛敬东 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2006年第3期 455-460,共6页
利用合成射流发生器对于一台环形扩压叶栅进行了流动主动控制的探索,发现适当的非定常激励方式可以使得环形叶栅的总压损失明显减小。同时利用二维粒子图像测速仪(Particle Image Velocimetry,简称PIV)测量了扩压叶片绕流流场。获... 利用合成射流发生器对于一台环形扩压叶栅进行了流动主动控制的探索,发现适当的非定常激励方式可以使得环形叶栅的总压损失明显减小。同时利用二维粒子图像测速仪(Particle Image Velocimetry,简称PIV)测量了扩压叶片绕流流场。获得了不同攻角下,在不同的激励频率和激励强度下,流场结构的变化。结果表明非定常激励可以使叶片绕流流场结构发生明显变化。在合适的非定常激励下,扩压叶片的叶背分离流动得到明显抑制,尾迹漩涡的强度和尾迹宽度均明显减小,流线分布比无非定常激励时更加平滑。实验结果能够与环形叶栅时均总压损失的变化相吻合。对于这一非定常控制方法的作用机理也进行了初步的分析。 展开更多
关键词 航空 航天推进系统 环形扩压叶栅 合成射流 流动控制 非定常流动 粒子图像测速仪(PIV)
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S弯扩压器内旋流的自动抑制 预览 被引量:1
7
作者 梁德旺 郭荣伟 《南京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 1996年第6期 750-754,共5页
旋流的自动抑制意在建立-控制系统对飞行中进气道内旋流进行实时控制,以求在各种飞行状态下,进气道内旋流均较小。文中首先对旋流的监控进行了广泛、深入的探讨和分析,给出了监控参数与旋流之间的关系及控制措施对其关系的影响。接... 旋流的自动抑制意在建立-控制系统对飞行中进气道内旋流进行实时控制,以求在各种飞行状态下,进气道内旋流均较小。文中首先对旋流的监控进行了广泛、深入的探讨和分析,给出了监控参数与旋流之间的关系及控制措施对其关系的影响。接着建立了一套简单的旋流自动抑制系统,其中以进口段可调导流叶片作为控制措施,用卞进电机带动叶片转动,通过对旋流状态的监测,由一台386微机计算、比较并调整叶片的角度。实验证实,该系统工作 展开更多
关键词 旋流 S-弯 扩压器 流动控制 航空发动机
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矩形通道内气膜出流对内换热的影响规律 预览 被引量:2
8
作者 丁水汀 侯晓静 +1 位作者 徐国强 邓宏武 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2007年第4期 418-421,共4页
研究对象为矩形通道,包括2个直肋和9个气膜孔,主要研究气膜的出流比、开孔率对通道内换热的影响,温度场的测量采用了热色液晶测温技术.实验发现气膜出流对换热有强化作用,气膜孔对通道平均换热影响也与其在肋间的位置有关,其中肋... 研究对象为矩形通道,包括2个直肋和9个气膜孔,主要研究气膜的出流比、开孔率对通道内换热的影响,温度场的测量采用了热色液晶测温技术.实验发现气膜出流对换热有强化作用,气膜孔对通道平均换热影响也与其在肋间的位置有关,其中肋后孔的影响最大.在不同的雷诺数下,开一个气膜孔时,出流比在6%~8%之间通道壁面内换热效果最好,低雷诺数下增强换热的效果显著;研究孔边的换热规律发现,在孔下游换热明显增强,从孔边到下游5倍孔直径处,强化换热比在1.1倍以上;此外还研究了开孔率对增强换热的影响规律. 展开更多
关键词 液晶 气膜冷却 出流比 开孔率
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核心机驱动风扇级可变弯度导叶设计方法 被引量:2
9
作者 王前 胡骏 +1 位作者 屠宝锋 严伟 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2016年第10期1855-1859,共5页
为设计出适用于核心机驱动风扇级的可变弯度导叶,在基础叶型设计的基础上,采用数值计算方法详细分析了缝隙形式以及设计点的选取对可变弯度导叶性能的影响。计算结果表明:不同的气流转折角对应着不同的最佳基础叶型;在缝隙设计中采用Co... 为设计出适用于核心机驱动风扇级的可变弯度导叶,在基础叶型设计的基础上,采用数值计算方法详细分析了缝隙形式以及设计点的选取对可变弯度导叶性能的影响。计算结果表明:不同的气流转折角对应着不同的最佳基础叶型;在缝隙设计中采用Coanda型线可以有效提高泄漏流的附壁性能,抑制缝隙后附面层的发展,提高可变弯度导叶性能;可变弯度导叶出口气流角变化范围较大,设计点的选取对可变弯度导叶的性能有显著的影响。 展开更多
关键词 核心机驱动风扇级 可变弯度导叶 基础叶型 Coanda效应 设计点选取
一种新型吹吸气相结合的方法控制流动分离 预览
10
作者 贲宝佳 《科技创新与应用》 2017年第2期56-56,共1页
针对不同飞机在大迎角下出现流动分离的现象,文章采用新型吹吸气相结合的方法控制机翼后缘分离,运用CFD数值模拟的方法进行此次研究。研究结果表明,采用吹吸气相结合的方法可明显抑制流动分离,并具有显著的增升效果。
关键词 吹吸气结合 N-S方程 控制流动分离
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基于遗传算法的航空发动机转子动平衡优化计算 预览 被引量:1
11
作者 解梦涛 文敏 +1 位作者 陶冶 张强 《现代机械》 2017年第3期19-22,共4页
为实现航空发动机装机状态下转子动平衡功能,利用影响系数配平法结合遗传算法建立转子动平衡优化算法,该算法可用于计算真实航空发动机转子动平衡方案。通过发动机低压转子单面配平试验数据验证所建立动平衡优化算法的有效性;最终,利用... 为实现航空发动机装机状态下转子动平衡功能,利用影响系数配平法结合遗传算法建立转子动平衡优化算法,该算法可用于计算真实航空发动机转子动平衡方案。通过发动机低压转子单面配平试验数据验证所建立动平衡优化算法的有效性;最终,利用该算法进行航空发动机转子动平衡方案计算,结果显示,单次配平可将发动机各测点在各转速下的最大振动值降低55.3%,表明其工程应用中的有效性。该算法可利用航线飞行中记录的发动机振动数据进行低压转子动平衡,使低压转子振动始终维持在较小水平,对提高发动机可靠性及使用寿命具有重要意义。 展开更多
关键词 航空发动机 动平衡 影响系数 遗传算法 优化计算
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高速柔性转子支承松动力学特征及动力特性 被引量:2
12
作者 于欢 马艳红 +1 位作者 肖森 洪杰 《北京航空航天大学学报》 EI CSCD 北大核心 2017年第8期1677-1683,共7页
针对高速柔性转子支承松动的结构特征、力学特征以及多支点转子系统动力学设计的需要,研究了转子支承结构松动引起支承刚度非连续变化的产生机理,建立了支承松动转子系统动力学模型,分析了支承松动转子系统存在混沌运动的条件,即当转子... 针对高速柔性转子支承松动的结构特征、力学特征以及多支点转子系统动力学设计的需要,研究了转子支承结构松动引起支承刚度非连续变化的产生机理,建立了支承松动转子系统动力学模型,分析了支承松动转子系统存在混沌运动的条件,即当转子动力特性对支承刚度变化敏感时,受支承刚度阶跃影响,支承松动转子系统会产生混沌运动。根据多支点转子系统动力学特性与支承结构位置、刚度的相关性,采用优化支承位置和支承刚度的方法,使转子动力特性对支承刚度非连续变化不敏感,为多支点高速柔性转子系统的动力学优化设计提供了设计途径。 展开更多
关键词 柔性转子 支承松动 力学特征 动力特性 优化设计
吸力面波系分布对风扇激波噪声的影响
13
作者 葛健 柳阳威 +2 位作者 周振华 陆利蓬 孙晓峰 《工程热物理学报》 CSCD 北大核心 2018年第11期2389-2397,共9页
数值探究了前缘和吸力面的形状对风扇激波噪声的影响,分析讨论了吸力面上膨胀波和压缩波与前伸激波的干涉对激波噪声的影响机理,提出了降低风扇激波噪声的前缘和吸力面改型方法,分别在一个二维超声叶型和一个三维跨声转子上进行实验。... 数值探究了前缘和吸力面的形状对风扇激波噪声的影响,分析讨论了吸力面上膨胀波和压缩波与前伸激波的干涉对激波噪声的影响机理,提出了降低风扇激波噪声的前缘和吸力面改型方法,分别在一个二维超声叶型和一个三维跨声转子上进行实验。结果表明优化后的前缘和吸力面形状可有效减弱吸力峰的强度,消除气流在前缘附近的过膨胀和再压缩过程,改善吸力面的波系分布,可降低二维超声叶型的激波噪声约3 dB,降低三维跨声转子的激波噪声约1.5 dB。 展开更多
关键词 激波噪声 前缘 叶型优化 吸力峰
涡桨发动机高速转子临界转速调整措施分析 预览 被引量:3
14
作者 邓旺群 范潘潘 +2 位作者 袁胜 何萍 夏锟 《燃气涡轮试验与研究》 北大核心 2016年第5期21-24,62共5页
针对支承刚度、轮盘质量、低压轴壁厚对涡桨发动机低压模拟转子临界转速的影响开展研究,为临界转速的调整试验提供理论依据。采用有限元方法建立了低压模拟转子的计算模型,在不同支承刚度、轮盘质量和低压轴壁厚下,利用SAMCEF/ROTOR... 针对支承刚度、轮盘质量、低压轴壁厚对涡桨发动机低压模拟转子临界转速的影响开展研究,为临界转速的调整试验提供理论依据。采用有限元方法建立了低压模拟转子的计算模型,在不同支承刚度、轮盘质量和低压轴壁厚下,利用SAMCEF/ROTOR分析软件对转子前三阶临界转速进行了系统计算,揭示了转子前三阶临界转速随支承刚度、轮盘质量和低压轴壁厚的变化规律,并提出了相应的调整措施,具有工程应用价值。 展开更多
关键词 航空发动机 转子动力学 低压模拟转子 有限元法 临界转速 变化规律 调整措施
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基于脉动压力变化率的航空发动机喘振检测方法 预览
15
作者 雷杰 房剑锋 雷晓波 《燃气涡轮试验与研究》 北大核心 2019年第2期1-6,共6页
根据发动机发生喘振故障时气流脉动压力会急剧变化这一特征,通过测量和计算压气机出口脉动压力变化率实时检测喘振的发生。对动态压力信号进行预处理以提取特定频段内的脉动压力,计算固定周期内脉动压力变化率;依据发动机整机地面试验... 根据发动机发生喘振故障时气流脉动压力会急剧变化这一特征,通过测量和计算压气机出口脉动压力变化率实时检测喘振的发生。对动态压力信号进行预处理以提取特定频段内的脉动压力,计算固定周期内脉动压力变化率;依据发动机整机地面试验结果设定喘振检测阈值及判据,判断脉动压力变化率是否满足判据来实现喘振检测。利用该方法成功检测出发动机飞行试验中的两次喘振故障。分析得出:发动机未发生喘振时,地面试验和飞行试验脉动压力变化率差异很小;发生喘振时,脉动压力变化率绝对值急剧增大;发动机在稳态和瞬态过程稳定工作时,脉动压力变化率不受发动机工作状态变化的影响。 展开更多
关键词 航空发动机 喘振 压力变化率 特征提取 在线检测 飞行试验
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基于灰色理论的航空发动机可靠性指标评估方法 被引量:6
16
作者 王大伟 王伟 冯振宇 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2014年第7期874-881,共8页
以层次分析理论为基础,采用二次分布和灰色理论综合评估方法,建立了航空发动机可靠性指标评估模型。将发动机可靠性指标分为总体级、危害度级、故障模式三个层次,故障模式级的数据融合采用二次分布和加权平均的方法,危害度级的数据融合... 以层次分析理论为基础,采用二次分布和灰色理论综合评估方法,建立了航空发动机可靠性指标评估模型。将发动机可靠性指标分为总体级、危害度级、故障模式三个层次,故障模式级的数据融合采用二次分布和加权平均的方法,危害度级的数据融合采用层次分析-灰色理论综合评估方法,将航空发动机可靠性指标分散描述成属于不同灰类的向量,将评估灰类向量进行单值化处理得到发动机总体可靠性指标,实现了发动机可靠性指标从故障模式级到危害度级再到总体指标的逐步融合。对某型涡扇发动机应用表明,基于层次分析-灰色理论的评估模型应用范围广泛,对数据的分布类型不予限制,评估结构清晰,分层次反映了发动机的可靠性状态。 展开更多
关键词 航空发动机 可靠性评估 灰色理论 数据融合
Experimental investigation on the flow structure over a simplified Papilio Ulysses model 被引量:1
17
作者 HU Ye WANG JinJun +1 位作者 ZHANG PanFeng ZHANG Cao 《中国科学通报:英文版》 SCIE CAS 2009年第6期1026-1031,共6页
蝴蝶的空气动力学的特征,特别能海外移居的那些,因为他们比象 drosophilae 和蜜蜂那样的另外的昆虫有大规模翼展和更低的 flapping 频率,收到了很多注意。这个工作的目的是在 Papilio 尤利西斯的一个简化模型上调查流动结构,一个种... 蝴蝶的空气动力学的特征,特别能海外移居的那些,因为他们比象 drosophilae 和蜜蜂那样的另外的昆虫有大规模翼展和更低的 flapping 频率,收到了很多注意。这个工作的目的是在 Papilio 尤利西斯的一个简化模型上调查流动结构,一个种迁移的蝴蝶通过氢水泡可视化,和领先的旋涡,翼尖旋涡,分离水泡和马蹄铁旋涡醒来被观察。而且,有攻击的角度的这些结构的变化详细被讨论。类似于 inversed 汉字的领先的旋涡的一种新类型“八 ' 在实验被观察。 展开更多
关键词 流场结构 凤蝶 模型 实验 空气动力特性 流动结构 可视化 马蹄涡
《农村沼气技术500问》摘选 预览
18
《中国沼气》 2009年第2期 51,共1页
●沼气灯灯光忽明忽暗是什么原因?怎样排除? 沼气灯灯光忽明忽暗的主要原因是: (1)引射器设计、加工得不好,导致燃烧不稳定。 (2)输气管内积水,或局部堵塞。
关键词 沼气技术 农村 沼气灯 引射器 不稳定 原因 灯光
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低雷诺数下跨声速转子流动失稳及周向槽处理机匣扩稳 被引量:1
19
作者 夏钦斌 王如根 +1 位作者 李勇 郭飞飞 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2010年第3期340-344,共5页
采用数值方法模拟了低雷诺数条件下NASA Rotor 37跨声速压气机转子内部流场。结果表明,附面层径向涡是该压气机转子流动失稳的一个很重要的原因。根据该压气机转子低雷诺数条件下流动失稳的特点,研究了周向槽处理机匣结构对其性能的影... 采用数值方法模拟了低雷诺数条件下NASA Rotor 37跨声速压气机转子内部流场。结果表明,附面层径向涡是该压气机转子流动失稳的一个很重要的原因。根据该压气机转子低雷诺数条件下流动失稳的特点,研究了周向槽处理机匣结构对其性能的影响。结果表明,引入处理机匣后,附面层径向涡得到一定程度的抑制,由附面层径向涡所引发的叶顶阻塞区有所减小,提高了压气机转子的失速裕度。 展开更多
关键词 压气机 流动失稳 低雷诺数 机匣处理 附面层径向涡 叶顶间隙流
S弯进气道内流分离数值仿真 预览 被引量:4
20
作者 刘月玲 乔渭阳 许开富 《计算机仿真》 CSCD 北大核心 2010年第10期 29-32,共4页
在现代战斗机的发动机问题的研究中,S进气道是现代航空战斗机推进系统的一个重要组成部分,进气道内的流场品质会显著影响发动机性能。由于进气道内部流动的复杂性,为进气道内的流动特性优化和改善畸变问题,采用计算流体力学方法,空间离... 在现代战斗机的发动机问题的研究中,S进气道是现代航空战斗机推进系统的一个重要组成部分,进气道内的流场品质会显著影响发动机性能。由于进气道内部流动的复杂性,为进气道内的流动特性优化和改善畸变问题,采用计算流体力学方法,空间离散格式采用二阶精度的高精度数值格式,应用基于Rhie和Chow法则的压力-速度耦合算法来求解雷诺平均的N-S方程,对S进气道内部流场进行了数值仿真,主要对S进气道内部流场总性能和流场发展细节进行了研究。数值计算结果反映出了流场的基本物理现象:出口气体畸变和气流分离的发展。同时也说明了所采用的研究方法是可行的,并为S进气道内部气流分离控制奠定了理论基础。 展开更多
关键词 三维流场 总性能 流场细节
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