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多层界面相陶瓷基复合材料裂纹偏转机制模拟
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作者 方光武 高希光 宋迎东 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第8期1805-1812,共8页
针对多层界面相陶瓷基复合材料(CMCs)裂纹偏转机制进行了有限元模拟。在圆柱单胞模型中,按照界面相各亚层的实际厚度建立多层界面相几何模型,然后赋予各亚层对应的组分材料参数,获取轴对称有限元模型。在此基础上,采用虚拟裂纹闭合技术(... 针对多层界面相陶瓷基复合材料(CMCs)裂纹偏转机制进行了有限元模拟。在圆柱单胞模型中,按照界面相各亚层的实际厚度建立多层界面相几何模型,然后赋予各亚层对应的组分材料参数,获取轴对称有限元模型。在此基础上,采用虚拟裂纹闭合技术(VCCT)分别计算基体裂纹在界面相处偏转与穿透两种情形的能量释放率Gd和Gp,根据断裂力学准则实现对裂纹在多层界面相内部偏转机制的分析。可以看出:各向异性界面相比各向同性界面相内部的Gd/Gp比值更大,更利于裂纹偏转的发生;总厚度相同的多层界面相与单层界面相相比,其内部的Gd/Gp比值更高,裂纹在其内部发生偏转的机会更多,且五层界面相(PyC/SiC/PyC/SiC/PyC)比三层界面相(PyC/SiC/PyC)更利于裂纹发生偏转。 展开更多
关键词 陶瓷基复合材料 多层界面相 裂纹 偏转 虚拟裂纹闭合技术(VCCT)
组喷孔喷嘴对双对置柴油机喷雾及燃烧的影响
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作者 周健豪 盛雪爽 +2 位作者 杨海青 赵万忠 宋廷伦 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第1期18-26,共9页
针对双对置柴油机混合气形成困难的特点,采用CONVERGE CFD软件,建立双对置柴油机数值仿真模型。设计3种汇聚型组喷孔喷嘴的喷孔布置方案,研究在保持喷油压力不变的前提下,对3种方案下喷雾、混合气形成和燃烧过程进行分析。结果表明:与... 针对双对置柴油机混合气形成困难的特点,采用CONVERGE CFD软件,建立双对置柴油机数值仿真模型。设计3种汇聚型组喷孔喷嘴的喷孔布置方案,研究在保持喷油压力不变的前提下,对3种方案下喷雾、混合气形成和燃烧过程进行分析。结果表明:与传统喷嘴相比,改进后的组喷孔喷嘴对喷雾贯穿距影响较小,有利于缸内湍流动能的提高,加快缸内混合气的形成速率。同时,组喷孔喷嘴使燃油分布更加均匀,分布区域也更广,有利于改善油气混合质量,提高双对置发动机气缸压力和燃烧效率,达到提升双对置发动机性能的效果。其中,第3种组喷孔布置方案下发动机指示功率可提高7.6%。 展开更多
关键词 组喷孔喷嘴 双对置柴油机 喷雾 混合气形成 燃烧
虑及高循环疲劳的裂纹型外物损伤叶片的可用极限
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作者 贾旭 胡绪腾 宋迎东 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第2期292-304,共13页
为了发展一种航空发动机钛合金风扇/压气机叶片外物损伤(FOD)可用极限的确定方法,对典型叶片的可用极限进行了调研,基于裂纹门槛值原理建立了应力比相关的FOD裂纹不扩展等值曲线图,根据TC4钛合金不同应力比下材料的疲劳耐久性极限强度... 为了发展一种航空发动机钛合金风扇/压气机叶片外物损伤(FOD)可用极限的确定方法,对典型叶片的可用极限进行了调研,基于裂纹门槛值原理建立了应力比相关的FOD裂纹不扩展等值曲线图,根据TC4钛合金不同应力比下材料的疲劳耐久性极限强度对比了两种裂纹不扩展判据的适用性,通过该方法确定了一种典型风扇叶片撕裂/裂纹型外物损伤的可用极限。结果表明:现有维修手册中对叶片不同区域不同类型FOD的可用极限要求不同,FOD可用极限的主要限制尺寸为损伤深度,深度限制一般在1mm以内。通过裂纹不扩展等值曲线图确定的典型风扇叶片撕裂/裂纹型FOD可用极限分布在0.020~0.525mm内,可用极限沿叶片展向分布可分为三个区域:叶根区可用极限约0.08mm,叶中区可用极限约0.3mm,叶尖区可用极限约0.5mm,越靠近叶根可用极限越小。 展开更多
关键词 外物损伤(FOD) 钛合金 风扇/压气机叶片 可用极限 裂纹门槛值
气动推力矢量无舵面飞翼的飞行实验
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作者 林泳辰 徐惊雷 +2 位作者 韩杰星 黄帅 汪阳生 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第3期701-707,共7页
为实现对无舵面飞翼姿态的控制,针对基本型旁路式双喉道气动推力矢量喷管提出了"单发倒Ⅴ双喷管"布局。随后对该布局的喷管进行测力实验,并且最终将其安装在飞行器上进行了成功试飞,并对采集到的飞行数据进行了分析。结果表明... 为实现对无舵面飞翼姿态的控制,针对基本型旁路式双喉道气动推力矢量喷管提出了"单发倒Ⅴ双喷管"布局。随后对该布局的喷管进行测力实验,并且最终将其安装在飞行器上进行了成功试飞,并对采集到的飞行数据进行了分析。结果表明:喷管矢量角随喷管阀门开度基本呈线性变化,且无滞回性;安装该布局喷管的飞行器可以不通过舵面控制,仅仅依靠旁路式双喉道气动推力矢量喷管即可有效地控制飞行器姿态;对于所研究的飞行器,在滚转机动性方面,矢量控制与舵面控制效果相近,而对于俯仰机动性,矢量控制效果较弱;后续如果使用该布局喷管控制飞行器姿态时,应当增大两个喷管之间的夹角,将更适用于飞翼布局飞行器的操纵。 展开更多
关键词 旁路式双喉道气动推力矢量喷管 无舵面飞行 喷管测力实验 飞行实验 飞翼
反旋进气混合式减涡结构流动特性数值计算
5
作者 田冉冉 毛军逵 +3 位作者 范俊 魏嵩 王龙飞 屠泽灿 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第8期1677-1687,共11页
提出了一种将反旋进气孔与减涡管相结合的混合式减涡器,数值研究了其减阻引气效果,分析了旋转雷诺数、无量纲入口质量流量对内部流场结构和压力损失的影响。研究发现:在混合式减涡器引气结构中,静压沿径向平缓降低,在周向分布均匀;随着... 提出了一种将反旋进气孔与减涡管相结合的混合式减涡器,数值研究了其减阻引气效果,分析了旋转雷诺数、无量纲入口质量流量对内部流场结构和压力损失的影响。研究发现:在混合式减涡器引气结构中,静压沿径向平缓降低,在周向分布均匀;随着无量纲入口质量流量或旋转雷诺数的增加,引气结构总压降呈现单调上升的趋势,其中在高旋转雷诺数、低无量纲质量流量工况下具有突出的减阻性能,其对应的湍流参数为0.106 4~0.324 5。相比于简单盘腔,反旋进气孔式及管式减涡器的压力损失分别降低62.5%、60.5%,混合式减涡器可降低80.4%,体现出良好的减阻引气效果。 展开更多
关键词 旋转盘腔 引气系统 混合式减涡器 反旋 压力损失 流动特性
带集气腔的脉冲射流冲击换热实验和数值研究
6
作者 唐婵 张靖周 +1 位作者 谭晓茗 吕元伟 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第6期1334-1343,共10页
实验和数值研究了带集气腔的单股脉冲射流冲击平直靶面对流换热特性。实验测试的脉冲频率(f)为5~40Hz,射流雷诺数(Re)为5 000~15 000,脉冲占空比(R)为0.2~0.8,射流冲击间距比(H/d)为2~10;相对于实验测试,数值计算的参数范围有所拓宽,即... 实验和数值研究了带集气腔的单股脉冲射流冲击平直靶面对流换热特性。实验测试的脉冲频率(f)为5~40Hz,射流雷诺数(Re)为5 000~15 000,脉冲占空比(R)为0.2~0.8,射流冲击间距比(H/d)为2~10;相对于实验测试,数值计算的参数范围有所拓宽,即5Hz≤f≤200Hz,5 000≤Re≤20 000,0.2≤R≤1.0。研究结果表明,与无集气腔脉冲射流相比,带集气腔的脉冲射流能够增强对流换热,在驻点附近的努塞尔数大约有8%~19%的提高;集气腔的存在,在射流出口处形成紧缩效应而提高脉冲值班阶段的射流趋近靶面速度,同时在非值班阶段能够形成一定的流动惯性效应。在研究的参数范围内,存在特定的、相对较优的脉冲参数,如f=80Hz,R=0.8,对于受限空间的脉冲射流冲击,H/d=4是相对较优的射流冲击间距比。 展开更多
关键词 射流冲击 脉冲射流 集气腔 射流孔 对流换热
GH4169高温合金的动态力学行为及其本构关系 预览
7
作者 刘晓 闫欢松 +3 位作者 孔祖开 赵振华 刘璐璐 陈伟 《机械工程材料》 CAS CSCD 北大核心 2019年第1期75-81,共7页
采用材料试验机对GH4169高温合金光滑试样与缺口试样进行应变速率为0.000 1~0.010 0s^-1下的室温准静态拉伸试验,再利用分离式霍普金森拉、压杆装置进行温度为20~400℃、应变速率为1×10^2~4×10^3 s^-1下的动态拉伸、压缩试验... 采用材料试验机对GH4169高温合金光滑试样与缺口试样进行应变速率为0.000 1~0.010 0s^-1下的室温准静态拉伸试验,再利用分离式霍普金森拉、压杆装置进行温度为20~400℃、应变速率为1×10^2~4×10^3 s^-1下的动态拉伸、压缩试验,得到准静态和动态下的真应力-真应变曲线与失效应变;根据试验数据,采用分步拟合法确定了Johnson-Cook材料模型和失效模型参数,基于Johnson-Cook模型对动态压缩行为进行模拟,并进行试验验证。结果表明:GH4169高温合金的屈服强度随应变速率的增大而增大,随试验温度的升高而降低,该合金具有应变速率强化效应和温度软化效应;模拟结果与试验结果吻合得较好,真应力-真应变曲线的最大相对误差为5.91%,表明经修正后的Johnson-Cook模型可较好地描述GH4169高温合金的动态力学行为。 展开更多
关键词 GH4169高温合金 应变速率强化 温度软化 本构模型
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椭圆槽气膜冷却结构的优化研究
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作者 冯红科 王春华 +1 位作者 范芳苏 张靖周 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第5期1099-1106,共8页
针对椭圆槽气膜冷却结构展开优化研究,优化参数为椭圆长轴长度L1、椭圆短轴长度L2和槽深h,优化目标为最大化气膜绝热冷却效率。首先对椭圆槽气膜冷却物理模型进行计算流体力学方法求解,获得一定容量的数据样本;并基于数据样本训练支持... 针对椭圆槽气膜冷却结构展开优化研究,优化参数为椭圆长轴长度L1、椭圆短轴长度L2和槽深h,优化目标为最大化气膜绝热冷却效率。首先对椭圆槽气膜冷却物理模型进行计算流体力学方法求解,获得一定容量的数据样本;并基于数据样本训练支持向量机参数,建立优化代理模型;最后引入遗传算法在优化区间内进行寻优,获得最佳的椭圆槽结构。在吹风比为0.6的工况下,优化后的L1,L2和h分别为2.22D,2.65D和0.74D(D为气膜孔径),冷却效率较参考结构提升了42%;在吹风比为1.2的工况下,优化后的L1,L2和h分别为3.60D,2.70D和0.67D,冷却效率较参考结构提升了73%。通过优化,气膜孔下游截面肾型涡对得到有效抑制,而反肾型涡对则被强化,气膜展向覆盖能力明显增强。优化结果表明了支持向量机代理模型和遗传算法在气膜冷却结构优化的有效性。 展开更多
关键词 优化 支持向量机 代理模型 遗传算法
蒸汽吸入对稳定性影响中修正关联方法的研究
9
作者 徐浩洋 胡骏 屠宝锋 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第3期532-541,共10页
为了在蒸汽吸入的条件下更加准确地模拟压气机的失速边界,基于一种改进的多子压气机模型发展了一个二维稳定性分析模型。该模型通过求解带有源项的可压缩二维Euler方程组,实现对压气机的模拟。叶片对气流的作用力和做功源项是根据压气... 为了在蒸汽吸入的条件下更加准确地模拟压气机的失速边界,基于一种改进的多子压气机模型发展了一个二维稳定性分析模型。该模型通过求解带有源项的可压缩二维Euler方程组,实现对压气机的模拟。叶片对气流的作用力和做功源项是根据压气机输入的总压比和效率计算得到,并采用总压比、效率与叶片进口气动参数之间修正的关联方法。利用该模型计算压气机在吸入蒸汽下的失速边界,并与输入的稳态特性计算的失速边界结果对比来研究失速边界的变化情况。结果表明:在总温畸变一定的情况下,吸入的蒸汽量越多压气机失速边界的流量就越大。计算结果显示这个修正的关联方法实现了气体性质对压气机特性线影响的改进。 展开更多
关键词 关联方法 蒸汽吸入 压气机 平行压气机模型
叶栅式反推力装置推力性能研究 预览
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作者 陈俊 雷晗 单勇 《航空计算技术》 2019年第2期34-36,42共4页
开展了叶栅式反推力装置的三维数值仿真工作,计算分析了叶栅进气角、排气角和叶栅稠密度对装置反推力性能的影响。结果表明:进气角度和排气角度的增大均导致装置的反推力效率升高,总压恢复系数降低;叶栅稠密度小于1.08时,反推力效率随... 开展了叶栅式反推力装置的三维数值仿真工作,计算分析了叶栅进气角、排气角和叶栅稠密度对装置反推力性能的影响。结果表明:进气角度和排气角度的增大均导致装置的反推力效率升高,总压恢复系数降低;叶栅稠密度小于1.08时,反推力效率随着叶栅稠密度的增大而增加,在稠密度达到1.08后基本不再变化;总压恢复系数随着稠密度的增加先减小后增大,在叶栅稠密度等于0.9时达到最小值。 展开更多
关键词 反推力装置 叶栅参数 总压恢复系数 反推力效率
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基于SLDV技术的薄壁机匣三维全场模态测试方法
11
作者 陈香 臧朝平 +2 位作者 朱靖 滕光蓉 董军 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第2期274-281,共8页
提出了基于扫描式激光多普勒测振(SLDV)技术的薄壁机匣模态测试方法,实现了薄壁机匣的三维全场振动测试。基于LDV(laser Doppler vibrometry)测试原理,建立了机匣结构分片三维激光测量方法和拼接技术,实现了三维激光测试数据的处理,准... 提出了基于扫描式激光多普勒测振(SLDV)技术的薄壁机匣模态测试方法,实现了薄壁机匣的三维全场振动测试。基于LDV(laser Doppler vibrometry)测试原理,建立了机匣结构分片三维激光测量方法和拼接技术,实现了三维激光测试数据的处理,准确识别出了机匣的各阶模态参数,并与传统加速度传感器获取的测试结果进行了相关性分析。分析结果显示:两种测试结果的模态振型NCO(normalized cross orthogonality)值均在0.9左右,频差较小,验证了薄壁机匣扫描式激光多普勒三维全场测试的可行性和优越性。 展开更多
关键词 薄壁机匣 非接触 三维振动测试 扫描式激光多普勒测振(SLDV) 模态实验
螺旋桨滑流对发动机进气道气动性能的影响
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作者 周诗睿 李博 +1 位作者 周杨 张振臻 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第6期1322-1333,共12页
针对螺旋桨/短舱/进气道一体化构型,采用多重参考系(MRF)法和滑移网格非定常法进行了数值模拟研究,实现了螺旋桨/短舱/进气道一体化内外流耦合流场仿真,研究了不同工况下螺旋桨滑流对进气道气动性能的影响,并与无桨构型的进气道性能进... 针对螺旋桨/短舱/进气道一体化构型,采用多重参考系(MRF)法和滑移网格非定常法进行了数值模拟研究,实现了螺旋桨/短舱/进气道一体化内外流耦合流场仿真,研究了不同工况下螺旋桨滑流对进气道气动性能的影响,并与无桨构型的进气道性能进行了对比,最后通过数值分析解释了螺旋桨桨盘后总压上升的原因。结果表明:多重参考系法和滑移网格非定常法对进气道出口的时均参数的计算结果吻合较好,多重参考系法可用于螺旋桨及进气道的气动性能参数计算;螺旋桨做功使进气道总压恢复系数增高,螺旋桨转速越大,总压恢复系数的增量就越大,且螺旋桨滑流使进气道出口畸变指数明显增大;通过数值分析推导的桨盘前后总压关系公式与仿真结果的误差均在3%以内。 展开更多
关键词 螺旋桨 滑流 进气道 涡桨发动机 多重参考系
振动凸包控制低雷诺数高负荷低压涡轮叶栅层流分离的数值研究 被引量:1
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作者 杨荣菲 徐堃 +1 位作者 仲冬冬 葛宁 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第2期267-275,共9页
为了抑制高载荷低压涡轮PAKB叶栅在低雷诺数2.5×104工况下的层流分离,在叶片吸力面布置振动凸包进行主动流动控制,凸包为半正弦型几何,以最大振幅1mm、频率200Hz垂直于壁面按正弦波形非定常振动,通过非定常数值方法研究了振动凸包... 为了抑制高载荷低压涡轮PAKB叶栅在低雷诺数2.5×104工况下的层流分离,在叶片吸力面布置振动凸包进行主动流动控制,凸包为半正弦型几何,以最大振幅1mm、频率200Hz垂直于壁面按正弦波形非定常振动,通过非定常数值方法研究了振动凸包位置、几何宽度对叶栅气动性能的影响。结果表明,最佳振动凸包位置位于峰值速度点上游附近,叶栅总压损失系数相较无控叶栅而言降低28.8%,而位于分离点下游以及峰值速度点远上游的振动凸包恶化了叶栅性能;当振动凸包置于吸力面最佳位置时,凸包几何宽度对叶栅损失的影响较小。振动凸包流动控制机理来源于附着于叶片吸力面的连续凸包脱落涡团,涡团通过增加主流与壁面低能流体之间的能量交换,将低能流体限制于壁面附近,有利于抑制大尺度流动分离。 展开更多
关键词 振动凸包 高载荷低压涡轮 低雷诺数 主动流动控制 附着涡团
连续双扫掠激波/湍流边界层干扰流动特性研究
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作者 盛发家 谭慧俊 +3 位作者 黄河峡 刘亚洲 高婉宁 王卫星 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第5期1023-1031,共9页
为了探究连续双扫掠激波/湍流边界层干扰的流动特性,采用仿真方法对一双尖鳍/平板物理模型进行研究。结果表明:双扫掠激波/湍流边界层干扰形成的两个干扰区存在明显的相干现象,虽然第一道扫掠激波/边界层干扰流动仍具有典型的准锥形相... 为了探究连续双扫掠激波/湍流边界层干扰的流动特性,采用仿真方法对一双尖鳍/平板物理模型进行研究。结果表明:双扫掠激波/湍流边界层干扰形成的两个干扰区存在明显的相干现象,虽然第一道扫掠激波/边界层干扰流动仍具有典型的准锥形相似特性,但受其干扰所形成的非均匀流的影响,第二道扫掠激波/边界层干扰却不再具有准锥形相似特性,同时第二个干扰区将影响其上游临近气流的运动甚至影响第一个干扰区的再附线和分离线等结构。两个干扰区形成各自的λ波结构,并且沿着流向两个干扰区内的激波结构相互汇聚,最终合并为单个更强的λ波结构;不仅如此,两个干扰区内还形成了复杂的旋涡结构,包括一级主旋涡和二级主旋涡,这些旋涡向下游运动,最终融合成一个尺度更大的锥形主旋涡。 展开更多
关键词 激波 湍流 边界层干扰 流动特性 主旋涡
基于模糊决策方法的转子系统优化设计 预览
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作者 王飞 罗贵火 崔海涛 《机械设计与制造》 北大核心 2019年第7期39-43,47共6页
为提升转子系统多目标优化的效率,首先对比分析了求解临界转速的坎贝尔图法和特征方程法,随后通过第二代非支配排序遗传算法(NSGA-II)和特征方程法对转子系统临界转速和重量进行了多目标优化。最后基于聚类分析和模糊隶属函数,给出了无... 为提升转子系统多目标优化的效率,首先对比分析了求解临界转速的坎贝尔图法和特征方程法,随后通过第二代非支配排序遗传算法(NSGA-II)和特征方程法对转子系统临界转速和重量进行了多目标优化。最后基于聚类分析和模糊隶属函数,给出了无偏好和有偏好情况下从最优折衷解集中选择最终方案的准则和方法。结果表明:特征方程法计算精度与坎贝尔图法相当,但效率远高于坎贝尔图法,更适合用于转子系统临界转速的优化;提出的准则和方法能够成功处理从最优折衷解集中进行选择的问题。 展开更多
关键词 转子动力学 优化设计 特征方程法 临界转速 多目标遗传算法 聚类分析
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基于ADMM算法的航空发动机模型预测控制
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作者 单睿斌 李秋红 +2 位作者 何凤林 冯海龙 管庭筠 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第6期1240-1247,共8页
为了提升航空发动机非线性模型预测控制(MPC)的实时性,将交替方向乘子法(ADMM)应用于模型预测控制的滚动优化中。基于状态空间模型构造预测方程,通过引入辅助变量和对偶变量,将二次型性能指标和发动机约束改写为适合ADMM算法求解的形式... 为了提升航空发动机非线性模型预测控制(MPC)的实时性,将交替方向乘子法(ADMM)应用于模型预测控制的滚动优化中。基于状态空间模型构造预测方程,通过引入辅助变量和对偶变量,将二次型性能指标和发动机约束改写为适合ADMM算法求解的形式。在航空发动机部件级模型上开展的仿真结果表明,基于ADMM算法的单变量模型预测能够实现对指令信号的高性能跟踪和约束的有效管理。相比于内点法(IPM),ADMM算法在滚动优化过程中,在不同控制指令下,均具有更高的实时性,且在预测时域增加的情况下,计算耗时增加更少,验证了其在模型预测控制中应用的有效性。 展开更多
关键词 航空发动机 模型预测控制 交替方向乘子法(ADMM) 二次规划(QP) 实时性
并联式TBCC排气系统模态转换过程的流场特性研究 预览
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作者 汪丰 徐惊雷 汪阳生 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2019年第3期68-75,共8页
为了研究并联式TBCC(Turbine Based Combined Cycle)排气系统在模态转换过程中出口流场的变化特性及其气动性能的变化规律,采用动网格等技术完成了某并联式TBCC组合排气系统在整个模态转换过程中的非定常数值模拟。同时,对该排气系统模... 为了研究并联式TBCC(Turbine Based Combined Cycle)排气系统在模态转换过程中出口流场的变化特性及其气动性能的变化规律,采用动网格等技术完成了某并联式TBCC组合排气系统在整个模态转换过程中的非定常数值模拟。同时,对该排气系统模态转换过程中若干工况时的冷流进行了风洞试验,并将试验与数值仿真结果进行比较。研究结果表明:模态转换过程中,并联式TBCC排气系统出口流场的波系结构十分复杂,分流板出口激波对排气系统的气动性能产生了一定影响;TBCC排气系统的推力系数始终保持在0.9以上,但其产生的升力变化较大;风洞试验获得的壁面压力分布及流场纹影与数值模拟结果吻合较好,从而证明了本文数值模拟方法的可行性。 展开更多
关键词 并联式TBCC 排气系统 模态转换 风洞试验 气动性能
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气动多点供油装置油雾特性研究
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作者 章宇轩 何小民 +1 位作者 金义 周毅 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第7期1594-1605,共12页
为了研究一种部分预蒸发预混合气动多点供油装置的雾化性能,使用燃油收集器和相位多普勒粒子分析仪(PDA),获得了多点供油装置下游的燃油流量分布和索太尔平均直径分布,并使用数值模拟方式获得了供油装置内外流场形态和油气动量比变化趋... 为了研究一种部分预蒸发预混合气动多点供油装置的雾化性能,使用燃油收集器和相位多普勒粒子分析仪(PDA),获得了多点供油装置下游的燃油流量分布和索太尔平均直径分布,并使用数值模拟方式获得了供油装置内外流场形态和油气动量比变化趋势,分析了流量与粒径分布的形成原因。结果表明,多点供油装置下游燃油主要集中在分布管后半段,在该位置对应的下游喷雾场内可以保持相对均匀的燃油流量分布;油雾场中雾化较好的区域可近似为一个向外侧倾斜的矩形,雾化索太尔平均直径在20μm左右。多点供油装置内部流线的变化导致分布管上各小孔流量不均,进而使分布管下游油气动量比产生变化,是形成其下游的燃油流量分布和索太尔平均直径分布趋势的最直接原因。 展开更多
关键词 气动多点供油 雾化 燃油流量 燃烧技术
转静盘腔流动瞬态响应特性研究
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作者 毛莎莎 王锁芳 胡伟学 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第8期1702-1709,共8页
以航空发动机转静盘腔内非稳态流动为研究对象,基于用户自定义函数编程设置进口压力按斜坡函数变化时的非稳态边界条件,利用数值模拟方法,在滞后效应、流场演化和物性参数方面,研究了不同无量纲跃升幅值下转静盘腔流动瞬态响应机理。结... 以航空发动机转静盘腔内非稳态流动为研究对象,基于用户自定义函数编程设置进口压力按斜坡函数变化时的非稳态边界条件,利用数值模拟方法,在滞后效应、流场演化和物性参数方面,研究了不同无量纲跃升幅值下转静盘腔流动瞬态响应机理。结果表明:无量纲跃升幅值由1.05增至1.2,盘腔内部的当地响应时间延长了81.1%,相对总温的超调量增加了157.0%,其峰值时间增加了31.3%,且进口压力波动的传播方向总是由进口指向出口;瞬态过程中,转静盘腔的容积效应和旋转效应共同作用使出口流量明显滞后进口流量,且其滞留质量流量与相对总温的超调现象密切相关;冲击射流、旋转贴壁射流和静子壁面侧的涡系构成了盘腔流场演化的主体,无量纲跃升幅值越大,流场演化过程越剧烈,响应时间越长;声速和热扩散率与盘腔响应速度密切相关。 展开更多
关键词 瞬态响应 转静盘腔 非稳态流动 航空发动机
高速进气道出口快速撤锥再起动特性研究
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作者 葛严 谢文忠 +2 位作者 蔡建兵 蔡明先 黄兴 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第4期759-767,共9页
为了探寻出口快速撤锥过程对高速进气道起动性能的影响,对二元高速进气道出口快速撤锥过程开展了非定常数值仿真研究。对比了进气道在一个喘振周期中从不同状态点处进行快速撤锥所表现出的起动性能的差异。研究表明,当来流马赫数低于进... 为了探寻出口快速撤锥过程对高速进气道起动性能的影响,对二元高速进气道出口快速撤锥过程开展了非定常数值仿真研究。对比了进气道在一个喘振周期中从不同状态点处进行快速撤锥所表现出的起动性能的差异。研究表明,当来流马赫数低于进气道的加速自起动马赫数时,对于高速进气道因出口堵锥节流所引起的不起动流态(喘振),从不同喘振状态开始撤锥,进气道表现出不同的起动特性,而进气道最终能否顺利建立起动流态与快速撤锥时机的选取有关。 展开更多
关键词 高速进气道 出口撤锥 再起动特性 分离区 非定常数值仿真
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