宽频声传播计算中多自由度时域阻抗边界条件的适定性

旨在验证一种多自由度时域阻抗边界条件在宽频声传播问题中的适用性与精度.选用NASA(美国国家航空航天局)流管实验数据进行数值校核;采用高精度计算气动声学方法数值求解线化欧拉方程.计算结果与实验数据及单频结果均吻合很好,表明了该多自由度时域阻抗边界条件具备精确处理宽频声传播问题的能力.      

亥姆霍兹共振器对热声不稳定极限环的预测

验证亥姆霍兹法求解亥姆霍兹共振器对热声极限环影响的可靠性,实验在Rijke管上进行。采用耦合非线性热释放率模型、实测阻尼率及共振器阻抗模型的亥姆霍兹法求解耦合共振器前后热声极限环特性。其中共振器阻抗模型采用阻抗管修正。结果表明:修正的阻抗模型可有效模拟不同背腔流量下共振器反射率幅值和相位。背腔流量增加,共振器阻抗增加。未加共振器,85 V加热电压模拟的极限环频率和速度振幅相对误差为3.4%和7.2%。耦合共振器,低背腔流量,预测的极限环频率和速度振幅相对误差为3.7%和6.2%。背腔流量越大,共振器接口涡脱落增强,减振效果增强,但采用忽略流动的亥姆霍兹法模拟精度降低。共振器安装位置离波腹越近,减振效果越好。      

干摩擦阻尼器对宽频多阶次激励减振效果分析

在对干摩擦阻尼非线性系统响应求解的高阶谐波平衡法、摩擦力时域求解的时间推进法以及时频转换（AFT）法中的关键技术进行介绍的基础上,采用将时频转换法与高阶谐波平衡法相结合的方法对典型航空发动机叶片缘板阻尼器宽频多阶次激励的减振效果进行计算与分析.通过与直接积分法获得的结果进行对比,表明该方法具有较高的计算精度,且计算效率远远高于直接积分法.对比了保留不同谐波阶次时的计算结果,说明对航空发动机中宽频多阶次激励下的干摩擦阻尼系统进行分析计算时需要保留非线性力的高阶谐波成分,才能获得准确的结算结果.干摩擦阻尼器对于不同频率成分激起的共振峰值的最优正压力值不同,实际中应针对激振频率带宽及具体的减振需求,对阻尼器的设计参数进行优化设计,使得系统在整个工作频带上振动响应最小.      

薄壁板结构随机声激励振动响应计算与分析

针对航空发动机压气机转子叶片结构声振动问题,建立了薄壁板有限元简化模型,基于耦合有限元/边界元法对薄壁板在行波加载下随机声激励振动响应进行了仿真计算,得到了在不同声压级下的应力响应结果.改变声载荷激励方向,分别对薄壁板施加单音噪声激励和宽频随机噪声激励,通过仿真计算得到了不同角度随机声激励下薄壁板振动响应频响曲线.对比分析发现,薄壁板模态振型与噪声加载方向是引起薄壁板共振的重要因素.     

发动机高速排气系统红外辐射特性的数值计算和分析

本文以排气系统三维流场数值计算为基础,采用了封闭腔理论算法及波带透过率计算模型,通过求解耗散-发射性介质中的辐射传输方程的方法,对发动机高速排气系统的热空腔辐射、喷气流辐射及热空腔-喷气流组合辐射进行了数值计算,并将计算结果与发动机实测结果进行了分析比较。研究结果表明,红外辐射的计算值与实测值相比,误差不大于30%,且其空间分布基本一致。所开发的计算方法与程序可用于排气系统红外辐射特性的数值计算与分析,基本满足工程设计的需要。     

遗传算法在航空发动机非线性数学模型中的应用

收敛性是航空发动机非线性数学模型的重要指标。现有发动机平衡方程迭代解法还不能保证模型大范围收敛。以某涡扇发动机为对象,采用遗传算法求解发动机非线性数学模型,将模型中的发动机平衡方程求解转换为极小值优化问题,建立了遗传算法计算模型,重点分析了采用遗传算法求解的适应度函数设计方法。数值仿真结果表明,与牛顿-拉夫逊解法相比,采用遗传算法方法可实现模型大范围收敛。     

航空发动机仿真模型参数自适应校正

采用修正因子方法建立自适应仿真模型,运用改进的共轭梯度算法求解非线性规划问题,依据发动机台架试车和空中试飞测量数据,对发动机仿真模型的部件特性参数进行校正,使模型的计算输出与试验测量数据吻合。应用本文方法对某型双转子加力涡喷发动机仿真模型进行校正,获得了满意的仿真精度。     

航空发动机系统的动力分析

以包含复杂转子系统及支承结构系统的发动机总体模型为研究对象, 进行动态特性及动响应分析。为合理解决计算的准确性与经济性之间的矛盾, 提出了模态阻抗综合分析法, 将整体系统动力学问题化为低阶运动方程求解。应用按本文方法编制的程序对某型航发进行了整体动应力计算, 结果与实际相符。      

基于热声网络法的燃烧不稳定性分析研究

为研究预混燃烧的燃烧不稳定性,采用低阶热声网络分析方法确定燃烧不稳定性的模态特征及非线性特性。在热声网络程序中利用声网络来描述燃烧室结构的声学特性,利用速度脉动的函数描述火焰的热释放脉动。在火焰模型中,在线性模型中增加非线性以求解不稳定模态的极限环幅值。分析了钝体模型燃烧室中火焰模型参数对燃烧不稳定性的影响,模拟结果与实验结果符合得很好。结果表明声网络方法结合非线性火焰模型能描述燃烧系统的燃烧不稳定性和直接预测极限环幅值。     

某航空发动机热端件寿命消耗计算模型及寿命监视

在航空发动机热端件寿命消耗模型中考虑了离心负荷、热负荷及蠕变的影响。在计算中通过对一般军用发动机飞行剖面的数据处理提取出影响寿命的３个主要循环进行其寿命消耗的计算。应用线性累积损伤理论将各种形式的寿命消耗百分数叠加以得到每次飞行发动机的寿命消耗和剩余寿命。以航空发动机高压涡轮盘作为算例，针对榫槽第二喉部、轮缘与腹板连接处和盘中心孔三危险处进行了寿命消耗计算。按本文模型编制的计算程序可对发动机热端件进行实时寿命监视     

贫燃预混旋流火焰热声特性研究

以贫燃预混旋流模型燃烧室为研究对象,以当量比为变化参数,从不稳定振荡频率、脉动压力幅值和分布、热释放响应特性等方面分析,研究了燃烧不稳定性从开始到极限环的非线性演化过程.利用低阶热声网络模型加以数值模拟验证.结果表明:脉动压力方均根、热释放响应会随着当量比的增大而呈现典型的非线性激发过程,火焰结构在发展过程中发生明显的变化.计算分析结果表明当量比低于0.7时计算结果与实验结果频率误差小于1%,而在当量比大于0.7时,计算结果与实验结果频率误差为13%.      

基于描述函数的燃烧振荡建模与仿真

针对贫预混燃烧在燃气轮机燃烧室中的燃烧振荡问题进行主动控制技术研究，一般需依赖于较为准确的火焰动力学模型，但是通过仿真或者试验测量得到完整、准确的非线性火焰动力学响应特性都存在较大的困难。针对该问题，本文基于声学分析，结合非线性建模方法的应用，提出了一种基于描述函数的热声耦合系统分析方法，既能够体现火焰非线性动力学过程的影响，又便于实验测量与系统辨识。本文针对旋流预混燃烧室的热声耦合特性进行了实验测量，通过系统辨识得到热声耦合系统的描述函数模型，在此基础上开展热声耦合系统时域仿真分析。实验测量结果表明，包含火焰动力学过程的声波传播过程具有较强的非线性特征，并且在一定频率范围内描述函数的幅值和相位随扰动量幅值变化规律体现出较一致的规律；仿真分析结果证明了辨识得到的描述函数可以对燃烧室中的热声耦合形成过程和极限环振荡特征进行描述。     

液体火箭发动机供应系统频率特性

为了研究减少液体火箭发动机供应系统振荡的有效工程措施，对模型系统与真实系统建立适用于中高频分析的线性化复频域传递函数矩阵模型，结合节流圈阻抗与管路特征阻抗对比方法，分析系统流路在出口压力激励下的频率特性。结果表明：激励源端可能产生谐振频率偏移效应，应选取非激励源端的幅频响应来判断系统谐振频率；节流圈具有较强的频率选择性和对表现出反谐振特征的系统具有位置选择性，需重视关注的频率与位置；节流圈位置越靠近流量振型波腹，或流量波腹位置处的节流圈压降越大，对流路中振荡衰减作用越大。针对该液体火箭发动机供应系统，缩短液氧路管长0.1 m，增大煤油路管长0.05 m，并调整节流圈压降分配，可有效减小供应系统振荡。     

加力燃烧室热声振荡纵向传播特性及控制

建立了管道声传播与不稳定热释放耦合的热声振荡理论模型,并用来对复杂的航空发动机加力燃烧室中的纵向传播的振荡特征频率及稳定性进行分析和预测.利用二维定常计算流体动力学(CFD)模拟结果获得流动平均参数,在此基础上讨论了加力燃烧室内热释放位置、隔热屏穿孔率等结构的变化对热声振荡特性的影响,表明该模型能够方便地应用于对加力燃烧室热声振荡影响因素的研究并揭示某些控制规律.      

含支承松动故障的弹用涡扇发动机整机振动建模与机匣响应特征

针对某型弹用涡扇发动机结构特点,建立了一种转子-支承-机匣整机模型,对转子与机匣采用有限元梁模型,支承采用集总质量模型,引入支承松动故障模型,利用数值积分方法求解耦合系统的响应.基于机匣加速度信号,研究了对称刚度以及不对称刚度模型下松动故障的冲击特征分析.结果表明:①松动故障所引发的机匣加速度时域波形具有上下不对称性冲击特征以及频谱中出现倍频特征;②仿真计算结果与实际弹用涡扇发动机试车数据时域波形特征以及频谱特征非常一致,而且验证了不对称刚度松动故障模型更适合弹用涡扇发动机的松动故障建模.      

流量调节器管路系统自激振荡特性研究（液体火箭推进专刊）

流量调节器管路系统在小流量大压降工况下会出现低频自激振荡现象,为了深入认识自激振荡产生机理,结合某型自稳流型流量调节器及管路系统,基于流量调节器弹簧振子动力学模型开展数值仿真研究。数值仿真得出自激振荡频率为94 Hz,与发动机试验结果一致。自激振荡产生机理是流量调节器的液动力受滑阀窗口型面变化率影响对系统形成正反馈作用,流量调节器综合刚度小于零时系统失稳。分析了流量调节器结构参数对系统稳定性的影响作用,三角形滑阀节流口流通面积能够抑制管路系统自激振荡。结合某型流量调节器负载特性试验系统进行验证,得出随着流量调节器压降升高,管路系统稳定性变差,获得的幅频特性,稳定边界与试验结果一致。     

控制器非线性对飞机纵向飞行品质的影响分析

针对飞机控制系统执行机构具有非线性这一特点,选用某歼击机作为研究对象,分析各类非线性环节对飞机纵向短周期特性的影响。首先分析了死区、间隙和速率饱和等非线性环节的基本特性,建立了相应的包含非线性环节的飞行动力学模型,然后,基于Chalk准则计算不同非线性参数下的飞行品质指标,进行飞行品质评价。通过对不同飞控系统构型的对比研究,探讨了执行机构非线性对飞行品质的影响。研究结果表明,各非线性环节都将对系统的快速性产生不利影响,使系统有效上升时间增加,相位延迟增加。其中,间隙还会造成系统阻尼减小,可导致系统不稳并出现极限环振荡。     

超临界正癸烷同轴剪切喷注热声振荡数值模拟

以液体火箭发动机同轴剪切喷嘴燃烧室作为研究对象,对超临界压力下低温正癸烷向高温正癸烷喷注过程中,由于高温正癸烷被快速冷却导致密度剧烈变化进而引发的热声振荡现象进行数值模拟。研究了出口压力、高温正癸烷流动速度与温度、低温正癸烷喷注速度与温度对热声波振幅与频率的影响。结果表明：当高温正癸烷被快速冷却时,其自身体积快速收缩,同时由于附近高温正癸烷的惯性导致压力先增大后减小,快速交替变化,从而产生热声波在高温正癸烷中传播。热声波振幅与频率的大小主要由高温正癸烷在不同压力与温度下的热物性决定。热声波的频率随着高温正癸烷声速增大而增大;热声波的振幅由高温正癸烷的相对压力系数与温度变化率共同决定。     

一种喷口控制的多目标约束设计方法

为克服试凑法在控制回路参数优化中的局限性,针对涡扇发动机在加力状态易出现喷口摆动的不协调现象,考虑喷口双环控制结构工作特点,采用按需正向设计策略,按照控制系统时域、频域性能指标设计要求,制定兼顾频域、时域性能要求的内、外环协调控制的设计目标准则,提出一种喷口控制的多目标约束的差分进化内外环控制参数自整定优化设计方法,在双转子涡扇发动机非线性模型上进行闭环控制系统仿真验证。结果表明：在飞行高度从0增加到10 km、飞行马赫数从0加速到0.9的起飞和爬升状态进入加力过程以及平飞中保持飞行马赫数不变的关断加力过程中,发动机未出现喷口摆动等现象,涡轮落压比最大相对误差不大于1.5%,喷口闭环控制系统具有期望的伺服跟踪和抗飞行条件变化干扰能力。