永磁体位于转子上的混合型轴向磁轴承原理分析与参数设计

针对混合型磁悬浮轴承功耗低、结构紧凑的特点,提出了一种永磁体位于转子上的混合型轴向磁悬浮轴承。首先给出了该磁悬浮轴承的三维结构及其工作原理。在此基础上,提出了一种基于气隙磁通计算的参数设计方法。其中根据最大承载力所需的总磁通量,得到磁路中各关键截面处的磁通密度,以软磁材料内部磁场磁通密度不饱和为约束条件,以体积最小为优化目标,通过循环迭代的方式计算各部分漏磁系数与磁阻系数,最后得到该混合型轴向磁悬浮轴承各部分的结构参数。文中还利用有限元电磁场分析软件对其进行三维电磁场建模与仿真分析,仿真结果验证了该参数设计方法及其结果的合理性与正确性。     

改进型SVM在轴向磁轴承转子位移自检测中的应用

磁轴承采用位移自检测技术能够减少磁轴承体积、降低成本和提高可靠性。提出了一种基于混合核函数最小二乘支持向量机(LSSVM)预测模型的磁轴承自检测技术。介绍了轴向主动磁轴承的工作原理并推导了其悬浮力的数学模型;在混合核函数LSSVM回归原理的基础上,建立了控制线圈电流与转子位移之间的非线性预测模型,并优化了LSSVM参数,实现了无位移传感器控制。构建了轴向主动磁轴承系统自检测仿真模型,针对所提自检测方法进行了仿真研究,仿真结果表明该模型能够准确预测转子轴向位移。进一步的试验结果表明,该方法具有良好的轴向位移自检测性能,实现了轴向主动磁轴承无位移传感器下稳定悬浮运行。     

飞行环境模拟腔积分型μ综合控制

针对高空台飞行环境模拟腔飞行环境温度、压力的双变量控制问题,采用系统不确定性建模的方法,建立了高空模拟腔、调节阀执行机构的增广被控对象模型,提出了一种高空模拟腔积分型μ综合控制的设计方法,为了确保控制器伺服性能,对温度、压力回路采用不同的性能加权函数,同时对控制器输出幅值进行分频成型加权函数设计,采用D-K迭代算法设计了μ综合控制器,以涡扇发动机的仿真试验为例对算法进行仿真验证。仿真结果表明,高空模拟腔温度仿真的最大偏差为1K,压力的相对误差在3%以内。     

超声速混合层凹腔隔板的自激振动特性实验研究

为了克服强迫振动诱导混合增强难以工程实现的缺陷,提出隔板自激振动诱导混合增强的新技术,而设计最优自激振动频率的隔板是该技术的难题。采用平板开凹腔的隔板构型,通过实验手段并结合数值仿真,分析了凹腔隔板的自激振动特性。研究表明,凹腔的声学自激振荡引起压力随时间的波动是隔板自激振动的直接原因;隔板的约束条件与凹腔的构型参数长深比、后缘倾角对自激振动特性有重要影响;自激振动频率与限位尺寸呈反相关,当限位尺寸为0时,频率提高了324.63%;与凹腔长深比K=1时相比,K=7的频率降低了19.36%。自激振动频率与后缘倾角呈正相关,后缘倾角为90°时,频率提高了23.15%。改变约束条件可大幅提高自激振动频率,是隔板优化设计的一个重要方向。     

边界滑移对波箔型动压气体轴承静特性的影响

为获得流固边界滑移状态对动压轴承性能的影响,以波箔型动压气体轴承为研究对象,建立极限切应力模型下不同滑移状态的气膜压力及厚度方程,利用差分迭代法耦合求解,分析不同边界滑移状态时轴承静特性随滑移相关参数的变化规律。研究结果表明:与无滑移状态相比,轴面侧滑移对轴承静特性不利,箔片侧滑移对轴承静特性有利,滑移对承载力额最大影响幅度可达20%,对偏位角的最大影响幅度可达10°;两侧均存在滑移时轴承静特性下降,影响幅度小于前两者。当轴承转速、偏心率以及润滑气体动力粘度增大时或者轴承间隙减小时,均会使滑移对承载力的影响增大、对偏位角的影响减小。     

喷注方案对凹腔稳焰燃烧室低频振荡的影响研究

为了研究在入口来流马赫数2.52,总温1486K的超声速来流条件下,稳焰凹腔上游不同位置乙烯横向喷注对模型发动机燃烧室内低频燃烧振荡特性的影响,通过1kg/s直连式超燃试验平台,利用高频压力传感器、高速摄影相机等设备,对凹腔上游近距离、远距离喷注等方案的发动机内部压力与火焰动态特性进行了研究。试验结果表明:在当前当量比条件下,当稳焰凹腔上游近距离喷注燃料时,燃烧室存在较大范围亚声速区域,并出现由热声不稳定性激励的低频压力振荡,频率分布范围较宽(50～400Hz)且振幅较弱。对于燃料喷注位置到稳焰凹腔距离较远的情况,燃烧室内出现以火焰逆传和火焰吹脱为特征的周期性火焰振荡现象。分析认为较远喷注距离有利于燃料-空气充分混合并形成预混区,导致火焰快速逆传。火焰逆传与DDT (爆燃转爆震)中的火焰加速传播过程有关。周期性火焰逆传与火焰吹脱过程相耦合形成了具有特定主频(约85Hz)且振幅较大的低频压力振荡。     

二维凹面腔内暂冲式激波聚焦机理的实验

针对两级脉冲爆震发动机中第二级凹面腔内激波聚焦起爆能量和周期的研究,设计了二维凹面腔内暂冲式激波聚焦实验系统。通过分析粒子图像测速系统捕捉的照片和动态压力数据,获得了凹面腔内激波聚焦高压区压力特性和多循环流场演化特征。并且开展了A和B两种型面凹面腔的对比实验,进一步分析了多循环激波聚焦的形成机理。结果表明:入射激波第一次在凹面腔底部聚焦后形成的聚焦反射激波在喷口射流边界上发生反射,产生的反射激波再次在凹面腔底部聚焦,形成了第二次激波聚焦,如此往复便形成了周期性的激波聚焦,聚焦频率高达7~10kHz;并且,速度场和射流强度随入射激波碰撞而减弱,在排气过程中又增强,呈现周期性变化。      

某航空电机主轴轴承的多轴振动应力响应分析

基于随机振动载荷作用的轴承疲劳寿命分析较复杂,其关键是要得到准确的应力分布。因此,对某航空电机的主轴轴承进行应力响应分析。首先,基于某航空电机主轴轴承的特点,在轴向、航行和垂向的功率谱密度下,建立了多轴随机振动作用下的Von Mises应力分布模型。其次,采用Ansys Workbench对其进行有预应力的模态分析和随机振动应力响应分析。最后通过对比理论计算与仿真获得的应力均值和应力标准差值结果,验证了功率谱密度作用下的应力响应分析方法的可行性,为疲劳寿命分析提供依据。     

可变几何单凹腔驻涡燃烧室的贫油熄火性能试验

为了研究可变几何单凹腔驻涡燃烧室的贫油熄火性能,设计了一个可变几何单凹腔驻涡燃烧室,通过改变凹腔前进气槽的开度,实现对凹腔当量比的控制,并在此基础上进行了贫油熄火性能试验。试验在常压状态下进行,采用航空煤油作为燃料。试验中的主要研究参数如下:进口温度在287~487K变化;进口马赫数在0.2~0.3变化。研究结果表明:可变几何单凹腔驻涡燃烧室的贫油熄火油气比随着进口温度的增加而减小,随着进口马赫数的增加而增加;保持进口马赫数为0.25不变,当进口温度为287K时,贫油熄火油气比随着凹腔前进气开度的减小先增加后减小,而当进口温度逐渐升高到487K时,这一趋势逐渐转变为单调减小;保持进口温度为487K不变,贫油熄火油气比随着凹腔前进气开度的减小而减小。     

航空轴承技术现状与发展

航空轴承的技术水平和质量直接影响到航空发动机的工作性能,因此研制高可靠性的航空轴承对于保障航空装备性能和飞行员安全都尤为重要。简述国内外航空轴承技术的发展现状,从材料、设计、制造、试验、检测5个方面分析了国内外技术差距,并基于航空发动机高温、高载荷、高转速、长寿命与高可靠性的未来发展需求,提出了新材料应用、表面处理、结构设计与仿真、智能制造与检测、试验技术与评价、智能轴承技术等有待于解决和发展的航空轴承技术研究方向。