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231.
为了改善涡轮和发动机的匹配,采用计算流体动力学(CFD)方法研究了脉冲进气条件下脉冲频率、脉冲振幅、喷嘴角度以及涡轮转速对可变喷嘴涡轮非定常性能的影响.研究结果表明:脉冲频率为80Hz时涡轮瞬态最低流量比40Hz时提高了10.4%,瞬态最低效率增加了4.7%,效率滞后现象更加明显;低脉冲振幅为25kPa时涡轮通流能力和效率迅速恢复,并且指出在低脉冲振幅时采用稳态设计是可行的;喷嘴角度为32°时,涡轮脉冲进气与稳态进气两种情况下的流量差异比喷嘴角度为10°时增加了3.3%,效率差异则增加了6.6%.涡轮内部脉动强烈,涡轮通流能力和效率下降明显;涡轮转速为47256r/min时脉冲进气造成的流量和效率变化分别比30000r/min时相应值高了2.9%和0.8%,高转速时涡轮内部流场易受到进口条件影响,涡轮流量、效率以及攻角与稳态情况偏离大. 相似文献
232.
233.
航空发动机可靠性评估中故障样本时效性分析 总被引:2,自引:0,他引:2
通过故障数据建立可靠性模型反映系统可靠性状态的变化具有一定的滞后性,随着发动机可靠性水平的不断提高,对航空发动机进行可靠性评估需要将早期故障样本进行时效性处理.提出衰减因子 α 用于表示故障强度的衰弱程度,对Gompertz可靠性增长模型改进得到故障的衰减函数,来描述故障强度的衰弱过程;用Bayes方法合理利用发动机全部故障样本进行数据融合,可有效解决样本的时效性问题.对在研的某涡扇发动机进行故障统计分析,研究了典型故障模式的时效性变化,结果表明:考虑样本的时效性后进行可靠性评估对发动机当前的可靠性水平能给予更加科学的评价. 相似文献
234.
“嫦娥三号暠月面探测器上安装的地形地貌相机工作时直接暴露在月面高温环境下,受月表红外辐射影响很大,给热控设计带来很大难题。为解决设备工作时的高温问题,在外热流分析的基础上提出了以“最佳散热位置暠为核心的热控方案,设备处于“最佳散热位置暠时能够获得较好的初始温度和最快的降温速率;另外通过把散热面布置在月表红外辐射热流最小的位置并在除散热面以外的其他表面包覆多层隔热组件这两个措施,可以最大程度减小月表红外辐射的影响。地形地貌相机在轨开机工作前的各飞行阶段遥测数据均满足存储温度指标要求并且有较大余量;开机工作环拍一周的遥测数据满足工作温度指标要求并且与热分析结果符合较好,初始温度与遥测温度数据偏差为-1灡7曟,温升速率和降温速率偏差分别为14灡9%和16灡9%。这表明该热控方案正确可行,可为后续中国深空探测类似热控问题参考。 相似文献
235.
高速转子连接结构刚度损失及振动特性 总被引:3,自引:0,他引:3
高负荷航空发动机转子的转速和支点跨度不断加大,使得转子弯曲刚度下降,并在工作中具有一定弯曲变形。转子弯曲变形时,连接界面会存在刚度损失,需考虑转子弯曲变形对连接界面刚度特性及转子系统振动特性的影响。提出了定量描述连接界面刚度损失的力学模型,并针对非连续转子系统的动力学设计,提出了基于应变能分布优化的连接结构刚度损失抑制方法。数值仿真结果表明:转子弯曲变形下,连接界面刚度损失显著,会使转子弯曲临界转速大幅降低;通过转子应变能分布优化设计可有效降低连接界面刚度损失对转子系统振动特性的影响,对转子系统振动特性优化设计具有重要的指导意义。 相似文献
236.
为了探究端板对尾流收缩叶梢负载(CLT)桨空化性能的影响,本文基于Star-ccm+软件对CLT(Contracted and Loaded Tip)桨P1727的端板变参数模型进行了空化计算,计算采用DDES湍流模型和Schnerr-Sauer 空化模型,通过对E779A标准模型桨进行计算,验证了该方法的有效性。研究表明:桨叶表面空化区域与低压区域基本一致,空化区域的范围与推力损失程度呈正相关变化趋势;在端板有效抑制梢部绕流的情况下,端板长度和宽度对CLT桨的敞水性能和空化特性影响微弱;端板倾角对敞水性能和空化特性影响较大,倾角越大,推力和扭矩越大,空化发生时推力衰减程度越大。 相似文献
237.
针对功率四分支传动系统的动态特性,考虑实际齿面的啮合状况,通过采用集中质量法,建立了该系统的弯-扭耦合动力学微分方程,求解得到系统的频域和时域响应,利用齿面承载接触仿真技术(Loaded tooth contact analysis,LTCA)得到时变啮合刚度激励。结果表明:通过真实齿面拟合和LTCA技术的结合,可以得到更准确的齿轮在不同工况和齿面条件下的力学特性;轮齿修形后,可以减小传递误差,改善齿面的接触状况,使系统的动载荷波动明显减小。 相似文献
238.
空间站组合体惯性系内角动量管理控制 总被引:1,自引:0,他引:1
针对惯性系内重力梯度力矩与气动力矩的常值部分积累引起控制力矩陀螺饱和的问题,在惯性系内建立空间站的动力学模型并进行线性化,利用滤波变量将系统状态方程扩维,采用LQR方法设计系统反馈控制增益矩阵,实现空间站在惯性系内的角动量管理控制.惯性系内重力梯度力矩、气动力矩由轨道角速度整数倍的频率成份构成,可以根据实际情况增加抑制不同频率成份的滤波变量,用于抑制不同频率成份干扰力矩对空间站姿态或控制力矩陀螺角动量的干扰,从而使空间站长期在惯性系内飞行而不需要进行角动量的卸载.仿真验证了控制器的性能. 相似文献
239.
固体火箭发动机喷管摆角校准方法研究 总被引:1,自引:0,他引:1
介绍了固体火箭发动机全轴摆动喷管的摆角校准技术方法,论述了为实现该技术而采取的技术措施以及新结构、新方法的建立过程。以FG-xx发动机喷管摆角校准数据证明了该技术的适用性和高精度指标。 相似文献
240.
超声速双侧二元进气道在侧滑状态下的再起动特性数值研究 总被引:1,自引:1,他引:0
针对冲压发动机燃烧室压强过高导致进气道不起动的问题,对一种双侧布局的超声速混压式二元进气道的再起动特性开展数值研究,获得了小侧滑角下迎、背风侧进气道的再起动特性。结果表明:对于双侧布局的进气道,其再起动出现了明显的回路迟滞现象,且在小侧滑角下,迎、背风侧进气道的再起动流态出现了明显的不对称性,在不起动及再起动的过程中会出现单侧进气道不起动的现象。比较发现:迎风侧进气道较背风侧进气道更容易出现不起动,且其实现再起动更为困难。通过对比不同背压峰值作用下的进气道再起动特性发现,当进气道背压峰值大于进气道不起动背压时,进气道的再起动背压值不随着背压峰值的增大发生变化,但进气道会发生倒流,形成反向冲量,导致内阻急剧上升,发动机工作性能恶化。 相似文献