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航空适航法则及相关安全性标准中均对航空发动机叶片丢失后的安全性设计提出了要求,为此需要明确关键零件在叶片丢失后所承受的载荷环境。本文利用Newmark-β法求解载荷传递系统的瞬态运动微分方程,得到振动响应与力载荷的关系。设计了模拟转子不平衡响应试验,进行突加不平衡质量后的转子响应测试,进而通过试验件内外振动响应获得了冲击载荷的传递规律。同时为研究阻尼在叶片丢失外传载荷中的影响效果,通过控制对试验件阻尼器是否供油,进行了有支点阻尼及无支点阻尼的振动响应对比试验。研究结果表明,冲击载荷在通过静子件后会产生明显衰减,本文试验对象传递比最高仅为53%,远离转子支承处所承受的载荷远低于转子支承处的载荷。同时,阻尼会明显降低冲击瞬间的外传载荷,但对转子稳定后的稳态载荷影响较小。本文研究表明:进行航空发动机叶片丢失条件下安全性分析时,需考虑冲击载荷的衰减及阻尼影响。另外,合理的阻尼器布局将有效降低叶片丢失时产生的冲击载荷作用,有助于提升发动机的抗冲击能力。 相似文献
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针对遗传算法运算速度低、容易陷入局部最优值、早熟收敛等缺点,提出了基于实数编码的遗传算法的改进算法,对基于实数编码的遗传算法的选择、交叉、变异算子以及操作方法进行了改进,采用最佳保留选择策略、多算子交叉和变异,并且采用自适应变焦变异,改进后的交叉与变异操作,使算法始终保持了种群的多样性,同时也提高了寻优最终结果的精确性。实验表明基于实数编码的改进遗传算法(R IGA)有效的改善了遗传算法的缺点。 相似文献
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某机燃油喷嘴的结构对其性能有较大影响,喷口长度尺寸小,影响程度难以准确估算。通过建立计算模型,进行性能数值模拟,分析了燃油喷嘴内部结构流动的型态,研究了喷雾角度与喷口长度的关系,并与实验数据进行对比,为解决某机燃油喷嘴故障提供了理论依据。处理该问题的方法,对解决其它相似零件具有参考价值。 相似文献
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采用有限体积法计算了某轴对称超声速进气道,在不同幅度和频率的出口扰动压强下的进气道内结尾正激波的运动情况,得出了进气道内结尾正激波运动特性和扰动压强的频率和幅度的关系。在计算中,本文采用了多块结构化网格,控制体积的界面无粘通量采用三阶迎风格式插值获得,同时采用了minmod通量限制器,以确保在激波处的解的物理特性;扩散通量采用二阶中心差分格式插值获得。定常计算采用当地时间步法,非定常计算采用双时间步法。离散的代数方程采用交替方向迭代法求解。 相似文献
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根据某型小涡喷发动机的控制要求,制定了数字电子控制系统的控制方案,设计了发动机起动、加 减速和稳态控制的控制规律。研制了数字电子控制器,完成了控制软件设计,并进行了控制系统半物理模拟试验。试验结果表明,设计的数字电子控制系统性能良好,满足某型小涡喷发动机的控制要求。 相似文献
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研究了通道进口雷诺数和总出流比对带肋和双排出流孔通道流量系数和压力分布的影响。实验研究的通道入口雷诺数为3×104~1.5×105,通道总出流比为0.09~0.22。结果表明:通道总出流比较小时,流量系数沿流向减小。通道进口雷诺数增加,流量系数先增加,之后基本不变;通道总出流比较大时,流量系数基本不变;各工况下总压系数沿流向依次经历迅速减小、基本不变、继续减小的过程;沿流向各位置上的总压系数在通道进口雷诺数为6×104~9×104时最小;出流比增大,沿流向各位置上的总压系数随之增大。 相似文献
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应用混合室、加力燃烧室、主燃烧室和外涵道容积效应和变几何通道、主燃烧室供油量等控制因素的发动机动态过程的仿真模型,对某型变几何混排涡扇发动机消喘调节系统工作时发动机的工作过程进行了仿真,并研究了消喘调节系统调节精度对发动机过渡工作过程的影响.仿真结果与实际试车数据比较吻合,验证了模型的有效性.仿真结果表明:主燃烧室切油相对各变几何通道调节更能有效地消除喘振;各变几何通道有个调节最佳值,且对高低压转子的影响程度不同.仿真模型与方法可为消喘调节系统的设计和功效评定提供理论基础. 相似文献