旋转附加力对方通道内流动与换热的影响机理

在雷诺数为25000,旋转数为0~0.24,温度比为0~0.22的范围内,数值模拟了旋转光滑径向出流通道的内流动与换热分布,分析了哥氏力与离心浮升力对旋转管流的耦合作用机理.计算结果表明,切向哥氏力推动了通道截面内的双涡二次流,径向哥氏力则使得近侧壁流体加速和中心流体减速.离心浮升力对流动与换热的作用效果与哥氏力场的分布密切相关.换热计算结果从定性趋势上吻合公开文献中的实验现象,反映了旋转附加力的基本影响规律.     

基于ReliefF-LMBP算法的涡轴发动机气路故障模式识别—两机专刊

针对涡轴发动机气路故障模式识别精度不高的问题,提出了一种基于ReliefF-LMBP故障特征提取的发动机故障模式识别方法。应用ReliefF算法对发动机传感器参数赋予权值,对传感器参数特征权重值进行迭代更新和排序,聚集好的特征样本,离散异类样本。根据筛选出的特征子集,利用LMBP神经网络算法进行发动机故障模式识别。以涡轴发动机为对象进行气路故障诊断验证,结果表明所提方法能提取特征传感器参数并实现有效的故障模式识别。     

旋转状态下曲率对气膜与主流掺混区域的影响

气膜冷却是应用于航空燃气轮机上的冷却技术,旋转及表面曲率是影响气膜与 主流掺混区域的重要因素,通过数值计算方法对旋转状态下曲率对气膜与主流掺混区域的影 响进行了研究,湍流模型选取了k-ω模型.增加旋转速度,会引起吸力面气膜的分离; 固定转速,降低表面曲率半径,压力面气膜发生分离,吸力面气膜冷却效果得到改善.当动 量流量比在小于1的范围内变化时,旋转只改变压力面气膜与主流掺混区域的分布,而对吸 力面没有影响.      

A combined technique of Kalman filter,artificial neural network and fuzzy logic for gas turbines and signal fault isolation

The target of this paper is the performance-based diagnostics of a gas turbine for the automated early detection of components malfunctions. The paper proposes a new combination of multiple methodologies for the performance-based diagnostics of single and multiple failures on a two-spool engine. The aim of this technique is to combine the strength of each methodology and provide a high success rate for single and multiple failures with the presence of measurement malfunctions. A combination of KF (Kalman Filter), ANN (Artificial Neural Network) and FL (Fuzzy Logic) is used in this research in order to improve the success rate, to increase the flexibility and the number of failures detected and to combine the strength of multiple methods to have a more robust solution. The Kalman filter has in his strength the measurement noise treatment, the artificial neural network the simulation and prediction of reference and deteriorated performance profile and the fuzzy logic the categorization flexibility, which is used to quantify and classify the failures. In the area of GT (Gas Turbine) diagnostics, the multiple failures in combination with measurement issues and the utilization of multiple methods for a 2-spool industrial gas turbine engine has not been investigated extensively.This paper reports the key contribution of each component of the methodology and brief the results in the quantification and classification success rate. The methodology is tested for constant deterioration and increasing noise and for random deterioration. For the random deterioration and nominal noise of 0.4%, in particular, the quantification success rate is above 92.0%, while the classification success rate is above 95.1%. Moreover, the speed of the data processing (1.7 s/sample) proves the suitability of this methodology for online diagnostics.     

气体静压向心轴承静态特性的理论分析

本文根据简化的二维流动模型,提出一种新的计算方法,用以计算小孔节流气体静压向心轴承的承载能力和刚度。该计算方法简单方便,理论计算结果与实验结果很接近,适合于工程上的实际应用。     

火箭弹发射过程冲击流场压力和温度实验测量

考虑燃气流场的冲击效应，根据冲击特点对燃气作用区域的装置结构和强度进行合理的设计，以获得有效的导流和防护效果。实验对火箭发射阶段管后冲击流场在平面斜钢板上的流动参数进行了测量。得到了火箭燃气射流对倾斜钢板热冲击的最大滞止压力和温度，以及冲击流场的压力与温度分布，并确定了管后燃气冲击流场的危险区域。     

绝热层烧蚀性能的理论预示

本文在多次绝热层烧蚀实验所得物理模型的基础上,建立了在低燃气流速下的烧蚀表面质量和能量控制方程,以及某发动机绝热层在烧蚀时形成的炭化层、热解层和基体的温度响应控制方程,求得了该发动机内弹道环境条件下绝热层烧蚀过程中炭化面和热解面的退移速率.所得数值解与实验结果比较一致.     

底排装置空腔干扰下的火箭燃气流场数值模拟

从二维轴对称Euler方程出发,应用隐式有限体积TVD格式和分区技术数值模拟来流马赫数Ma=2 0,攻角α=0°时超声速绕流与底排装置空腔内的火箭燃气流相互干扰的复杂流场,计算得到了清晰的流场波系结构,包括底排装置空腔中的激波,火箭燃气流在底排装置空腔外底部与外来绕流作用后形成的相交激波、反射激波等,其结果可为底排火箭复合增程弹丸的结构设计和气动特性研究提供理论依据。     

新型声表面波气体传感器

介绍了声表面波（SAW）气体传感器的工作原理及器件制作，提出了1种表面波SO2传感器，它采用三乙醇胺（TEA）覆盖薄膜，分辨率可达70×10－9。还讨论了SAW气体传感器的稳定性、可靠性、灵敏度及选择性等问题，并给出了有关的实验结果。     

涡轮工作叶片表面气膜冷却效率的实验研究

在大尺寸低速线性叶栅风洞上进行实验,采用放大的叶片模型,测量了涡轮工作叶片表面不同位置单排气膜孔的气膜冷却效率,研究了孔排位置、吹风比及来流雷诺数的影响。试验叶片表面上开有8排气膜孔,其中吸力面2排,前缘区3排,压力面3排。实验的参数变化范围是:基于叶片弦长的来流雷诺数250000～450000,吹风比0 5～2 5。结果表明,由于气膜孔排位置的不同,其下游冷却效率受来流雷诺数及吹风比影响的变化趋势也有所不同,孔排位置一定时,冷却效率主要由吹风比决定。该实验结果对涡轮叶片型面气膜冷却的实际工程设计研究有重要意义。