航空发动机测试信号噪声特性分析

在采集到的航空发动机测试信号中不可避免地混有噪声或干扰信号,讨论了利用频谱分析、滤波、小波分解、双谱估计、以及自相关分析等提取发动机信号噪声的方法,分析了发动机信号噪声的类型和特性。结果表明:发动机噪声主要是加性、低强度的连续频谱,在某几个频率成分上也分布着线状频谱。噪声中既有白噪声、又有非平稳的入侵色噪声。      

叶片前缘曲线相对前掠对风扇效率的影响

以NASA67风扇叶片为例,通过流场的三维数值模拟,研究了前缘曲线不同掠弯程度对风扇效率的影响。     

基于余弦基神经网络的FIR滤波器设计

提出了一种基于余弦基神经网络FIR滤波器的设计方法。根据线性相位FIR滤波器的幅频特性是有限项的傅里叶级数，构造了一个三层余弦基神经网络模型，并给出了最优隐层神经元的个数。经模拟仿真，滤波器性能非常理想，具有同时输出低通、高通、带通、带阻各种功能，通带、阻带无过冲无波动，边界频率可以精确控制。     

基于泰勒展开法的转子系统动力特性区间分析方法

对转子系统动力特性运用一种非概率-区间分析方法进行分析.基于区间数学和1阶泰勒展开理论的区间分析方法将非确定参数支承刚度和连接结构刚度视为区间向量,运用泰勒展开法建立了转子系统固有频率的公式.区间分析方法降低了传统的概率分析方法对不确定参数信息的过分要求,为解决含有非确定参数的转子系统动力特性问题提供了一个途径.应用区间泰勒展开法和概率方法对数值算例进行了分析,并比较了结果.当参数非确定性小于20%时,计算得到的转子系统固有频率区间上下界与真实值区间上下界误差小于2.2%.建立了转子系统动力特性试验装置,试验结果验证了方法的有效性.      

出口轮毂形状对大型轴流风机性能影响的数值研究

针对某大型轴流风机设计了4种出口段轮毂匹配方案,采用数值模拟方法对比分析了4种方案下的风机特性和叶尖以及叶根流场结构.结果表明:出口轮毂形状的变化对该风机叶尖流场结构影响很小;该风机出口无轮毂时,在叶根区域出现约占20%叶高区域的分离流,损失严重,降低了工作效率;在相同的叶尖间隙下,风机效率随着出口轮毂扩压角的减小而提高;在风机出口增加一个匹配的平直轮毂或收缩轮毂可使叶根分离涡后移,分离区域减小至5%叶高以下,同时可使该风机效率至少提高2个百分点.     

钝体改进结构对先进旋涡燃烧室燃烧流动特性影响

为探究先进旋涡燃烧室凹腔稳焰机制,提出了一种后钝体结构改进方案,并对改进后的燃烧室燃烧特性进行了预混和非预混燃烧数值模拟.结果表明:预混燃烧条件下,当量比为0.6和1.0时,钝体改进结构可有效增强凹腔内旋涡流动强度,增加凹腔内温度,同时使温度分布更加均匀.另外,凹腔内温度随预混进气速度增加而增加,且当速度增大到一定值时,温度变化不明显;非预混燃烧条件下,钝体改进结构可改善凹腔内旋涡流动及温度分布,在贫油燃烧状态时,凹腔内仍可维持较高的温度;钝体改进使燃烧室质量更小,具有一定的工程参考意义.     

含分层损伤复合材料层合板振动特性

针对复合材料层合板分层损伤区域上、下子板的畸变模态,采用自定义矩阵单元模拟其损伤区的接触刚度,建立了一种合理的层合板分层损伤有限元振动分析模型;在此基础上研究了分层深度和分层大小对复合材料层合板振动特性的影响.数值模拟结果与实验结果的对比表明:采用的自定义矩阵单元可以有效地模拟层合板的分层损伤,模态计算值与实验值的最大误差为10.67%,最小误差为0.34%;分层深度和分层大小对复合材料层合板振动特性有较大影响,随分层深度变化,固有频率最多下降50%;随分层大小变化,前4阶固有频率最多下降12%.      

涡轮叶片冷却有效性分析

 为了获得内部换热效率和气膜冷却效率对综合冷却效率的影响规律,建立了简化物理模型对涡轮叶片复合冷却有效性进行分析,得到了内部换热效率与气膜冷却效率对综合冷却效率的影响规律:较低热负荷状态下,内部换热效率提高,综合冷却效率随之提高,内部换热效率对综合冷却效率影响大;较高热负荷状态下,气膜冷却效率对综合冷却效率影响增大,内部换热效率的影响减弱;过高的热负荷会出现综合冷却效率随着内部换热效率的增加而下降的情况,导致内部冷却失效。     

波瓣尾缘切角对涡扇发动机混合排气系统气动热力性能影响

为了获得尾缘切角对涡扇发动机波瓣强迫混合排气系统的流场、热混合效率、总压恢复系数以及推力系数的影响,以涡扇发动机波瓣强迫混合排气系统为研究对象,采用基于Navier-Stokes方程的三维数值模拟方法对不同波瓣尾缘切角模型进行了计算并得到了气动热力性能的影响规律.结果表明:较大的尾缘切角造成在尾缘截面前主次流更早的提前混合,使流向涡的产生和发展在位置上向上游提前,以至于在尾缘截面之后的一定范围内混合效率更高.但大尾缘切角同时也造成较大的能量损失,以至于总压恢复系数较小,总的混合效率偏低:相比0°切角,25°切角的总压恢复系数减小了0.34％,热混合效率减小了11％.适当的尾缘切角修形可以增大推力系数.     

煤油燃料RBCC亚燃模态掺混与燃烧数值模拟研究

为了探索RBCC(Rocket Based Combined Cycle)亚燃模态条件下掺混燃烧性能,对多种工况进行了数值计算。对比分析了各工况下的燃烧室压力、掺混反应效率、总压损失等参数来分析燃烧室内部特性的变化。从数值模拟的研究中可以发现:由于RBCC亚燃模态的特点,一次火箭高温羽流,使得喷注的燃料能够有效地雾化蒸发,通过支板的混合增强作用能有效地提高煤油燃料的掺混能力,凹腔又适当的延长了煤油在燃烧室的停留时间,形成有效的火焰稳定区域,两种有效的火焰稳定方式的结合能实现液体燃料稳定有效的燃烧,而且双凹腔前后组合也能提高燃料的掺混燃烧能力。从计算中还可以发现,合理地布置支板与凹腔的相对位置能提高燃料的掺混反应效率,实现燃料的充分燃烧,并对燃烧性能提高有明显的帮助。