基于有限元法的无刷交流励磁机空载特性分析及额定励磁电流计算

针对无刷交流励磁机铁心结构的复杂性和铁磁材料饱和特性的影响,采用非线性有限元法,利用有限元软件Maxwell,建立无刷交流励磁机的二维模型,对空载特性及额定励磁电流进行研究分析。以1台28 kW无刷交流励磁机为例,对电机气隙磁场仿真分析并求取空载特性。计算所得的基波电势与实测结果相符,为此类电机电磁场的设计提供理论依据。在此基础上通过场路耦合的方法,用外电路来模拟额定负载工况,计算出额定工况下的励磁电流。该方法具有实用性,可为一般的交流励磁机励磁电流计算提供参考。     

不同校准装置对引压管腔动态特性校准

为了探索引压管腔在动态压力校准中各校准方法的一致性与数据准确性,确立了以简单直管形式引压管腔开展动态特性校准的研究。采用理论和仿真的手段分析并建立了引压管腔模型,理论模型和仿真结果一致性极高。利用3种正弦压力校准装置对同一引压管腔进行了动态校准组合试验,结果表明:3种校准方法所得的动态特性与理论分析趋势一致,对于引压管腔基频的校准各试验之间偏差小于0.55%,但与基频理论值最大偏差为-3.17%。该研究将会为未来引压管腔结构设计和动态特性的补偿修正提供了一定参考依据。      

负错位密封静力与动力特性的数值研究

提出了一种抑制气流激振力的负错位密封结构,建立了基于瞬态流场CFD动网格技术的负错位密封静力与动力特性求解模型,分析了偏心率、错位率等因素对密封泄漏量、周向压力、气流力与动力特性系数及密封转子稳定性的影响.结果表明:密封的泄漏量随偏心率与错位率的增加而增大;密封间隙流体周向压力呈正弦规律分布;与传统圆形密封相比,负错位密封形成发散的楔形间隙,降低流体动压效应,降低周向压力差,减小密封的切向力;随着偏心率的增加,密封的直接与交叉刚度以及交叉阻尼的绝对值均增大,直接阻尼降低;与传统圆形密封结构相比,该型密封可有效降低密封的交叉刚度,增加主阻尼,提高等效刚度与等效阻尼,改善了密封的稳定性.      

换热效应对燃气涡轮发动机过渡态性能的影响

在非定常换热模型基础上,提出了换热效应不影响旋转部件功的假设,以及气冷涡轮换热的简化处理方法,建立了考虑换热效应的发动机过渡态性能计算模型.针对某双转子涡扇发动机加减速过程进行了数值模拟.结果表明:换热效应对整机性能的影响主要表现为各部件的响应滞后,而低压转子的响应滞后最为明显;压气机的换热时间常数小于涡轮;在旋转部件中,叶片的换热时间常数最小,轮毂次之,机匣最大.      

航空发动机风扇叶片硬物冲击损伤特征

通过对国内近20年民用航空发动机风扇叶片外物损伤数据调研与统计分析,筛选最具典型特征的硬物冲击损伤数据,依据发动机维修手册对风扇叶片损伤类型特征进行了分类,研究损伤类型与发动机类型的相关性和差异性、损伤发生位置特征、损伤尺寸特征等内容.分析结果表明:发动机风扇叶片硬物冲击损伤类型表现出多样化特征,其中缺口和凹坑两类损伤类型发生概率较大,而且不同损伤类型在特定发动机型号中又存在一定的差异性.通过对损伤位置与尺寸特征的分析,表明风扇叶片的损伤位置存在一定的集簇统计规律,缺口的损伤尺寸特性存在一定的统计分布规律.研究结果能够为航空发动机风扇叶片实际的维护维修工作提供相关技术参考.      

固体火箭冲压发动机燃气发生器动态特性影响分析

建立了燃气发生器/固体火箭冲压发动机/导弹的一体化动态数学模型,通过数值仿真研究得到了在典型飞行弹道下各主要工作参数的变化过程.结果表明,在导弹飞行的爬升和巡航段,燃气发生器实际输出燃料流量和发动机实际输出推力与指令值之间的相对偏差均较小,不超过7%;而在俯冲段,由于容腔效应影响严重,燃料流量相对偏差达到-30%,推力最大相对偏差达-50%.上述因素给导弹飞行速度带来的相对偏差小于5%,射程的相对偏差小于1%.因此,针对所述的爬升 巡航 俯冲弹道,在导弹工作过程仿真中,可忽略燃气发生器的动态特性,不会影响对导弹飞行性能的评估.      

气冷径向稳定器张角对混合扩压器性能影响

针对一种混合扩压器和气冷径向稳定器一体化新型结构,基于N-S方程建立了流场三维数值计算模型,研究了气冷径向稳定器张角变化对混合扩压器流场、流阻特性和混合特性的影响规律.结果表明:随着气冷径向稳定器张角的增大,混合扩压器的静压恢复系数逐渐减小,混合扩压器的流阻系数和压力损失系数均逐渐增大;在混合扩压器出口截面处,随着气冷径向稳定器张角的增大,总压恢复系数逐渐减小,总压恢复系数的最大值与最小值相差0.0032.热混合效率逐渐增大,热混合效率的整体变化范围为0.7268~0.8857.      

球面收敛二元喷管出口三角形锯齿对气动和红外特性的影响

通过数值计算研究,分析了喷管出口锯齿修型对涡扇发动机排气系统球面收敛二元喷管气动及红外特性的影响.结果表明:相对于基准喷管,喷口锯齿修型均造成排气系统推力系数和总压恢复系数的下降,且齿底角越大,推力系数的损失越大.比较而言,内缩型锯齿修型方式对排气系统气动性能的影响最小,但导致排气喷流和总体红外辐射强度在±15°探测角附近的较大增强;外伸型锯齿修型对排气系统气动性能的影响最大;30°齿底角的等面型锯齿修型综合性能较优,对推力系数和总压恢复系数的影响微弱,同时在-30°~0°,0°~30°的探测视角内体现出一定的红外辐射抑制作用.      

氢气和过氧化氢对正癸烷燃烧特性影响的对比

氢气(H2)和过氧化氢(H2O2)具有较强的反应活性,能够增强碳氢燃料的燃烧过程。为了探究添加液态氢和液态过氧化氢对航空燃油燃烧特性的影响,以正癸烷为代理燃料,采用数值模拟方法对比研究了H2和H2O2对正癸烷/空气燃烧特性的影响。研究发现,随着H2O2的增加,点火延迟时间显著缩短;而随着H2的增加,初始温度为1100 K时,点火延迟时间基本不变,在初始温度为1600 K时点火延迟时间略有缩短。随着H2O2的增加,层流火焰速度有所提升,而H2添加量对层流火焰速度的提高相对而言较小。富油燃烧时,CO排放指数随H2O2和H2的增加有所降低,NO排放指数有所增长。低压贫油燃烧时,H2O2和H2添加量对CO和NO排放指数基本没有影响;高压贫油燃烧时CO排放指数有所降低,NO排放指数有所提高,H2O2添加量的影响更加显著。      

典型阶梯篦齿高转速密封性能试验

在高转速密封试验设备上,进行了实际尺寸阶梯篦齿压比(1.05～28)、相对密封间隙(齿尖密封间隙和齿宽比)(24～40)、泄漏流雷诺数(1900～28000)及旋转速度(0～12000r/min)等对密封性能影响的试验。结果显示:篦齿流量系数随压比变大而上升,随相对密封间隙变大而降低;转速低于5000r/min时,旋转对篦齿流量系数影响不明显,高转速、小压比时,篦齿流量系数随转速的升高而降低,降幅超过301%;较小雷诺数下,篦齿流量系数随雷诺数的减小快速降低,雷诺数超过6000以后,篦齿流量系数受雷诺数的影响不明显;气流通过阶梯篦齿第一道齿的压力损失最小,通过最后一道齿的压力损失最大,通过中间各齿的压力损失相当。基于试验测试数据,修正了典型阶梯篦齿流量系数的求解关系式,修正后的关系式计算值与实测值吻合良好。