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531.
为了研究发动机的突加不平衡故障,建立了航空发动机低压转子模型,完成了转子实验器的模态校核。在此基础上对突加不平衡下实验器的转子件响应进行了理论分析与实验对比。进一步建立了转子-支承-机匣分析模型,完成了响应的分析与实验结果对比。结果表明:建立的转子-支承-机匣模型考虑了发动机实际运转过程中的角加速度项和挤压油膜阻尼器瞬态项,分析结果与实验结果相符,突加不平衡位置处振动位移响应的分析结果与实测结果之间的相对误差为2.1%。在校核转子件响应后,将转子件载荷作为支承-机匣模型的载荷输入,考虑发动机结构特征,建立支承-机匣模型进行响应分析,分析结果与实验结果基本一致,对于靠近突加不平衡位置的振动速度响应,其分析结果与实测结果之间的相对误差不超过4.7%。分析结果能够体现突加不平衡后转子响应的冲击特征和转子-支承-机匣响应层层减弱的过程,所建立的计算方法具有较好的推广性。 相似文献
532.
533.
针对涡扇发动机内部状态大范围变化条件下,单点线性控制器控制效果不佳而线性变参数控制器求解困难的问题,提出了一种基于多入多出平衡流形展开模型的涡扇发动机反馈线性化滑模变结构控制。首先,采用多入多出平衡流形展开模型辨识技术,获得仿射型的涡扇发动机数学模型。随后,利用反馈线性化将平衡流形展开模型解耦,经过坐标变换获得可用于控制系统设计的线性结果,考虑了具有误差项和饱和函数的指数趋近滑模控制律来提高控制系统的鲁棒性,完成了基于平衡流形展开模型的多变量涡扇发动机反馈线性化滑模控制器设计。最后,在非线性部件级模型上开展了控制器验证。在平衡流形展开模型设计工况,增益控制和滑模控制的控制效果表明,基于平衡流形展开模型的反馈线性化方法能够获得涡扇发动机良好的控制效果。同时,在平衡流形展开模型稳定但精度无法保证的非设计飞行工况,反馈线性化滑模控制器能够进一步抑制不确定性的影响,保证转子转速和发动机压比的跟踪控制效果。 相似文献
534.
为了明晰航空发动机在突加不平衡下的锥壁熔断作用,分别针对突加不平衡转速大于或小于临界转速条件下建立了有
限元模型并进行分析,总结了锥壁熔断降载机理,完成了稳态分析和瞬态计算,通过理论分析、数值模拟与试验的方式验证了降载
机理的正确性。结果表明:锥壁熔断技术能够显著降低转子在突加不平衡作用下的不平衡响应和外传力。锥壁熔断的主要降载
机理是通过改变支点刚度从而改变临界转速与飞脱转速的相对位置进行减振,关键参数包括熔断后的支承刚度与响应时间。熔
断支承刚度越小,降载效果越好;熔断时间越短,降载效果越好。同时,应合理设计转子支承刚度,使得在发生锥壁熔断后,转子第
1、2阶临界转速能够远离风车转速,避免发生共振。 相似文献
535.
536.
非平衡状态下双原子分子振动态的分布 总被引:1,自引:0,他引:1
为尝试修正Hammerling假设,在仔细分析了非平衡状态下双原子分子振动态的分布特征的基础上,提出了新的分布近似函数.该近似分布函数能很好地体现非平衡状态下双原子分子振动态分布的主要特征,其在离解反应速率的理论计算中的应用也证明是成功的.同时还部分证明了Park的双温模型具有其理论基础. 相似文献
537.
为模拟高超声速风洞中水蒸汽凝结现象,设计了一种基于稀疏波反射原理的凝结实验系统,采用“空间等效时间”思想,在固定位置测量流场随时间的变化,实现了0.14~1.4ms亚毫秒时间尺度的凝结。通过吸收光谱测量方法实现了凝结过程中流场温度、水蒸汽含量的高时间分辨率(100kHz)测量,对小时间尺度凝结现象的影响因素进行了分析。结果表明:不同亚毫秒时间尺度下凝结规律相同;水蒸汽含量或试验段初始压力增加,凝结发生越快,即喷管中的凝结位置越靠前,而发生凝结时的拐点温度越高;初始压力与水蒸汽含量不变时,压力下降速度越快,发生凝结位置越靠前,发生凝结时拐点温度相同。 相似文献
538.
539.
540.
弹头的温度变化规律是弹道中段红外突防诱饵热设计的理论依据.列举了文献报道的弹道导弹弹头全弹道温度随时间变化的曲线图,并对其变化规律进行了定性分析和研究;对其弹道中段的纯辐射传热进行了定量分析和理论研究,推导出与对比温度(τ=T/Te)有关的特征函数f(τ)与时间t成线性关系的计算公式,且导出了斜率与其热特性组合参数相关的公式,并采用实例的线性相关系数进行了验证. 相似文献