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氧弹量热法测定航空煤油热值不确定度分析 被引量：1
1
作者 薛原 宋子军 刘盾盾 《中国石油和化工标准与质量》 2024年第2期50-53,共4页
航空煤油热值是评价航空发动机将燃料油中热能转化为机械能重要依据,为准确评估氧弹量热法测量航空煤油热值的不确定度,本文按照国家计量技术规范要求,制定了氧弹量热法热值实验测量方案,并参考测量标准和量热仪热值计算公式,对影响煤... 航空煤油热值是评价航空发动机将燃料油中热能转化为机械能重要依据,为准确评估氧弹量热法测量航空煤油热值的不确定度,本文按照国家计量技术规范要求,制定了氧弹量热法热值实验测量方案,并参考测量标准和量热仪热值计算公式,对影响煤油类样品热值测量精度的因素进行了分析,确定了氧弹量热法实验中出现的各个不确定度来源。最后,通过理论分析与实验方法确定了氧弹量热法实验中出现的各个不确定度来源分量,并得到了航空煤油样品热值测量合成不确定度和合成相对不确定度。结果表明:航空煤油样品测量合成不确定度为406.27 J/g,航空煤油样品热值测定合成相对不确定度为0.955%,其中实验重复性测量对航空煤油热值测量不确定度影响最大。 展开更多
关键词 航空煤油 热值测量 不确定度 氧弹量热法
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高空射流核心区控制的数值分析与试验验证 被引量：3
2
作者 耿卫民 吴锋 +1 位作者 王娟娟 冯旭栋 《燃气涡轮试验与研究》 2021年第2期46-51,共6页
为研究高空射流核心区的变化规律,分析了不同模拟马赫数/高度状态下高空射流核心区的物理本质和影响因素。通过理论分析和CFD计算确定了建立自由射流试验需满足的进排气条件,获得了亚声速下喷管出口的核心区角度、超声速下不同马赫数典... 为研究高空射流核心区的变化规律,分析了不同模拟马赫数/高度状态下高空射流核心区的物理本质和影响因素。通过理论分析和CFD计算确定了建立自由射流试验需满足的进排气条件,获得了亚声速下喷管出口的核心区角度、超声速下不同马赫数典型流态的临界压比及其随喷管设计马赫数的变化趋势,以及自由射流试验中压力和马赫数等参数的模拟偏差对核心区的影响规律。最后,利用自由射流高空模拟试验验证了理论分析的正确性,为自由射流高空模拟试验研究提供了技术参考。 展开更多
关键词 航空发动机 进气道 进发匹配 高空模拟试验 自由射流 核心区
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六分力台架设计与矢量推力定位 被引量：3
3
作者 张有 张斌山 +2 位作者 吴锋 王俊刚 袁占斌 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第11期2324-2330,共7页
从螺旋理论出发,给出六分力台架上测力单元的基本设计准则,并证明由逆静力映射矩阵乘以传感器所受反力来计算矢量推力在数学上是不适定的,只能获得矢量推力的3个分力和3个力矩,无法求得该矢量推力的作用点。为了克服上述缺点,提出了确... 从螺旋理论出发,给出六分力台架上测力单元的基本设计准则,并证明由逆静力映射矩阵乘以传感器所受反力来计算矢量推力在数学上是不适定的,只能获得矢量推力的3个分力和3个力矩,无法求得该矢量推力的作用点。为了克服上述缺点,提出了确定矢量推力作用点的环向偏转法,并用数值算例验证了该方法的可行性。算例结果表明:发动机和动架的重力会对矢量推力的作用点确定产生严重干扰,因此使用环向偏转法确定力心时必须事先消除重力的影响。 展开更多
关键词 六分力台架 矢量推力 动架 测力传感器 校准
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滞止压力低至10 kPa的音速喷嘴量值溯源方法探析 被引量：3
4
作者 李春辉 苏金友 +2 位作者 袁世辉 高山 周立媛 《计量学报》 CSCD 北大核心 2018年第B12期104-107,共4页
为解决的气体流量计量校准技术无法实现航空发动机在低压工作条件下气体流量的直接校准和量值溯源的问题,对音速喷嘴在较低滞止压力条件下的直接校准和量值溯源方法进行探析与研究。首先,采用pVTt法气体流量基准装置在大气压条件下对4... 为解决的气体流量计量校准技术无法实现航空发动机在低压工作条件下气体流量的直接校准和量值溯源的问题,对音速喷嘴在较低滞止压力条件下的直接校准和量值溯源方法进行探析与研究。首先,采用pVTt法气体流量基准装置在大气压条件下对4块名义喉径为40mm的音速喷嘴进行了测试;其次,基于5支标准音速喷嘴,采用音速喷嘴串联的方式实现了最低至10kPa滞止压力的音速喷嘴的实流校准;最后,对测得的流出系数与喉部雷诺数的平方根倒数进行了线性拟合。基于拟合程度较高的线性拟合结果,验证了该校准方法的可行性和准确性。 展开更多
关键词 计量学 气体流量计量 校准 量值溯源 滞止压力 线性拟合
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一种小型弹用发动机空中起动环境模拟试验主动抗扰控制方法
5
作者 王信 钟华贵 +2 位作者 但志宏 罗载奇 郭强 《燃气涡轮试验与研究》 2021年第3期32-36,5,共6页
针对高空模拟试车台(简称高空台)弹用发动机起动环境模拟试验具有起动时间极短、流量变化率大等特点,采用常规控制方法难以实现快速、准确模拟空中飞行环境的技术难题,引入自抗扰控制思想,提出一种适用于高空台非线性不确定复杂系统的... 针对高空模拟试车台(简称高空台)弹用发动机起动环境模拟试验具有起动时间极短、流量变化率大等特点,采用常规控制方法难以实现快速、准确模拟空中飞行环境的技术难题,引入自抗扰控制思想,提出一种适用于高空台非线性不确定复杂系统的主动抗扰控制方法。仿真验证表明,采用该主动抗扰控制方法,试验舱进气、排气压力最大偏差≯0.3 kPa,进入稳态时间较短且无超调,能有效抑制弹用发动机起动对试验舱进气、排气压力的干扰。本研究对于高空台弹用发动机及其他型号发动机试验控制技术的发展具有重要借鉴意义。 展开更多
关键词 航空发动机 空中起动 主动抗扰控制 起动环境模拟 高空模拟试车台
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大口径压力调节装置特性仿真分析方法研究
6
作者 赵伟 万世华 +1 位作者 但志宏 林哲 《燃气涡轮试验与研究》 2021年第5期56-62,共7页
针对高空舱压力模拟系统拟使用的大口径双瓣液动调节装置在压力条件模拟过程中的调节能力、动态调节特性及内部流场分布特点进行了仿真评估。构建了该压力模拟系统的仿真模型,在Matlab/Simulink仿真环境下研究了大口径双瓣液动调节装置... 针对高空舱压力模拟系统拟使用的大口径双瓣液动调节装置在压力条件模拟过程中的调节能力、动态调节特性及内部流场分布特点进行了仿真评估。构建了该压力模拟系统的仿真模型,在Matlab/Simulink仿真环境下研究了大口径双瓣液动调节装置在发动机稳态与推力瞬变试验中的工作效果,并使用Solidworks对调节装置的内部流场分布特性进行了分析。结果表明:仿真环境下,调节装置的调节能力、动态调节特性等可满足大容腔宽范围流量压力模拟系统主要试验对象的调节需求。分析过程中形成的系统仿真方法可用于其他压力模拟系统调节装置的特性分析与评估。 展开更多
关键词 高空舱 压力模拟系统 双瓣液动调节装置 流动特性 建模仿真 动态调节
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航空发动机过渡态试验进气压力线性自抗扰控制方法 被引量：14
7
作者 钱秋朦 但志宏 +2 位作者 张松 裴希同 王信 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第10期2271-2279,共9页
航空发动机高空模拟试车台过渡态试验中进气控制系统受扰严重,常规方法难以有效提升进气压力控制品质,提出了一种基于线性自抗扰的进气压力控制方法。采用机理建模和系统辨识手段搭建高置信度进气仿真平台,设计线性自抗扰控制器,实现对... 航空发动机高空模拟试车台过渡态试验中进气控制系统受扰严重,常规方法难以有效提升进气压力控制品质,提出了一种基于线性自抗扰的进气压力控制方法。采用机理建模和系统辨识手段搭建高置信度进气仿真平台,设计线性自抗扰控制器,实现对发动机扰动影响的实时预估和补偿,形成具有主动抗扰机制的进气压力控制方法。考虑实际使用中存在控制器手/自动及控制器间的切换问题,设计实用型无扰切换方法。仿真环境下,将该方法与比例积分微分(PID)进行对比,结果显示进气压力最大偏离值由7.69kPa缩小至0.9kPa,且能够快速收敛趋于稳定,表明了该方法无需发动机信息即可实现进气压力的有效控制,通用性高,抗扰性优,能够大幅提升发动机过渡态试验中进气系统的调节品质。 展开更多
关键词 高空模拟试车台 进气控制系统 过渡态试验 线性自抗扰 无扰切换
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大口径蝶阀数学建模与流场特性分析 被引量：13
8
作者 张松 但志宏 +3 位作者 李腾 钱秋朦 张健平 郭玉英 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2020年第6期1315-1325,共11页
为了获得大口径蝶阀的输入输出特性模型,开展了蝶阀运动特性实验和数值模拟仿真研究。在给定工况下,计算蝶阀在不同开度下的速度、压力、力矩和压降,获取了蝶阀内部流场特性;同时,根据流速分布、压力分布、湍流动能和湍流强度等表征蝶... 为了获得大口径蝶阀的输入输出特性模型,开展了蝶阀运动特性实验和数值模拟仿真研究。在给定工况下,计算蝶阀在不同开度下的速度、压力、力矩和压降,获取了蝶阀内部流场特性;同时,根据流速分布、压力分布、湍流动能和湍流强度等表征蝶阀流动特性的参数,通过拟合建立了蝶阀特性数学模型,并与实验数据进行了对比分析。结果表明:不同开度时,蝶阀呈现不同的流场特性,当开度大于等于53.65%时,蝶阀流体在入口和出口处的流速较饱满,流通性能相对较好,流态平稳。经实验数据修正后的蝶阀数学模型置信度高,利用它进行蝶阀运动特性数值模拟分析是可行性的。 展开更多
关键词 大口径蝶阀 蝶阀数学模型 流场特性 运动特性 开度
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航空涡轮发动机射流预冷技术研究 被引量：12
9
作者 林阿强 郑群 +2 位作者 吴锋 杨昊 张海 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2020年第4期721-728,共8页
利用雾化蒸发的高效冷却技术,可以将高温进气降低到发动机材料允许的工作温度。针对射流预冷涡轮基冲压组合循环发动机,对比分析了国内外已有射流预冷技术的进展,详细介绍了射流预冷发动机的理论和试验验证情况,总结了射流预冷对航空涡... 利用雾化蒸发的高效冷却技术,可以将高温进气降低到发动机材料允许的工作温度。针对射流预冷涡轮基冲压组合循环发动机,对比分析了国内外已有射流预冷技术的进展,详细介绍了射流预冷发动机的理论和试验验证情况,总结了射流预冷对航空涡轮发动机性能的影响,针对射流装置和喷水/液氧降温效果进行研究和验证。国内外已有研究表明,依靠射流预冷技术不会对发动机性能产生太大的不利影响,具有技术成型快、成本低,有效地扩展飞行包线,不受飞行高度和马赫数限制等优势。射流预冷技术可以解决涡轮发动机与冲压发动机在模态转换过程的"推力鸿沟"问题,具有潜在的技术优势,值得引起关注并开展进一步的深入研究。 展开更多
关键词 涡轮发动机 推力鸿沟 高温进气 射流预冷 射流装置
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航空发动机推力测量台架原理误差分析 被引量：10
10
作者 张有 吴锋 何培垒 《航空发动机》 2016年第4期76-80,共5页
为研究影响航空发动机推力测量台架系统原理误差的因素及作用,针对发动机弹簧片支撑式推力测量台架,以推力偏心假设为基础建立其力学模型,采用理论分析和仿真验证相结合的方法对某试车台架进行原理误差分析。在给定条件下,台架在竖直平... 为研究影响航空发动机推力测量台架系统原理误差的因素及作用,针对发动机弹簧片支撑式推力测量台架,以推力偏心假设为基础建立其力学模型,采用理论分析和仿真验证相结合的方法对某试车台架进行原理误差分析。在给定条件下,台架在竖直平面和水平面内的角偏心远小于推力角偏心,并不会对推力测量造成显著影响,台架结构变形引起的角偏心也很小。相比之下,原理误差影响最大的因素依次为推力角偏心、热变形和弹阻力,原理误差分别为0.38%、0.16%和0.04%,应加以控制。当推力偏心量造成的原理误差不能满足精度指标时,需采用原位加载系统或者矢量推力测量台架来评估。 展开更多
关键词 支撑式台架 原理误差 弹簧片 推力偏心 台架偏心 航空发动机
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基于扩张状态观测器的高空台进气环境模拟控制技术研究 被引量：9
11
作者 但志宏 张松 +3 位作者 白克强 钱秋朦 裴希同 王信 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2021年第9期2119-2128,共10页
针对航空发动机高空台推力瞬变等过渡态试验对进气环境模拟控制系统所提出的强抗扰性、强鲁棒性的迫切需求,设计了一种基于扩张状态观测器(ESO)的高空台进气环境模拟主动抗扰控制技术方法。首先分析了现有高空台过渡态环境模拟的技术特... 针对航空发动机高空台推力瞬变等过渡态试验对进气环境模拟控制系统所提出的强抗扰性、强鲁棒性的迫切需求,设计了一种基于扩张状态观测器(ESO)的高空台进气环境模拟主动抗扰控制技术方法。首先分析了现有高空台过渡态环境模拟的技术特点和高品质控制指标难于实现的原因;其次设计线性自抗扰控制器(LADRC)和一体化并行控制器(IPC);最后通过仿真对高空台进气环境模拟主动抗扰控制方法进行了验证。结果表明,应用基于扩张状态观测器的主动抗扰控制技术,能够大幅提高发动机过渡态试验中进气环境模拟的动态响应速度、控制精度和抗扰动能力。 展开更多
关键词 高空试验台 进气环境模拟 过渡态试验 扩张状态观测器 线性自抗扰控制器 一体化并行控制器
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基于LMI极点配置的高空台飞行环境模拟系统PI增益调度控制研究 被引量：9
12
作者 朱美印 王曦 +4 位作者 张松 但志宏 裴希同 缪柯强 姜震 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第11期2587-2597,共11页
针对高空台飞行环境模拟系统的温度和压力在整个工作包线内的鲁棒性能控制问题,提出了一种基于LMI极点配置的PI增益调度控制设计方法。在考虑变比热容腔微分方程、管道热传导、调节阀流量特性、液压伺服动态、传感器增益对飞行环境模拟... 针对高空台飞行环境模拟系统的温度和压力在整个工作包线内的鲁棒性能控制问题,提出了一种基于LMI极点配置的PI增益调度控制设计方法。在考虑变比热容腔微分方程、管道热传导、调节阀流量特性、液压伺服动态、传感器增益对飞行环境模拟系统造成的建模不确定性的基础上,建立了完整、准确的飞行环境模拟系统非线性模型;对非线性模型进行了线性化,并根据线性模型推导了基于LMI极点配置的PI控制器设计算法;在飞行环境模拟系统的工作包线内选取了36个稳态点设计了基于LMI极点配置的PI增益调度控制器;设计了两种飞行环境模拟试验来验证设计的PI增益调度控制器的鲁棒性能。仿真结果表明,飞行环境模拟系统温度的稳态误差和动态误差均小于0.1%,压力的稳态误差小于0.5%,动态误差小于0.7%。 展开更多
关键词 高空模拟试验台 飞行环境模拟系统 LMI 极点配置 PI增益调度控制
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基于声模态的压气机/风扇气路故障诊断 被引量：9
13
作者 程礼 杨武奎 +2 位作者 梁涛 文璧 姚东野 《机械工程学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第13期38-44,共7页
通过压气机/风扇流道中声模态产生机理分析,阐述了压气机/风扇效率与声模态之间的联系,探索基于声模态的航空发动机气路故障的诊断方法。基于奇异值分解理论,提出了一种声模态信号的提取方法,并通过某风扇试验器试验数据处理,成功绘制... 通过压气机/风扇流道中声模态产生机理分析,阐述了压气机/风扇效率与声模态之间的联系,探索基于声模态的航空发动机气路故障的诊断方法。基于奇异值分解理论,提出了一种声模态信号的提取方法,并通过某风扇试验器试验数据处理,成功绘制出了声模态时序图。根据声模态时序图的波峰、波谷分布,辨识出该风扇在亚音速工作范围内既有前行声模态,又有后行声模态。而当后行声模态居于主导地位时,风扇效率明显下降,偏离设计指标,与实际故障现象相吻合,验证了声模态诊断方法的可行性。 展开更多
关键词 航空发动机 压气机/风扇 故障诊断 声模态 奇异值分解
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DD6单晶涡轮叶片热机综合疲劳试验研究 被引量：8
14
作者 梁文 石炜 赵伟 《燃气涡轮试验与研究》 北大核心 2015年第5期29-32,共4页
针对涡轮叶片考核部位的寿命问题,介绍了DD6单晶涡轮叶片热机疲劳试验方法。通过设计感应线圈进行高频感应加热,实现某一工作状态下涡轮叶片考核截面温度场模拟,同时使用U型铁氧体精细调节温差;通过设计的二位移调节机构控制拉伸载荷,... 针对涡轮叶片考核部位的寿命问题,介绍了DD6单晶涡轮叶片热机疲劳试验方法。通过设计感应线圈进行高频感应加热,实现某一工作状态下涡轮叶片考核截面温度场模拟,同时使用U型铁氧体精细调节温差;通过设计的二位移调节机构控制拉伸载荷,实现涡轮叶片考核截面由离心载荷和气动载荷引起的应力场模拟。在保证内冷空气流量的条件下,进行了DD6单晶涡轮叶片热机疲劳试验,实现了涡轮叶片寿命预测方法的试验验证,同时为工程设计提供了试验依据。 展开更多
关键词 单晶合金 涡轮叶片 热机疲劳试验 高频感应加热 铁氧体
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三维力传感器的设计和静态解耦算法研究 被引量：7
15
作者 彭小武 马国鹭 +2 位作者 赵涌 宋子军 王清清 《传感技术学报》 CAS CSCD 北大核心 2021年第11期1518-1522,共5页
针对三维力传感器在获取大量程空间三维力时存在精度低、维间耦合的问题,从机械解耦角度进行改进,弹性体采用十字梁型结构,竖梁两侧开设通槽,并将电阻应变片粘贴于竖梁和横梁两侧,通过电阻应变片组桥方式连接。利用万能试验机对传感器... 针对三维力传感器在获取大量程空间三维力时存在精度低、维间耦合的问题,从机械解耦角度进行改进,弹性体采用十字梁型结构,竖梁两侧开设通槽,并将电阻应变片粘贴于竖梁和横梁两侧,通过电阻应变片组桥方式连接。利用万能试验机对传感器进行标定加载分析,基于最小二乘理论对经多次测量筛选出的数据进行拟合,得出该传感器输入载荷与输出电压之间解耦矩阵。采用研制出的三维力传感器进行论证实验,通过对传感器标定并结合弹性体本身机械结构解耦。实验结果表明,所研制的大量程三维力传感器的Ⅰ类误差和Ⅱ类误差分别为2.36%和2.1%,能够较好地抑制各维间的耦合,并达到了该传感器的预期精度要求。 展开更多
关键词 三维力传感器 静态标定 最小二乘理论 结构解耦 维间耦合
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组合临界流文丘里喷嘴空气流量测量方法高空舱应用分析 被引量：7
16
作者 苏金友 田金虎 +3 位作者 唐智礼 袁世辉 李腾 李春辉 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第10期2149-2157,共9页
为满足发动机高空试验低流速进气条件下空气流量精确测量,减小进气导管气流附面层影响,弱化空气流量测量与被试发动机相关性。分析了单件/组合临界流文丘里喷嘴的工作特性,给出了组合临界流文丘里喷嘴(ACFVN)空气流量计算方法,依据给定... 为满足发动机高空试验低流速进气条件下空气流量精确测量,减小进气导管气流附面层影响,弱化空气流量测量与被试发动机相关性。分析了单件/组合临界流文丘里喷嘴的工作特性,给出了组合临界流文丘里喷嘴(ACFVN)空气流量计算方法,依据给定试验发动机和高空舱尺寸设计了临界流文丘里喷嘴组合结构,得到了组合临界流文丘里喷嘴在高空舱应用的控制方法和测试布局。采用小尺寸喷嘴对组合喷嘴设计和应用方法进行了验证,结果表明:采用打开/关闭喷嘴数量和调节进气压力两种组合方式在高空舱内应用方法可行,测试布局满足测量要求,下游发动机进口截面气流紊流度优于0.3%,满足发动机高空模拟试验要求。 展开更多
关键词 组合临界流文丘里喷嘴(ACFVN) 空气流量 装置设计 高空舱 民用动力
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高空舱飞行高度模拟串级LADRC鲁棒控制技术 被引量：3
17
作者 但志宏 张松 +3 位作者 张和洪 钱秋朦 王信 赵伟 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第4期279-288,共10页
针对航空发动机高空舱飞行高度模拟控制系统存在的强非线性、高度不确定性、强外部扰动等实际工程问题,对抑制系统不确定性影响的主要控制方法进行了分析和讨论,设计了一种基于降阶线性扩张状态观测器(RLESO)的串级线性自抗扰(LADRC)鲁... 针对航空发动机高空舱飞行高度模拟控制系统存在的强非线性、高度不确定性、强外部扰动等实际工程问题,对抑制系统不确定性影响的主要控制方法进行了分析和讨论,设计了一种基于降阶线性扩张状态观测器(RLESO)的串级线性自抗扰(LADRC)鲁棒控制方法。分析了被控对象的主要特性和控制难点,并将广义受控对象分为蝶阀位置回路和飞行高度回路。对两个回路分别设计降阶扩张状态观测器和控制器并组建串级控制系统。通过控制仿真并与经典PID控制方法进行了对比分析,结果显示在推力瞬变试验控制仿真中,被控压力的最大波动值从3.5 kPa减小至0.8 kPa,表明了基于RLESO的串级LADRC技术能够显著提升高空台飞行高度模拟的控制品质,获得了较为理想的鲁棒控制性能和抗扰性能。 展开更多
关键词 高空舱 飞行高度模拟 鲁棒性 降阶线性扩张状态观测器 线性自抗扰控制器
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1种副孔正交型超声速5孔探针的设计与应用 被引量：7
18
作者 张有 吴锋 +1 位作者 冯旭栋 尹骥 《航空发动机》 北大核心 2018年第5期65-72,共8页
针对超声速喷管出口流场Ma和方向角的测量,设计了直径为4 mm的副孔正交型超声速5孔探针。圆锥形测压头半角为20°,测压孔直径为0.4 mm,探针直段长140 mm。分别在亚声速风洞(196个校准点)和超声速风洞(294个校准点)中对5孔探针进行... 针对超声速喷管出口流场Ma和方向角的测量,设计了直径为4 mm的副孔正交型超声速5孔探针。圆锥形测压头半角为20°,测压孔直径为0.4 mm,探针直段长140 mm。分别在亚声速风洞(196个校准点)和超声速风洞(294个校准点)中对5孔探针进行了校准,结果表明:5孔探针在不同Ma下的方向特性曲线具有几何相似性,有较高的角度灵敏度;总压特性系数和静压特性系数均具有良好的对称性。并通过数值计算研究了5孔探针的扰流特性。结合自动位移机构,完成了超声速喷管出口5个截面共315个坐标点的标定,获得了流场的Ma和方向角分布特性。 展开更多
关键词 超声速5孔探针 风洞校准 数值分析 射流 航空发动机
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尾缘修型对探针支杆尾迹抑制作用的数值研究 被引量：6
19
作者 高杰 向宏辉 +2 位作者 杨荣菲 王晖 葛宁 《燃气涡轮试验与研究》 北大核心 2017年第1期28-31,35,共5页
为减小压气机试验中探针支杆尾迹对下游被测流场的干扰,以圆柱型探针支杆为研究对象,对其尾缘结构进行椭圆状修型处理,并采用数值模拟方法对支杆尾缘修型进行参数化研究,分析了修型几何参数对支杆尾迹旋涡抑制作用的变化规律。研究表明... 为减小压气机试验中探针支杆尾迹对下游被测流场的干扰,以圆柱型探针支杆为研究对象,对其尾缘结构进行椭圆状修型处理,并采用数值模拟方法对支杆尾缘修型进行参数化研究,分析了修型几何参数对支杆尾迹旋涡抑制作用的变化规律。研究表明:支杆尾缘实施椭圆修型后所产生的总压损失随着椭圆长短半轴比值的增大而逐渐减小;当进口马赫数不大于0.50时,尾缘修型可推迟支杆表面附面层的流动分离,降低支杆尾迹掺混损失;当进口马赫数大于0.50时,尾缘修型虽能降低激波强度,但由于未能推迟壁面附面层分离,对尾迹损失抑制作用减弱。 展开更多
关键词 压气机试验 流场测量 探针支杆 尾缘修型 尾迹损失 总压损失 附面层分离 数值模拟
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排气扩压器对高空舱压的影响与控制方法 被引量：6
20
作者 但志宏 张松 +2 位作者 钱秋朦 张健平 郭玉英 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2021年第1期205-215,共11页
为研究排气扩压器流动特性对高空舱后舱压力控制的影响,采用ANSYS19.1对排气扩压器进行数学建模和流场数值模拟分析,揭示其内部实际流动的物理过程;在次流质量流量为20 kg/s时,数值模拟不同排气扩压器背压和主流流量时后舱压力的变化规... 为研究排气扩压器流动特性对高空舱后舱压力控制的影响,采用ANSYS19.1对排气扩压器进行数学建模和流场数值模拟分析,揭示其内部实际流动的物理过程;在次流质量流量为20 kg/s时,数值模拟不同排气扩压器背压和主流流量时后舱压力的变化规律,并通过样条插值得到排气扩压器背压、主流流量和后舱压力三者关系模型;建立高空舱后舱压力控制系统仿真模型,分析在不同调节模式和不同控制方法下排气扩压器流动特性对压力调节的影响。结果表明:发动机喷嘴出口处速度最大,混合后速度迅速下降,下降了约88%,而压力沿着排气扩压器轴向逐渐增大,最后趋于边界值。在发动机过渡态试验中,排气扩压器流动特性对后舱压力控制系统扰动很大,线性PID(proportion integration differentiation)控制难以保证后舱压力高精度、强抗扰的调节品质要求,而非线性PID控制不仅能减小排气扩压器流动特性对压力调节的影响,抑制发动机流量扰动,而且能保证瞬态响应快,超调量小,调节精度高。 展开更多
关键词 高空舱 后舱压力系统 排气扩压器 流动特性 压力调节
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