基于ESO的高空台发动机进气压力控制研究进展

 高空台航空发动机进气压力控制是保障发动机高空模拟试验有效性及可靠性的关键，而基于扩张状态观测器（extended etate observer，ESO）的进气压力控制方法研究，目的是改进控制品质，抑制未知干扰的影响，实现进气压力的快速稳定控制。通过梳理高空台发动机进气压力控制技术的发展现状，阐述了基于ESO的控制方法研究进展及相关问题，并就目前ESO的参数整定及改进设计进行分类总结，提出了基于扩张状态观测器的高空台发动机进气压力控制的未来发展策略和研究方向。     

钻机柴油机二级涡轮增压系统优化与流场分析

以济柴190系列柴油机的真实尺寸和实验数据为依据,对二级涡轮增压器的改造方案进行了分析,确立了二级涡轮增压器连接方案。在GT-Power中建立发动机模型并验证了模型的可靠性,在GT-Power中对二级涡轮增压器进行仿真计算并与原机涡轮增压器进行了对比分析;建立流道模型,设置合适的边界条件对二级涡轮增压系统的内部流场进行分析,分析了原增压器和二级涡轮增压系统的压气端和涡轮端的内部流场分布和运行状况。研究发现新的涡轮增压系统较原机相比的加速性能、动力性能、低转速特性都有提高,相同时间内新增压系统的进气流量更多,使燃油的燃烧更加充分,大大降低了燃油消耗率和废气中氮氧化物的含量。     

浅析航空活塞发动机抖动的原因与故障排除

航空活塞发动机抖动,不仅影响发动机的功率和经济性,而且还直接影响飞行安全。本文以Lycoming IO/O-360航空活塞发动机为例,从点火系统、燃油系统、进气系统和气门机构等方面,对发动机抖动的成因以及故障诊断和排除进行探讨。     

基于面径比的车用高速柴油机增压匹配研究

涡轮的面径比是废气涡轮增压器与车用发动机匹配的重要参数之一。将两台面径比不同的涡轮增压器与车用高速柴油机进行了匹配研究。结果表明:匹配较小面径比增压器的柴油机进气压力较高,新鲜充量增加,排气背压较高;低转速区域内进气压力和新鲜充量的增加提高了柴油机的燃烧效率,而排气负功的影响作用较弱,因此外特性输出转矩增加,燃油消耗率降低;高转速区域的排气负功影响作用增加,经济性变差;全工况烟度排放均较低。     

涡轮导向叶片热冲击双向耦合数值研究

航空发动机涡轮导向叶片热冲击过程是一个典型的固体变形场、温度场和流场三场耦合作用问题,工况复杂。基于流固热耦合理论,求解一维平板模型热弹性解析解;并进行数值模拟和对比分析,验证了双向耦合方法的有效性。应用建立的双向耦合方法对某涡轮导向叶片热冲击过程进行数值模拟,得到了涡轮导向叶片表面温度及热应力分布规律。研究表明,提出的双向耦合方法可以有效地预测涡轮导向叶片的温度及应力分布规律,计算温度与试验误差小于5%;应力集中处与试验中叶片破坏区域一致。研究对航空发动机涡轮叶片热冲击过程数值模拟提供了有效方法。     

航空发动机涡轮流动及噪声数值模拟

发展可靠、高效、低噪声的发动机是航空工业不懈的追求. 涡轮作为航空发动机核心部件之一. 其流动及换热问题始终是贯穿航空发动机设计、制造的核心问题. 随着航空发动机风扇和喷流噪声得到大幅控制, 涡轮噪声逐渐凸显. 并日益受到关注. 为推动航空发动机涡轮流动换热及噪声数值模拟方法的工程应用, 首先. 以航空发动机涡轮中复杂湍流及流动换热问题为主线. 分别阐述了旋转盘腔、旋转叶片流动及换热问题数值模拟的研究现状; 其次. 对航空发动机涡轮噪声研究现状进行分析. 总结了常用涡轮噪声预测方法和存在的问题. 在此基础上. 面向工程实际需求. 对航空发动机涡轮流动、换热与噪声数值模拟进行了展望.     

涡轮增压器的正确使用

目前,我国大量的工程机械,大部分都采用有涡轮增压的发动机。因此,涡轮增压器的正确使用直接影响柴油发动机功率的正常发挥。1涡轮增压器的原理涡轮增压器是柴油发动机的一个进气增压组合部件,是一种叶片式机械,其转速40 000～70 000 r/min。安装在排气总管的法兰盘上,涡轮位于     

柴油发动机进气系统噪声计算机模拟技术

柴油发动机进气系统噪声是高档商用车最主要的噪声源之一,对车内噪声影响尤其显著.基于管道声学理论和流阻分析技术,提出了柴油发动机进气系统噪声模拟方法——无源法.解决了常常困扰发动机进气系统声学仿真的难题——无法获得发动机仿真模型所需的几何参数和物理参数.应用"无源法",在不具备柴油发动机仿真模型的情况下,仍然能进行进气系统噪声的计算机模拟,获得进气系统管口噪声和发动机功率损失的预测结果,快速准确地为进气系统声学性能优化提供依据.     

活塞式航空汽油机增压的模拟研究

为了改善活塞式航空汽油机的高空性能,基于GT-Power软件,建立了活塞式航空汽油机原机和增压机模型,对活塞式航空汽油机进行了原机、一级增压及二级增压模拟研究.研究表明,涡轮增压能有效改善活塞式航空发动机高空性能,一级增压后,该活塞式航空发动机极限工作高度达到海拔7km以上;气动二级增压后,则能达到海拔8～9km,而电控二级增压后,极限工作高度将达到海拔10～11km.     

考虑进气冷却效应的活塞低周疲劳寿命预测

针对进气过程中活塞顶面温度分布不均匀,会对活塞疲劳寿命计算产生影响的问题,采用燃烧模拟和有限元方法,结合材料试验,进行了活塞低周疲劳寿命预测。首先,通过CFD仿真,获取了考虑进气冷却效应的燃烧室温度分布,有限元仿真计算了活塞温度和应变;然后,进行了573 K下的活塞材料拉伸试验和疲劳试验,获取了活塞材料力学参数并推导出活塞疲劳寿命预测模型;最后,结合活塞应变和疲劳寿命预测模型,对比分析了进气冷却效应对活塞低周疲劳寿命的影响。研究结果表明:考虑进气冷却的燃烧室,燃气温度分布不对称,进排气侧的温差达到了75 K左右;活塞应变较大的位置主要集中在活塞凹坑底部、冷却油腔内部、环岸内部和活塞销孔上半部;考虑进气冷却效应导致活塞最大应变值上升了0.425%,低周疲劳寿命降低了13.8%。     

航空活塞发动机火花塞积铅分析与预测

针对使用高铅汽油的航空活塞发动机火花塞积铅的问题,分析了四乙基铅的化学反应过程。得出了火花塞积铅的机理。从发动机维护和使用的角度,分析了影响火花塞积铅的因素。提出了5种减少积铅的措施。为揭示火花塞积铅量的变化规律,采用灰色系统理论分别建立了火花塞积铅量预测的传统GM(1,1)模型和等维新信息GM(1,1)模型。试验验证结果表明,灰色预测模型的计算值与实测值较吻合。等维新信息GM(1,1)模型比传统GM(1,1)具有更高的预测精度,更适合于火花塞积铅量的预测。火花塞积铅量的灰色预测模型可为科学制定火花塞积铅的清洗计划提供理论依据。     

航空活塞发动机曲轴系统扭转振动研究

以Lycomig-IO-360航空活塞发动机为研究对象,建立了曲轴系统扭转振动的计算模型,并进行了扭转振动特性计算。针对相同进气压力不同转速和螺旋桨变距两种工况,分析了曲轴系统的扭转振动响应。研究结果表明,相同进气压力时,转速越高曲轴系统扭转振动越强,低进气压力高转速会引起扭转振动显著增强;转速不变而螺旋桨变距会改变曲轴系统的扭转振动,桨距越大扭转振动越强。     

离心压气机初步设计计算模型与性能仿真

构造出车用离心压气机的初步设计整体计算框图, 建立了车用离心压气机初步优化设计计算模型和性能预测模型,并用具体设计实例进行了计算和性能仿真验证.利用所建立的初步设计方法和计算模型,可以确定离心压气机的基本性能参数和几何参数,建立离心压气机初步设计系统的优化策略,预测出压气机在设计点和非设计点的性能,并可以实际运用到车用涡轮增压器离心压气机的选型、初步设计、参数优化和性能仿真上.     

单作用直线电机三缸往复泵运动特性研究

针对传统单作用三缸往复泵结构复杂,排量、压力波动大,排量调节困难等缺点,提出了一种采用直线电机驱动技术的单作用三缸往复泵,介绍了该往复泵的工作原理,提出了能使该种往复泵理论上实现“恒排量”的运动规律和运动相位,讨论了运动相位误差对往复泵排量波动的影响。研究结果表明,在给定运动规律和运动相位下,往复泵的冲程和控制系统的控制精度是影响其排量不均匀度的主要因素,控制精度越高,冲程越长,排量不均匀度越小。通过实例计算可以看出,单作用直线电机三缸往复泵不需设置排出空气包就可以使排量不均匀度达到曲柄滑块机构单作用三缸往复泵的使用高性能排出空气包的水平。研究结果为开发新型的“恒排量”往复泵及其控制系统的设计提供了理论依据。     

涡轮增压器轴承体耦合传热的数值仿真

基于涡轮增压器轴承体冷却机理,采用专业CFD软件和FEM软件分别建立了轴承体流体区域和固体区域网格仿真模型.运用流固耦合的仿真计算方法对涡轮增压器轴承体进行耦合传热分析,得到轴承体流体区域的流场、换热系数及温度场,并分析轴承体固体区域的温度场.仿真结果表明:机油和水同时冷却方式下,轴承体温度分布较均匀,其冷却性能较好.与实验对比,仿真模型的温度符合实际轴承体温度分布,证明了此方法的可行性,为轴承体冷却性能的设计优化提供依据.     

WP6航空发动机改柴油适应性数值研究

采用数值计算方法,利用概率密度函数(PDF)燃烧模型对WP6航空发动机由煤油改柴油的适应性进行了研究。分别得到使用航空煤油(RP-3)和0号柴油燃烧室的流场、温度场、总压力损失、出口温度分布、污染物和燃油蒸发过程等燃烧特性。研究结果表明:当航空煤油改为0号柴油,燃烧效率降低约3.6%和CO排放量在最大工况下增大约7.5倍;出口温度分布和总压损失差异分别在1%、2%之内。以上结果为WP6航空发动机改地面柴油型燃气轮机设计提供重要的技术支持。     

具有可变几何喷嘴的增压器轴流涡轮热力计算方法

本文提出具有可变几何喷嘴的增压器轴流涡轮热力计算方法。引入三个脉冲系数将脉冲涡轮按等压涡轮计算。给定通流部分尺寸,利用可变几何喷嘴来满足所驱动压气机和涡轮的配合。考虑各部实际损失,采用吴仲华燃气热力性质表迭代计算求出反动度、喷嘴出气角和喉口面积。可给定废气初温时迭代所需的初压或给定初压时迭代所需的初温,并算出涡轮当量通流面积。计算结果表明迭代计算是收敛的,算出的喷嘴喉口面积与实际相符。     

船用涡轮增压器轴强度的有限元分析

应用大型通用有限元分析软件Ansys,对船用涡轮增压器轴进行强度分析.取最大扭矩工况作为该轴计算工况,对其载荷进行计算,通过实体建模、有限元求解,分析其在最大扭矩工况下不同截面上的应力分布情况.计算结果表明:涡轮增压器轴满足强度条件,为该轴的安全工作提供可靠的理论依据.     

附件机匣出油口润滑油温度计算方法

附件机匣出油口温度是飞机发动机多种部件设计时所需的重要参数.机匣出油口润滑油的温度、机匣内部润滑油温度场的分布和机匣壳体散热量三者互为计算条件,给计算带来困难.推导了机匣壳体散热量的理论计算模型,研究了用有限元软件计算散热量的方法,此外应用迭代方法解决了机匣内润滑油温度场未知的问题,计算出机匣壳体的散热量,从而得到附件机匣温度场的分布和机匣出油口润滑油的温度.经验证:计算结果与经验值相符,经验值偏于安全.编制出的利用ANSYS结果数据库计算散热量的程序,能够计算形状和边界条件复杂以及各向异性导热体的散热量,与理论计算值相比该程序的计算误差小于1%.     

一种典型电液比例差动回路的静态速度特性分析

在液压差动回路中,通过对非对称比例阀控制非对称液压缸往复运动时静态速度特性的仿真分析,揭示了负载力和差动缸面积比对往复运动速度差异的规律及其影响.在此分析基础上,根据生产中往复运动速度相等的要求,分别针对开环系统和闭环系统,提出了速度特性的补偿方法,满足了控制性能和生产实践的要求.