航空发动机全飞行包线小偏差动态数学模型

针对某涡扇发动机电子调节器仅在最大和加力状态工作这一特点，根据大气条件和发动机调节规律，提出将飞行包线划分为83个区域，对每个区域用“质心”点参数代替区域及其边界点参数的飞行包线小偏差方法。通过对某涡扇发动机全飞行包线的数字仿真，结果证明该方法对建立全飞行包线发动机动态方程有效。     

浅谈涡扇发动机最优加速控制规律

伴随着国家进程快速的发展,各个行业的快速发展迫使中国对每个行业的最优加速控问题要求更加严谨,每个行业的最优加速控不但要达到国家标准规定,还要使其质量达到运行安全与稳定的目的,因此对最优加速的控制及管理变的日益重要。我国为了实现控制管理的方针目标,从而进行有效地开展各项最优加速控管理活动,对此我国必须建立相应的管理体系,保障国家的更好快速发展。     

大涵道比涡扇发动机风扇部件边线噪声预测

随着现代民用航空发动机涵道比的不断增大,风扇噪声在发动机整机噪声中所占比重也越来越突出,因此对适航条件下的风扇噪声进行预测对发动机的降噪设计和飞机噪声适航验证工作具有重要意义。通过对涡扇发动机风扇部件噪声产生机理和影响其传播的环境因素的研究,并结合飞机起飞程序,建立了涡扇发动机风扇部件边线噪声预测模型。通过编程计算后与实测噪声进行数据对比,基于涡扇发动机风扇部件静态噪声预测值进行动态修正后的涡扇发动机风扇部件边线噪声预测模型可以较好地预测实际情况。     

航空发动机核心机适航进近噪声预测

为了满足未来的噪声目标,发展对航空器的噪声预测能力,提出了一种用于发动机核心机适航噪声的计算框架。基于PeartDunn模型和SAE-GE模型分别估算进近状态下涡轮和燃烧室的1/3倍频程远场无量纲化均方声压;并将整合后的核心机噪声修正换算为适航规章要求的有效感觉噪声级;以某型发动机为例,通过算法的预测值与官方实测值对比,验证该算法的相对误差约为2%,可用于适航进近状态下发动机核心机噪声的快速评估,从而便于制造商在设计阶段控制发动机核心机噪声满足适航要求,同时也为适航上提前确定进近噪声适航审定试验起始点提供了一种新的思路。     

150座级民用飞机新一代先进涡扇发动机技术发展趋势

发动机作为飞机的核心系统,对飞机的安全性、经济性、环保性和舒适性都有着非常重要的影响。通过上述几个方向跟踪研究新一代150座级民机先进发动机技术,不仅对我国民用飞机设计研制具有极其重要的意义,而且也为我国民用发动机的研制提供了参考。     

某型涡扇发动机数字式综合电子调节器研制

为解决某型涡扇发动机模拟式综合电子调节器普遍存在的使用寿命与发动机使用寿命不相匹配、监控水平不高、虚警不断等问题,以该型综合调节器为研究对象,完成了该型发动机数字式综合电子调节器的软、硬件系统设计.为了提高系统的可靠性,调节器内部设计了双余度硬件系统,并由系统的切换电路选择工作正常的硬件参与工作.工作过程中控制系统采用热备份的工作状态,并接收主控通道的工作信息,使备份通道始终跟随主控通道,从而保证控制系统平稳转换.最后对所设计的数字式综合电子调节器进行了试验,试验结果表明所设计的数字式综合电子调节器合理可靠并满足实际使用中的需求.     

火箭喷气强噪声模拟装置动态特性分析

首次建立了考虑电磁力与气动力耦合特性的火箭喷气强噪声模拟装置动态特性仿真分析模型.仿真结果表明,音环质量减轻、弹性元件力顺减小、磁场强度增大、音环振动频率快则系统响应特性好.环形喷口缝隙高度和激励信号电流增大,则音环振动位移增大,声辐射器喉部处声压提高.仿真结果为大推力火箭发动机噪声模拟装置的改进设计提供了理论研究数据.     

大涵道比涡扇发动机总体参数优化研究

为了改善传统的设计方法,获得最适当的总体参数,对某大涵道比涡扇发动机进行了优化。综合考虑了性能、结构、排放和噪声等多个学科,引入了总体与部件的协同设计思想;并通过探索总体与部件间的耦合协调机制及数据传递关系,提出了一种典型的优化策略;该策略将高维复杂较大的系统问题转化为3个易于处理的子系统问题。此外,基于Isight软件建立了对应的优化平台。经过15 362 s计算,优化收敛结束,共得到了782个可行解,包括133个Pareto解。表明提出的优化方法具有"先优化后决策"的优点,能够快速有效地得到系统最优解,能够综合考虑性能、结构、排放和噪声等多个学科;能够有效平衡5个冲突的指标,进而得到适当的总体参数。     

基于数据融合的某涡扇发动机给定转速研究

针对试验室无法设计实现机械连动装置确定某涡扇发动机给定转速,在研究分析某涡扇发动机转速控制系统的工作机理和影响该型发动机给定转速因素的基础上,提出了一种确定该型发动机给定转速的数据融合算法。通过对基于数据融合确定的给定转速试验,结果表明:提出的数据融合算法结构简单、计算简便、计算结果的相对误差都在1%以内,将其用于确定某涡扇发动机的给定转速是完全可行的。     

射流气动噪声的研究现状及发展趋势

随着航空航天等领域的迅速发展,射流气动噪声问题也受到逐渐重视。射流气动噪声引发航天器的结构破坏和疲劳损坏,而且射流气动噪声影响乘客舒适度、干扰周边居民的生活、产生噪声污染。射流气动噪声的产生机理、理论预测,通过实验研究和数值模拟研究传播过程以及如何控制此类噪声成为关注焦点。在阅读大量文献的基础上,从理论研究、实验研究、数值模拟、噪声控制四个方面概述射流气动噪声的研究现状,最后展望射流气动噪声的发展趋势。     

内燃机排气噪声的分析研究

内燃机排气噪声是内燃机的主要噪声源。本文对产生排气噪声的机理进行了理论探讨。认为内燃机排气噪声属于空气动力性噪声,主要是在排气阀附近区域中排气流紊动扩散引起的。在低频域,内燃机排气噪声具有简单源特性;在中、高频域排气噪声具有四极子源特性。     

发动机异响的诊断

通过分析发动机异响的发生部位及与发动机的转速、温度、负荷及润滑条件等的关系,判断异响产生原因。     

初探挑流冲深的模糊估算

鼻坎下游的挑流冲刷受众多因索影响,由于现象复杂和不确定性,冲刷具有某种模糊性,可用模糊集理论估算冲深.单宽流量、水头落差和岩床特性为最重要的因素,由154组原型数据和270组常用公式"咨询数据"形成了挑流冲深数据库.对一定的水力条件和岩床特性可用模糊模型估算挑流冲深.对几个原型的估算值与实测值所进行的比较表明,该模糊模型的估算是合理的.     

蒸汽水下喷注噪声的试验研究

利用蒸汽直接加热给水的过程中,蒸汽经配汽管喷入水空间时,由于蒸汽泡的体积变化及蒸汽与周围水之间的湍流混合,在水空间内形成强烈的振动噪声.针对这一问题,采用不同结构的配汽管,在不同的水温和蒸汽流量下进行试验研究.结果表明,喷注A声级噪声主要受水温和蒸汽流量的影响,其中又以水温为主,蒸汽流量和A声级噪声间并不完全呈线性关系.     

考虑固体颗粒的自由喷流噪声的数值研究

研究固体颗粒对喷流流场和声场的影响.选取6种不同的湍流模型,对自由喷流进行稳态计算分析,对比发现RNG k-ε模型最适合用于稳态喷流数值模拟;采用LES模型计算喷流的非稳态结果,并结合FW-H方程进行了喷流声场分析,与试验数据进行对比,验证了数值模型的正确性;在此模型的基础上,添加固体颗粒研究其对自由喷流流场和声场的影响,仿真结果表明固体颗粒的存在减小了喷流流场的超音速段长度,显著提高了喷流温度;增大了喷流下游区域噪声,减小了中上游区域噪声.     

发动机噪声的心理学预测模型

研究了发动机运转时对噪声的主观评估，提供了一种新的噪声评估指标，并运用了多元统计方法分析了发动机的听觉特性。结果发现，影响发动机噪声的主观感觉的主要参数为响度特性、脉动性以及频率特性。这些特性可分别用A计权声级、峭度和高频级来加以量化。     

125型发动机配气机构的噪声分析

为了研究发动机配气机构的噪声机理及其影响因素,进行了某125型发动机配气机构的噪声分离实验,实验结果揭示出其主要噪声由摇臂与气门杆敲击、气门落座撞击产生.通过进一步对配气机构进行运动学和动力学仿真模型的建立与计算,分析出配气机构摇臂敲击力和气门落座加速度的产生主要与配气机构的凸轮缓冲段升程、凸轮缓冲段包角以及凸轮缓冲段加速段系数等参数有关,合理的选择凸轮参数,有利于降低配气机构摇臂敲击力和气门落座加速度,从而降低配气机构的噪声和提高配气机构的平稳性.     

LPG发动机喷气占空比模型及其控制策略的研究

在理论空燃比燃烧条件下,研究某小功率LPG发动机喷气占空比的开环控制策略。在分析各种影响因素基础上,选择节气门开度和发动机转速作为影响喷气占空比的因素,拟合了喷气占空比多元线性回归方程。试验结果表明,回归方程拟合精确度高,占空比预测值与观测值之间的相对误差都不超过3.0%。在开环控制中,可以直接利用得到的回归方程取代喷气占空比MAP图进行软件编程,应用新控制系统后,超调量下降了7.0%。     

柴油机缸盖罩隔声性能与透射噪声

以某柴油机缸盖罩为例,研究了柴油机薄壁件的隔声性能与透射噪声.采用结构-声耦合分析法对柴油机缸盖罩的隔声量进行了计算,并通过隔声性能试验验证了计算结果.设计了提取缸盖罩内部声场声压级的四负载法试验,并将结果施加到结构-声耦合计算模型中,计算了缸盖罩在发动机1,000,r/min、2,000,r/min和3,400,r/min全负荷工况下的透射噪声.研究发现,缸盖罩透射声功率主要分布在低频及隔声性能较差的高频范围;透射噪声在柴油机薄壁件辐射噪声中所占比重较大,对薄壁件辐射噪声进行预测和声学优化时,不能忽略透射噪声.