总压
- 斜爆轰波总压规律及其在爆轰发动机分析模型中的应用1)
量[25],气流总压在动力系统中一直是个实际而又重要的参数.对动力系统而言,更小的总压损失意味着更大的推力潜力.对于超声速气流中斜激波的总压规律,史爱明等[26]基于斜激波极曲线方法,在斜激波全解域中发现了最小总压损失直线规律,并给出了斜激波总压损失律图解.通过斜激波总压损失律图解,可以快速确定当前楔面角度下满足最小总压损失的斜激波结构,为提高动力系统效率提供了一种具有应用前景的理论参考.而对于以爆轰波为基础的爆轰推进系统,斜激波的总压损失律图解显然失去直
力学学报 2023年9期2023-10-29
- 总压对L360NS 钢在CO2 /H2 S/O2体系中腐蚀行为的影响
O2含量＞温度＞总压＞H2S 含量＞CO2含量。宋晓琴等[5]研究发现影响35CrMo 钢在火驱尾气环境中的腐蚀速率的因素排序为:气质组成＞温度＞总压。本工作采用失重试验、腐蚀产物和基体形貌表征以及腐蚀缺陷深度测试等方法，探讨不同总压对L360NS 钢在CO2/H2S/O2体系中的腐蚀行为的影响，定量描述局部腐蚀发生的趋势和程度，并揭示相应腐蚀机理，研究结果可为类似工况下输气管道的腐蚀防控提供一定参考。1 试 验1.1 试验材料试验材料为输气管道L360N
材料保护 2023年6期2023-07-04
- 纳秒脉冲等离子体激励控制短舱侧风流动分离实验研究
图像测速和管道内总压测量对侧风条件下地面涡的形成进行了实验研究[6];Majic等对涡轮风扇发动机进气道的气动性能进行了数值研究[7];Harjes等探究侧风条件引起的喷气发动机进气畸变[8]。在短舱流场探究过程中,多以数值仿真[7, 9-15]为主,而对于实验探究以及仿真结果验证相对较少。目前,等离子体流动控制是一种新型的主动流动控制技术方式,在改善流场特性领域具有自身独特的发展优势,具有广阔的发展与应用前景。其主要难点在于等离子体激励能否与流场产生有效
空军工程大学学报 2023年2期2023-05-06
- 一种小型发动机进气畸变模拟装置的设计仿真分析*
场畸变一般指流场总压畸变。 如果总压畸变不随时间变化，称为稳态总压畸变，常用DC60、DC90或Δ等畸变指标衡量畸变大小。 流场畸变的模拟有多种技术。 最早采用的是畸变模拟网技术[1]，其流场紊流度较小，主要产生的是稳态总压畸变。 空气喷流畸变模拟器同样模拟的是稳态总压畸变，其通过喷射气流来形成不均匀流场。 随着超声速战斗机的发展，出现了紊流发生器技术，其主要模拟流场中的大振幅的不规则脉动。 畸变模拟板技术通过改变模拟板的形状、厚度、挖孔大小及分布，可以综
机械研究与应用 2022年5期2022-11-28
- 单点总压探针安装位置对压气机进口级出口流场及测量结果的影响
。结果表明在叶型总压探针前端增加整流套，可有效增加探针的不敏感角以及高马赫数的测量准确度。魏崇等[6]研究发现随着马赫数增加，探针对下游流场的影响程度越大，对下游流场流向的影响距离最大可达50倍探针支杆直径，对周向的影响距离最大可达15°。高杰等[7]研究分析了不同结构的探针支杆对压气机叶栅性能的影响，发现总压探针支杆会增加叶栅和对应叶片的总压损失，当探针安装在叶栅通道中部时，支杆对下游流场的影响最小。付少林等[8]研究发现当探针位于近壁面时，涡轮测试效率
西北工业大学学报 2022年3期2022-07-22
- 管内插板后稳动态流动规律研究
，而管道截面上的总压分布不均匀会对发动机运行的稳定裕度产生明显影响[1-2]，进而影响飞行安全。所以，在发动机地面试车时，会使用畸变发生装置模拟飞行条件下所存在的总压分布不均匀的畸变来流以测试发动机稳定性[3-4]。插板式畸变发生器作为一种标准畸变发生装置[5]，广泛用于军用和民用喷气发动机的稳定性测试。插板式畸变发生器是利用管道内的挡板在其下游产生局部的总压损失，以便在管道截面生成类似于实际情况的稳态不均匀总压分布，并且管内的钝体绕流还会使得总压产生随时
机械制造与自动化 2022年3期2022-06-24
- 球窝型总压探针气动结构选型分析研究
接触式测量方法，总压探针凭借其方便、可靠的特点在航空航天气动流场测量领域有着非常广泛的应用。目前常用的总压探针有三种结构形式，分别为L型探针、带套筒型探针以及球窝型探针[1]。这三种结构总压探针其特点各不相同，其中L型探针结构简单，但不敏感角度小；带套筒型探针测量性能优于L型，但其结构较为复杂，尤其套筒直径相对较大，增大了其使用安装不便性；球窝型探针测量性能相对其他两种最佳，且结构简单便于安装，唯一的缺点是对加工精度要求较高。随着这些年机械加工技术的发展，
中国测试 2022年5期2022-06-10
- 某连续式超声速风洞控制系统设计研究
等部段，同时配置总压系统实现增压和降压运行，配置换热器段实现总温调节。目前国内超声速风洞均为暂冲式，代表性的为中国空气动力研究与发展中心的2 m超声速风洞。相比暂冲式超声速风洞，连续式超声速风洞单次运行时间长，流场参数控制精度高，运行效率高，可在较低速压下运行，且连续式超声速风洞启动/关车时冲击小，降低了对模型、天平等机构强度的要求。该风洞的建设将填补国内连续式超声速风洞领域的空白，并通过摸索其运行控制及设计、调试关键技术，可为今后更大量级的连续式超声速风
西北工业大学学报 2022年1期2022-04-22
- 总压探针性能结构敏感性分析
095）0 引言总压探针结构是总压探针设计时需要考虑的关键问题，结构对总压系数、不敏感角等性能影响很大［1-2］。林其勋和游绍堃等人［3］研究了总压探针不敏感角与气流速度的关系，发现在总压探针感压孔外面加引导管可以提高探针不敏感角，感压孔有倒角的总压探针不敏感角更大，并给出了L型、带套型、球窝型等几种典型总压探针结构及其不敏感角。VENKATESWARAN S和WALL M M等人［4-5］发现临壁测量时，壁面与探针的相互干扰会严重影响被测流场结构，引起测
计测技术 2022年1期2022-04-18
- 二元外压式超声速进气道起飞过程的进发匹配特性
压式超声速进气道总压恢复系数随马赫数变化特性见图1，可以看出，该类进气道起飞状态的总压恢复系数在全包线范围内处于较低的水平，较低的总压恢复系数降低了发动机的安装推力，从而制约了飞机的起飞性能。图1 总压恢复系数与马赫数的对应关系Fig. 1 Relation between total pressure recovery coefficient and Mach number同时，从发动机稳定裕度分析角度来看，多份文献表明总压畸变是影响发动机稳定工作能力的
空气动力学学报 2022年1期2022-03-16
- 组合总压管中取孔方式对流量测量结果的影响
国等[10]基于总压管和均速管原理设计了一种组合总压管,用2根带有总压测孔的均值管测得截面平均总压,4个壁测孔测得截面平均静压,所测结果与毕托管试验结果进行了对比,偏差不超过1.5%。唐俊锐等[11]针对叶轮直径大于5 m的大型通风机流量测量,提出了分体式组合动压管测量法,分别用总压管和静压管测得截面平均总压和平均静压,并通过毕托静压管横动法进行了可行性试验验证,最大偏差2%。对于组合总压管,未见分析总压孔的取孔方式对测量结果的影响[10,12～14]。管
计量学报 2022年12期2022-02-02
- 脉冲射流抑制叶栅二次流损失的数值研究
而减少透平叶栅的总压损失；另一部分研究[12-14]则将射流孔布置在端壁上，主要用于端壁低动量流体的去除或者激励其为高动量流体，进而改变通道涡的发展路径，减少角区分离。为了减少主动流动控制方法中对射流质量流量的需求，雷玉昌等[15]借助脉冲射流和定常射流的叠加效应有效缓解了翼型升力的脉动现象，同升力系数下脉冲射流可大量减少所需射流的质量流量。Bons等[16]通过使用高频电磁阀产生的脉冲射流，发现脉冲射流在流动控制方面的效果与稳态射流相当，但射流质量流量可
动力工程学报 2022年1期2022-01-26
- 轧制压下率对碳钢/不锈钢复合板界面结合性能的影响
可以看出：当轧制总压下率为28%时，复合板界面处的夹杂物呈集中分布的块状；当轧制总压下率为37%时，夹杂物的形貌由块状变为扁平且连续分布的长条状；当轧制总压下率为47%时，夹杂物从连续长条状变为比较分散的条状和颗粒状；当轧制总压下率为59%，70%时，夹杂物呈均匀分布的颗粒状，单位面积内可见的夹杂物变少。由图3可知，随着总压下率由28%增加到70%，单位长度范围内夹杂物颗粒的宽度从15 μm减小到约2 μm，长度从约45 μm增加到90 μm后减小至2 μ
机械工程材料 2021年12期2021-12-24
- 不同结构探针对压气机进口级流场及测量结果的影响
对单点和四点梳状总压探针的堵塞效应进行了研究,结果表明总压探针的插入使得被测流场流量减小,相比于探针结构,堵塞效应受堵塞比的影响更大。近壁测量时，壁面与探针的相互干扰会严重影响原本流场结构，引起测量误差[8-9]。郑光华等[10]基于数值计算,研究了不同近壁距离对总压探针测量结果的影响,并与文献进行对比,结果表明,相对近壁距离越小,总压探针测量误差越大,且当近壁距离大于3倍探针直径时,临壁效应消失。本文建立了总温探针和总压探针三维计算模型,通过FLUENT
西北工业大学学报 2021年4期2021-09-07
- 基于流阻特性数据处理的燃烧室头部估算修正法
等。其中，燃烧室总压损失也称流阻特性，主要影响发动机单位燃油消耗率（Specific Fuel Consumption，SFC），总压损失增大1%，SFC 增大0.5%以上。燃烧室总压损失主要可分为扩压器的总压损失与火焰筒的总压损失2 部分，其中火焰筒总压损失中有相当一部分用于空气射流的穿透、湍流掺混、油气混合，有助于燃烧性能的提升，属于有用的总压损失，而扩压器损失对火焰筒内的物理与化学反应并无直接影响，属于无用的总压损失[3-5]。无论哪部分总压损失都是
航空发动机 2021年3期2021-07-21
- 汽轮机高压抽口气动分析及结构改进设计
降低整个过程中的总压能量损失。本文以某机组的高压抽口为研究对象， 采用商业CFD 软件CFX 分析技术， 计算分析了影响高压抽口的各个因素， 得到提高其气动性能的有效措施， 为高中压抽口结构优化提供了有益参考。2 计算模型、 网格划分方式及数值方法2.1 计算模型采用三维建模软件对高压抽口建立CFD 模型， 与实物比例为1:1， 抽汽缝隙、 腔室及连接管结构与实物保持一致。 在进行抽口数值计算时，以抽口所在级的动叶出口延长段为计算域进口，以连接管出口的延长
东方汽轮机 2021年2期2021-07-19
- 涡旋管分离器结构参数对其性能影响的数值研究
直径对分离效率与总压损失的影响.1 计算模型及模拟方法1.1 计算模型本文研究的涡旋管分离器，其几何模型如图1所示，主要由惯性旋流管、旋流叶片、集气管组成.使用ICEM软件绘制涡旋管分离器计算域模型，这里采用四面体非结构化网格，网格数在45万左右.1.2 性能参数分离效率η是衡量涡旋管分离器的最重要参数指标为：(1)总压损失也是衡量涡旋管分离器的参数指标之一，总压为静压和动压之和.Δp0=p01-p02(2)p0=p+(1/2)ρu2(3)式中：Δp0为总
大连交通大学学报 2021年3期2021-06-24
- 基于神经网络的航空发动机进口总压畸变重构研究
发动机遭遇的进气总压畸变也更加严重[1-2]，传统采用预留足够稳定裕度的发动机稳定性设计方法所造成的发动机性能损失将变得不可接受。为解决发动机性能和稳定裕度的矛盾，畸变容限控制技术得到了发展和应用[3]。畸变容限控制技术将发动机进口畸变特征参数加入到发动机控制系统中，根据进气畸变水平动态调节发动机的稳定工作裕度，在畸变小时减小稳定裕度以提高发动机性能，在畸变较大时扩大稳定裕度以确保发动机稳定工作[4]。NASA 在1983 年至1987年和1993年至19
燃气涡轮试验与研究 2021年1期2021-06-02
- 航空发动机进气总压畸变地面试验测试技术进展
机进气畸变可分为总压畸变[3-4]、旋流畸变[5-6]以及总温畸变[7]3 种形式[1，8-10]，其中总压畸变主要是由于进气道吸入机身边界层以及飞机在大攻角、大侧滑角下飞行时进气道入口气流分离造成的[11]，导致发动机进口总压分布不均匀，这种现象很容易诱发压气机失速喘振、叶片颤振断裂等一系列问题[12]，严重制约着发动机性能的提升以及飞机飞行包线的拓展。总压畸变严重影响进气道与发动机的兼容性及稳定性[13]，为了评估这种影响，国内外开展大量的进气道试验[
航空发动机 2020年6期2021-01-12
- 进气畸变对大涵道比发动机压气机中介机匣性能的影响
气涡轮发动机进气总压畸变评定方法》AIR1419[6]。ARP 1420为各方面人士提供了连接的纽带并指明了共同发展的方向[1],AIR 1419则全面概括了流场畸变方面的重要内容。近年来开展的进气畸变的实验研究[7-9]以及数值模拟研究[10-12]重点关注的是畸变对风扇、压气机叶片的气动性能和失速的影响。目前,中国民用大涵道比涡扇发动机已经立项并开始研制,在大涵道比涡扇发动机的压缩系统中,大半径的风扇和小半径的高压压气机之间的S型过渡段即中介机匣承接了
科学技术与工程 2020年22期2020-09-04
- 基于SPSS 竖直埋地换热器性能影响因素分析
对出口温度，出口总压恢复系数和出口蒸汽体积分数存在不同程度的影响。本文基于SPSS 统计软件通过方差分析的方法，检验进口工质参数对出口温度，出口总压恢复系数和出口蒸汽体积分数的影响程度。通过回归分析的方法求解进口工质参数对出口工况参数的相关模型。提出减小地下换热系统埋深的设计思路，并利用最佳工况效果多目标规划模型求解蒸发充分发展段最佳换热性能对应的工况参数。1 因素敏感性分析1.1 干度、质量流量对出口温度的影响模拟计算中，干度取0，0.1，0.2，0.3
建筑热能通风空调 2020年6期2020-08-03
- 滑流对涡桨飞机进气道气动性能影响的研究
桨动力系统进气道总压恢复系数与总压畸变指数的影响，并分析对应流动机理。1 计算模型与数值模拟方法1.1 计算模型根据两种不同的涡桨发动机类型(多轴式和单轴式)，进气道可分为环形进气(单轴式)和短舱正下方进气(多轴式)。AN-22涡桨军用运输飞机即采用了单轴式涡桨发动机进气道(如图1(a)所示)；而Dash8-Q400涡桨支线客机则采用了多轴式涡桨发动机进气道(如图1(b)所示)。(a) AN-22涡桨运输机(b) Dash8-Q400涡桨支线客机本文的计算
航空工程进展 2020年3期2020-06-27
- 高负荷压气机首级可调静叶进口气流参数测试误差分析
效率方向发展，级总压比不断提高，迫切需要深入了解其内部气流的流动规律和各级之间的匹配关系。叶型探针是目前获取压气机转子出口气流参数分布和级性能的主要测试方式，在风扇/压气机级间流场诊断和气动改进设计中发挥着重要作用[1-5]。高压压气机通常采用多级可调静子叶片的结构设计，通过静叶角度执行机构主动调节进口导叶和静叶角度，以改变非设计工况级间转子的进气攻角，从而改善气流参数和流道几何参数的适应性，进而提高高压压气机在低转速小流量区域的气动性能与稳定工作范围[6
燃气涡轮试验与研究 2020年2期2020-06-20
- 串联式TBCC后涵道引射器设计
道比0.2以上、总压恢复系数不低于0.95的性能要求。针对以上主要设计目标，后涵道引射器设计研究的主要思路是：在考虑调节方式可实现性基础上开展气动流道设计，并通过数值模拟方法进行流场计算；开展全尺寸模型试验，并与数值计算结果对比分析，确定后涵道引射器性能特性。3 气动设计3.1 流道设计考虑到运动调节机构的可实现性，将活动构件设计为轴向移动零件，通过改变与固定构件之间通道轴向开度的方式改变外涵出口面积，如图1所示。这种方式可只以一个零件作为实现功能的活动构
燃气涡轮试验与研究 2020年1期2020-06-05
- 亚声速条件下总压探针临壁效应的数值研究
的流动损失，确定总压探针在流场中的影响规律就显得尤为重要。J.Lepicovsky[4]将探针安装在转子上，研究其产生的尾流和流动阻塞对流场的影响，发现将探针安装在转子中会导致转子出口流动恶化，静压系数降低，且叶栅通道下部阻塞增加使得通道上部未阻挡部分的轴向速度分量增加，势必会影响压气机的稳定裕度；向宏辉等[5]采用三维模拟方法分析了压气机在安装探针后的性能及其内部流场的变化，发现级间局部静叶安装探针后，压气机下堵点流量减小0.1%，最高效率降低0.4%，
航空工程进展 2020年2期2020-05-06
- 进口状态对燃烧室压力损失影响试验研究
时需要尽量减少其总压损失。一般来说，要减小燃烧室的总压损失，1个有效的办法是增加燃烧室横截面积，即减小通过燃烧室的气流速度，但过小的压力损失对于空气与燃料的掺混及燃烧均会造成不利影响，需要针对特定发动机使用特点，在这一矛盾的需求中寻求平衡。国内外众多学者对燃烧室的流动特性进行了研究。Wilfred和William等[2]以等截面1维圆管流动为模型，从理论上分析了外加热源对总压损失的影响，表明加温比对总压损失的影响随着进口马赫数的增大而增加，如果在保持相同加
航空发动机 2019年6期2020-01-14
- 2 m超声速风洞流场变速压控制方法研究
不受限制，因此对总压上升速率要求低，可以通过较长时间调节压缩机转速，速压超调量极小甚至没有超调。国内除中国空气动力研究与发展中心(CARDC)的FL-26风洞(2.4 m×2.4 m)通过PID方法控制主调压阀和主排气阀，从而调节总压，再通过运动规律法和智能分段变PI的方法控制马赫数以实现跨声速速域范围内的流场变速压外[8]，其余具备变速压试验能力的高速风洞均为1 m量级暂冲式风洞，如CARDC的FL-23风洞(0.6 m×0.6 m)、西安现代控制技术研
实验流体力学 2019年6期2020-01-10
- 一种连续式跨声速风洞总压控制方法设计
跨声速风洞而言，总压调节精度高、稳定速度快对保证试验数据精准度和提高试验效率具有重要作用,尤其是对大型风洞而言,其试验效率直接和巨大的经济效益相关。连续式跨声速风洞总压调节按照压力范围可分成负压工况(部分风洞无负压工况)、常压工况和增压工况。以中国空气动力研究与发展中心0.6 m连续式跨声速风洞为例，其马赫数范围Ma=0.2～1.6，压力范围20～250 kPa(绝对压力)，压力调节系统的结构布局见图1。图1 压力调节系统结构暂冲式风洞压力控制主要通过控制
实验流体力学 2019年6期2020-01-10
- 不均匀进口总压对涡轮气动性能的影响
明显的总温畸变、总压畸变及出现旋流现象，但其作用机理及影响规律尚不明晰。真实涡轮进口边界条件对涡轮内流场分布影响研究越来越受到重视。在已有文献中，涡轮进口总温不均匀或热斑相关研究较多，而对于涡轮进口总压不均匀性影响的研究较少[3]。2000 年和2002 年，Hermanson 与Thole 等[4-5]通过给定涡轮进口流速沿展高方向1 维分布，利用CFD 方法研究了进口总压畸变对涡轮流场通道内影响，发现进口总压分布直接影响涡轮流道内端壁区域的二次流发展；
航空发动机 2019年3期2019-12-12
- 外涵调节对中介机匣性能影响的试验研究
和压力梯度是影响总压损失的主要因素，支板对消除叶根角区分离和减小负荷有很好的效果，为最终利用CFD方法开展中介机匣优化设计提供了试验支持。Duenas等[6]研究了不同轴向长度对中介机匣性能的影响，结果表明当轴向长度减小时附面层出现分离，总压损失随之增大，分离尺度主要取决于中介机匣进口雷诺数。国内，向宏辉等[7]以压气机中介机匣为试验研究对象，通过改变来流径向分布与马赫数，建立了评估中介机匣气动性能的进口约束条件；在同步测量轴向流路离散压力参数的基础上，分
燃气涡轮试验与研究 2019年1期2019-03-20
- 斜激波总压损失率极小值理论解与物理意义
研究，得到了实现总压损失率极小值控制的解析方程组，当然也是激波强度最弱条件的理论解：激波角关于楔形角的直线方程，且控制方程与马赫数和斜激波关系式都是无关的。气体的可压缩性和声波传播速度的有限性，使激波成为自然界与人工设计超声速流中必然产生的物理现象。激波是一种气流参数梯度变化很大且极薄的流动结构，通常认为激波的厚度约为100 nm。激波结构虽然薄，但耗散性很大。它是导致飞机超声速飞行激波阻力的直接原因[4]。欧洲空客公司、德国宇航院和法国航空航天中心等科研
航空学报 2018年12期2019-01-18
- 自吸泵内部流动数值计算
下的静压、动压和总压特征。1 不同部位截面静压分析X=0截面静压分析：在X=0截面上，流体从入口处到叶轮处及蜗壳处产生的静压如图1所示。图1 X=0截面静压图Fig.1 X=0 static pressure diagram of the section从图1中可以看到，在蜗壳上产生的静压力数值较为稳定，且产生的数值在整个的流动数值计算中的静压是最大的，数值为340kPa。从流体入口到叶轮中心，产生的静压数值也是较为稳定的，且是X=0截面整个静压分析中的最
新型工业化 2018年10期2018-12-19
- 基于五孔探针的大S弯进气道总压畸变测量与评估
国际上相关学者对总压畸变图谱的测量进行了大量研究[4-12]，一是以美国为主的总压畸变图谱评估方法，即测量分析出口截面的动态总压图谱并进行模拟[13]；二是以俄罗斯为主的总压畸变强度评估方法[14-15]。无论哪种方法，都以准确测量进气道出口总压为基础；两者区别在于，后者不模拟畸变图谱，只模拟畸变强度。目前，中国主要采用俄罗斯的方法体系。对于传统S弯进气道，其长度较长，曲率不大，出口流场畸变不大，紊流度也较小，因此采用总压耙测量方法就可以获得可信赖的结果。
实验流体力学 2018年4期2018-11-15
- 运输机全静压受感器低速风洞试验研究
。对于飞机静压和总压信息的测量，就是由飞机大气数据系统中的全静压系统负责实现[1-2]。全静压系统直接影响到飞机的飞行安全，是飞机设计中非常重要的组成部分。国内外众多专家学者就飞机全静压系统的测量校准进行了研究，涉及误差源分析、装置选取、安装定位、试飞校准等方面的工作[3-4]。本文就飞机前机身加装任务系统天线后，在试飞中反映出仪表相对气压高度指示误差较大的问题开展了研究，通过风洞试验，获得了多个方案的总压、静压随迎角、侧滑角的规律，按照全静压受感器布置原
科技与创新 2018年5期2018-03-16
- 不同外激励参数下射流的附壁振荡特性
能力和振荡射流的总压保持率K的变化进行了考察。结果表明：总压保持率K随外激励流总压的降低而减小；非激励侧泄漏的激励流也使K略降，但却显著降低了激振能力；而激励流占空比减小即提前关断，会显著降低振荡射流总压保持率；激励流起始压力渐升的影响较小，而中后期压力丧失或渐降，会使K有较大跌落。研究证明，外激励振荡器对激励流参数的变化具有较强的适应性，20%以内的变化不影响振荡稳定，仍能维持较高的总压保持率K，可振区间内最低K比现有的自激励振荡器高出10%以上。射流；
振动、测试与诊断 2017年6期2018-01-04
- 遗传算法在跨超声速风洞总压控制中的应用
法在跨超声速风洞总压控制中的应用王博文，黄叙辉，秦建华，唐亮(中国空气动力研究与发展中心高速所，四川绵阳621000)总压作为风洞控制中的重要流场参数，其调节性能是风洞控制系统能否满足试验要求的重要指标，为提高跨超声速风洞的总压控制水平，需对总压控制策略进行设计;针对某跨超声速风洞对总压控制系统提出的快速性和精确性要求，提出串级控制、智能PID控制和总压分段控制等方法，并利用MATLAB系统辨识工具箱对流场调节阶段的总压系统模型进行了辨识;提出将遗传算法应
计算机测量与控制 2017年11期2017-12-15
- 风扇进气压力畸变试验性能误差分析与修正
验测试的进/出口总压修正方法。结果表明，所采用的数据处理和修正方法，有效地解决了进气压力畸变试验中所获取的换算流量、压比、效率偏高的问题。航空发动机；单级风扇；压力畸变；测试方案；数据修正；压力敏感系数；稳定性评定1 引言进气畸变对风扇/压气机稳定性的影响，是航空发动机研制和调试中最为复杂的问题之一。目前，评估风扇/压气机抗畸变能力的有效手段仍是试验，这就需要在试验过程中准确有效地获取压气机进口畸变流场参数和压气机在畸变条件下的性能参数。为准确评定风扇/压
燃气涡轮试验与研究 2017年4期2017-09-22
- 径向总压畸变对风扇前后流场的影响研究
00300）径向总压畸变对风扇前后流场的影响研究邓 甜，雷 攀，高绪万，吴宇豪（中国民航大学中欧航空工程师学院，天津 300300）采用数值模拟的方法，对某大涵道比小型涡扇发动机的风扇部分进行建模，并分别设置等效低压区为扇形角度60°、90°、120°及150°这4种不同程度的总压畸变进口条件，研究进气道径向总压畸变进口条件下，风扇前后流场的变换规律。研究发现，风扇后流场的总压畸变指数比风扇前大，说明风扇后流场受到风扇转动作用，其不稳定度程度比风扇前大；相
中国民航大学学报 2017年2期2017-06-05
- 射流附壁振荡器能效分析与提升
部分源于激励流的总压不足和持续性差．依靠主射流分流反馈激励的各种自激励方式皆无法达到较理想效果．提出并验证了从外调制引入与主射流同源的高总压气体作为激励流，是大幅提升附壁振荡器能效的有效方法．数值模拟和实验结果表明，新型外激励振荡器具有很高的能效指标，膨胀比为2的情况下，总压保持率K可达85%，尺寸参数和激励流量优化后可高达90%，远高于音波式自激励振荡器的75%和反馈式振荡器的65%的水平，且其振荡频率易控．射流；附壁振荡；激励；能效；总压保持率0 引
大连理工大学学报 2017年3期2017-06-01
- 汽轮机排汽缸加强筋板的优化设计及影响
但也会增加一定的总压损失.汽轮机； 排汽缸； 筋板； 优化设计； 数值模拟汽轮机低压排汽缸是连接末级与凝汽器的重要通道，主要作用是将末级排汽组织引导到凝汽器，并对汽流进行减速扩压，使末级排汽的余速动能转化为压力能.在凝汽器真空度一定的情况下，低压排汽缸良好的扩压性能可有效降低末级出口静压，增加机组的可配置焓降.研究表明[1]，末级余速损失可达45～60 kJ/kg，排汽损失相当可观.排汽缸结构复杂，气动性能的影响因素众多，国内外学者对不同几何参数对排汽缸气
动力工程学报 2017年2期2017-02-18
- 工业汽轮机补汽结构对压力损失的影响及优化
对流体混合产生的总压损失进行了详细研究,分析了结构参数对总压损失的影响,得出在不同流量比下,支流以60°夹角进入主流,或者过渡段为圆角时,T型通道具有较低的总压损失。在此基础上,优化设计了一种截面为椭圆形且沿周向截面面积渐缩的补汽结构,优化后的补汽结构能够有效控制补汽沿周向的密流分布及混合蒸汽的流动方向,由此提高了整机性能。研究结果表明:补汽流动方向与主流方向的夹角对流场有较大影响,优化结构的总压损失系数在各工况下至少降低30%;截面形状与截面面积变化对补
西安交通大学学报 2016年7期2016-12-23
- 气垫式流浆箱解耦控制的分析及应用
解耦控制器。根据总压和浆位给定值以及其输出值,通过自学习、调整网络权值来实现闭环控制的神经网络解耦控制思路,将强耦合的总压和浆位分解为两个单回路PID闭环控制系统。采用PID控制算法对解耦后的两个单回路闭环系统进行常规控制。实际运行效果表明，该控制系统可使总压和浆位的调整互不影响，且系统稳定。气垫式流浆箱；神经网络；解耦控制气垫式流浆箱的作用是把浆料均匀稳定地流送和喷射到成形网上,抄造出定量合格、纤维组织均匀的优质纸张。如果从流浆箱喷出的浆速不正常,纸浆就
中国造纸 2016年6期2016-11-12
- 中心线偏置对隔离段性能的影响研究
点研究了隔离段的总压恢复性能和抗反压性能，并考察了管道扩张角对结果的影响。结果表明，出口反压较低时，直隔离段总压恢复性能优于折线隔离段；反压较高时，两者总压恢复性能大致相当。S弯隔离段总压恢复性能介于两者之间。对相同扩张比隔离段而言，直隔离段抗反压性能最强，折线隔离段次之，S弯隔离段最差。扩张隔离段的抗反压性能增强，但在同一反压条件下的总压恢复性能下降。隔离段；中心线偏置；总压恢复性能；抗反压性能0 引言隔离段是超燃冲压发动机的重要组成部件，其性能好坏对进
火箭推进 2016年2期2016-11-10
- 0.6m连续式跨声速风洞总压控制策略设计
连续式跨声速风洞总压控制策略设计黎壮声，杨鹏程，陈 旦＊，张永双，郭守春，陈天毅（中国空气动力研究与发展中心，四川绵阳 621000）总压作为连续式风洞控制系统关键指标之一，其控制精度及快速性对提高风洞试验效率、降低能耗具有重要意义。0.6m风洞为国内首座具备负压试验能力的连续式跨声速风洞，其试验工况多，压力范围广，针对该风洞压力特性，设计了总压控制策略，根据不同的压力工况确定不同的阀门组合控制方式；同时针对模糊PID对连续式跨声速风洞宽压力范围、多调节工
实验流体力学 2016年4期2016-07-05
- 模糊PID在气垫式流浆箱控制系统中的应用
气垫式流浆箱存在总压不稳定、纸浆液位波动较大等问题，是导致成纸质量不稳定的关键因素。本文在分析存在问题的基础上，设计了以模糊控制理论与传统PID控制理论相结合的模糊自适应整定PID控制的流浆箱电气控制系统。此系统设计具有良好的动态性能和静态性能，操作简单，运行可靠，解决了系统存在的问题。流浆箱；可编程控制器；模糊PID气垫式流浆箱作为连接浆料制备和造纸机成形部的装置，其作用是沿着造纸机横幅方向均匀地分布浆料，并保证上网纸浆压力、速度、流量、浓度均匀分布，实
中国造纸 2015年9期2015-12-05
- 直角弯道流动损失的实验研究
角弯道流动损失及总压损失系数与流速变化之间的相关规律，为直角弯道的设计、安装与运行提供实验支持与设计指导。直角弯头实验测试流动损失本文对直角弯道的总压损失进行试验测试，并进行研究与分析，探究直角弯道流动损失和损失系数与流速、流量之间的关系，为直角弯头的设计应用提供实验支持。1 直角弯道流动性能测试实验装置本实验对象为通径DN700D的90度直角弯头，圆管内径为Φ710mm，内部设置五排圆弧形导流翅片，如图1所示。为了测试该直角弯头的流动性能，在弯头前端接等
中国科技纵横 2015年11期2015-10-29
- 一种载人航天器气压控制系统仿真模型
封舱内的氧分压和总压控制在指标范围内。为分析气压控制系统的工作性能，文章提出了一种气压控制系统仿真模型，利用关键参数和主要特性描述公式对气压控制系统的主要要素进行定义，形成了密封舱、航天员、供氧组件、供氮组件、舱体漏孔等的数学模型，并定义了要素之间的接口关系。将正常模式和舱体泄漏模式下的仿真模型计算结果与载人航天器相关地面试验数据进行对比，证明了仿真模型的正确性。最后，利用仿真模型分析了舱体容积和漏孔通径大小对密封舱氧分压和总压变化趋势的影响。载人航天器；
航天器工程 2015年3期2015-10-28
- 火箭引射模态下主火箭总压与RBCC发动机的匹配性①
引射模态下主火箭总压与RBCC发动机的匹配性①吕 翔，郑思行，何国强，刘佩进(西北工业大学 燃烧、热结构与内流场重点实验室, 西安 710072)基于传统的“等压面假设”理论，建立了RBCC发动机主火箭的引射性能分析模型，研究了主火箭总压与RBCC发动机的匹配性。研究结果表明，若隔离段通道面积比小于0.65，在主火箭总压较低条件下，隔离段内二次流容易达到壅塞，无法进一步提高空气流量；在地面静止状态下，随主火箭总压增加，空气流量逐步增大，等压面上形成Fabr
固体火箭技术 2015年2期2015-04-24
- 汽轮机喷嘴阻力特性系数之间的关系分析*
1]。陈升等采用总压损失系数来评价能量损失的大小，并采用叶栅进出口总压的差值与叶栅出口动压的比值计算总压损失系数[2]。而曹丽华等在评价叶栅能量损失的大小时，虽然利用的也是总压损失系数，但总压损失系数却是采用叶栅进出口总压的差值与叶栅进口动压的比值来计算的[3]。王凯等采用能量损失系数来衡量不同流量下叶栅的能量损失[4]。钟兢军等用总压恢复系数来反映和评价叶栅能量损失的大小[5]。王新月采用叶栅出口总压与进口总压的比值计算总压恢复系数[6]，而孙皓等提出采
化工机械 2015年3期2015-01-12
- 某型航空发动机进气压力畸变试验研究
研究发动机综合抗总压畸变能力，获得了各规定风扇换算转速下发动机临界畸变指数，完成了畸变条件下遭遇加速试验，发动机过渡态工作正常。结果表明：该试验方案可行、数据可靠、结果有效，该型发动机满足飞机/发动机相容性试验要求。进气压力畸变；总压畸变；畸变指数；航空发动机；风扇；压气机0 引言随着战斗机飞行性能和技战术要求的不断提高，飞机在增大迎角飞行或改变姿态机动飞行时，其进气道出口处会发生较为严重的进气压力流场畸变，将直接影响到发动机的风扇/压气机进口压力流场的不
航空发动机 2014年3期2014-12-27
- “二拖一”联合循环机组并汽和退汽的数值研究
后主蒸汽具有最大总压。随着待并炉主蒸汽压力上升，并汽后静压降低，能量损失系数上升。同时并汽的效果优越。随着主蒸汽流量的减小，并汽后主蒸汽或再热蒸汽静压和总压增大，能量损失系数减小。非定常模拟；二拖一；联合循环；并汽；退汽0 引言近几年，联合循环机组在国内在建和已经投产的数量较多。作为一种较新的能源供应方式，与单一机组相比，能源利用率较高，排放和污染较轻[1-2]。联合循环机组要求配备的汽轮机有较好的变工况特性，并汽管道的损失尽可能的少[3-4]。“二拖一”
节能技术 2014年4期2014-09-05
- 畸变进气对两级风扇稳定性影响的数值模拟
值分析表明：进气总压畸变在流动过程中会生成总温畸变并伴随着总压畸变的衰减，进气总温畸变则会生成总压畸变并伴随着总温畸变的衰减；反向总温总压组合畸变进气时，畸变衰减快稳定裕度损失小，而正向总温总压组合畸变进气时，畸变衰减慢稳定裕度损失大。航空发动机；轴流压气机；一维模型；畸变；气动稳定性；数值模拟1 引言军用航空燃气涡轮发动机在研制和使用过程中，经常遇到失稳引起的发动机压缩系统不稳定工作问题。压缩系统作为航空燃气涡轮发动机的一个重要组成部分，正常工作条件下，
燃气涡轮试验与研究 2014年4期2014-02-28
- 先进旋涡燃烧室钝体结构参数选择的数值分析*
效地降低燃烧室的总压损失和污染物的排放，还可以极大的提高燃烧效率[3]。然而旋涡的稳定和燃烧流动特性的优劣主要取决于前后钝体结构参数的匹配关系。文献[4－5]等依据 Mair[6]得出的 TVC 稳定驻涡条件的结构关系式对AVC内钝体结构参数和布置进行了研究。虽然AVC和TVC在结构上有相似之处，但仍需要区别对待。因此，对不同钝体结构参数影响下的燃烧室流场进行数值模拟研究，以确定前后钝体各参数间的最佳匹配关系，为进一步深入研究提供理论依据。1 物理模型与结
弹箭与制导学报 2012年6期2012-12-10
- 2.4m 跨声速风洞颤振试验流场控制技术研究
步增加试验段气流总压的方法增加速压，逐步逼近颤振临界速压，甚至增加到模型出现颤振。该方式要求其启动过程速压平滑上升，总压超调小于0.5kPa，一次启动要完成4个以上尽可能多的速压阶梯，在出现险情时，具有自动平稳关车的能力，速压按要求的速率下降。该方式适用于临界速压范围比较宽的情况。方式二：定总压线性变马赫数方式，即固定总压，通过连续、线性地增加马赫数，逐渐提高总压（密度），切割颤振临界速压随马赫数变化曲线，获取颤振临界速压。该方式适用于临界速压对马赫数变化
实验流体力学 2012年6期2012-11-20
- 总压畸变对整机稳定性的影响研究分析
计算方法，并分析总压畸变对整机稳定性的影响。1 计算方法1.1 物理模型及网格划分在建立物理模型时，将一系列垂直于发动机轴线的截面划分成若干个计算单元，且在圆周方向上将流道也划分成一系列相同的扇形区，计算网格划分如图1所示。因此，每个计算单元是1个环形的通道扇形区(或子发动机)，其上、下边界一般为内、外机匣，采用不可渗透的边界条件。每个单元采用带源项的非定常2维欧拉方程计算。发动机风扇/压气机部件可以整体作为1个单元，也可以分成几个单元，每个单元可以是1级
航空发动机 2012年4期2012-09-28
- 2m×2m超声速风洞流场控制策略研究与实现
引射下吹式风洞，总压控制具有非线性、时变、大滞后特性，引射器和主调压阀同时运行时存在一定的耦合特性。为了满足风洞试验对总压控制精度和收敛速度的要求，对不同马赫数试验条件下，风洞流场启动和串级智能稳定控制策略进行了深入研究，并在调试过程中对控制方法进行了验证，控制结果达到风洞指标要求。串级控制；风洞；流场；总压；控制策略0 引 言2m×2m下吹引射式超声速风洞由气源、进气管路、稳定段、收缩段、喷管段、试验段、补偿段、超声速扩散段、扩散段、引射器、亚声速扩散段
实验流体力学 2012年5期2012-06-15
- 超超临界汽轮机中压缸抽汽管路的数值模拟
的模型方法,计算总压损失情况,并将结果与CFD的计算结果进行了对比.1 计算模型及参数设置1.1 计算模型按照实际尺寸与形状对研究对象进行建模(图1),主流通道最小直径为1 145 mm.为了更符合实际情况,将抽汽进口处前两级叶片(第9级和第10级叶片)与后两级叶片(第11级和第12级叶片)也加入模拟计算.为了减少出口边界条件对主流的影响,延长抽汽管道系统的出口段.该抽汽系统采用20个直径为156 mm、高为112 mm的小管从主流通道中抽取蒸汽,蒸汽在蜗
动力工程学报 2011年7期2011-04-13
- 一种亚燃冲压进气道扩张段分离的控制方法＊
捕获系数、较高的总压恢复系数、良好的出口流场品质以及较高的抵抗燃烧形成高压的能力等性能［1］，这些性能与进气道的几何构形紧密相关，对边界层、壁面摩擦、边界层与激波的相互影响［2］等也相当敏感，各性能指标之间相互耦合、相互制约，导致超声速进气道技术非常复杂。超声速冲压进气道扩张段中激波与边界层相互干扰引起边界层严重分离［3－4］，使得进气道性能尤其是总压恢复和抗反压能力严重降低，甚至还会引起进气道出口流场参数的低频大幅振荡［5］，如果能够有效的减弱这种分离现
弹箭与制导学报 2010年4期2010-12-07