检索结果-南通市图书馆

基于改进花授粉算法的航空发动机装配总体规划

维普期刊数据库评论

在线全文

维普期刊数据库

学校读者我要写书评

暂无评论

航空动力学报 2024年第7期39卷 139-150页

作者：章斌卢洪义宋汉强刘舜杨禹成桑豆豆南昌航空大学飞行器工程学院南昌330063 海军研究院上海研究所上海200000

针对航空发动机结构复杂、零件数量多且装配效率低、装配成本高的问题,提出了一种改进花授粉算法(improved flower pollination algorithm,IFPA)的装配顺序优化方法.以装配优先性、装配稳定性、装配聚合性、装配重定向性和基础部件位置... 详细信息

针对航空发动机结构复杂、零件数量多且装配效率低、装配成本高的问题,提出了一种改进花授粉算法(improved flower pollination algorithm,IFPA)的装配顺序优化方法.以装配优先性、装配稳定性、装配聚合性、装配重定向性和基础部件位置为影响因子构建优化目标评价体系,采用了不同的表示方案、反对立学习的初始种群生成、动态调整的转换概率,在全局授粉和局部授粉规则中引入了均匀变异和精英变异,并加入遗传突变.运用在航空发动机低压压气机装配规划上,验证了 IFPA的有效性,并讨论了 IFPA的参数影响,并同粒子群算法、遗传算法、蚁群算法和花授粉算法进行比较,该算法找到最优序列的概率分别提高了41%、42%、41%和20%,验证了 IFPA在求解装配序列规划问题上的优越性.

关键词：航空发动机压气机装配序列规划花授粉算法均匀变异精英变异

在线全文

学校读者我要写书评

暂无评论

含有斜撑杆的单轮前起落架摆振稳定性分析

振动与冲击 2024年第15期43卷 235-243页

作者：周家才赵艳影王伟凯肖相志南昌航空大学飞行器工程学院南昌330063

以某轻型飞机为研究对象,考虑起落架绕支柱轴线的扭转自由度、起落架支柱下端部产生侧向位移和轮胎侧向变形。基于线性假设,建立了含有斜撑杆和减摆器的单轮前起落架摆振动力学模型。推导出摆振临界速度和临界频率的解析解,研究各结构... 详细信息

以某轻型飞机为研究对象,考虑起落架绕支柱轴线的扭转自由度、起落架支柱下端部产生侧向位移和轮胎侧向变形。基于线性假设,建立了含有斜撑杆和减摆器的单轮前起落架摆振动力学模型。推导出摆振临界速度和临界频率的解析解,研究各结构参数对摆振临界速度的响应曲线,对解析解与数值解的误差进行分析,证明了采用解析解分析起落架摆振的可靠性。分析斜撑杆侧向刚度、侧向阻尼系数和安装点到起落架安装点距离对摆振临界速度的影响。研究表明,不考虑斜撑杆参数将会放大摆振稳定性区域,依此设计的减摆器阻尼偏小,在摆振临界速度附近更易发生摆振现象。因此,在研究该类型的起落架摆振稳定性问题时,斜撑杆的参数影响不能忽略。

关键词：起落架摆振稳定性斜撑杆

二次燃烧对多喷管运载火箭底部热环境影响研究

在线全文

学校读者我要写书评

暂无评论

航空动力学报 2024年第6期39卷 287-298页

作者：周志坛李怡庆江平包轶颖南昌航空大学飞行器工程学院南昌330063 上海宇航系统工程研究所上海201109

火箭飞行时,尾焰中富燃燃气将继续与空气中氧气发生二次燃烧,导致尾流场温度升高。基于三维可压缩Navier-Stokes方程、混合RANS/LES湍流模型、DOM辐射模型和有限速率化学动力学模型建立多喷管火箭尾焰反应流模型,并通过与风洞试验数据... 详细信息

火箭飞行时,尾焰中富燃燃气将继续与空气中氧气发生二次燃烧,导致尾流场温度升高。基于三维可压缩Navier-Stokes方程、混合RANS/LES湍流模型、DOM辐射模型和有限速率化学动力学模型建立多喷管火箭尾焰反应流模型,并通过与风洞试验数据对比验证了模型有效性。基于此,开展了6个不同高度下双喷管火箭和四喷管火箭反应流与冻结流流场对比分析。研究表明:二次燃烧主要发生在羽流混合层中,引起的流场峰值温度增幅随飞行高度增加而减小,最高可达10.16%,最低仅为0.86%。同一高度下,当羽流由近场向远场转变时,二次燃烧效应逐渐增强。相较于双喷管火箭,二次燃烧对四喷管火箭底部热环境影响更小。另外,多喷管火箭底部峰值热流随高度增加基本表现为先增大后减小的趋势。

关键词：二次燃烧多喷管运载火箭热环境反应流冻结流

在线全文

学校读者我要写书评

暂无评论

多因素耦合下固冲发动机绝热层烧蚀模拟研究

空天技术 2024年第3期 58-70页

作者：查小江徐义华杨志豪陈官能孙海俊南昌航空大学飞行器工程学院通航涡轮动力技术教育部工程研究中心

在经典硅基材料三层一面烧蚀模型的基础上，考虑气流剥蚀、高温粒子对材料的侵蚀以及表层熔融SiO2的蒸发流失，引入膨胀系数，并采用固体、多孔介质分区计算、边界以温度耦合的数值处理方法，建立各因素耦合作用下绝热层综合烧蚀模型；... 详细信息

在经典硅基材料三层一面烧蚀模型的基础上，考虑气流剥蚀、高温粒子对材料的侵蚀以及表层熔融SiO2的蒸发流失，引入膨胀系数，并采用固体、多孔介质分区计算、边界以温度耦合的数值处理方法，建立各因素耦合作用下绝热层综合烧蚀模型；模型计算结果与文献实验结果相对误差在-9.29%～9.75%之间浮动，表明模型具有较高的精度；参考实验参数，对含凝相环境、富氧环境参数下材料烧蚀进行数值计算，探索了冲压发动机补燃室绝热层温度、孔隙率、质量烧蚀率以及线烧蚀率的变化规律；分别以温度、压强、燃气速度、粒子浓度以及富氧度等环境参数为变量进行数值计算，结果能够为固冲发动机绝热层烧蚀预测提供一定参考。

关键词：固冲发动机烧蚀模型气流剥蚀粒子侵蚀烧蚀率

同方期刊数据库

基于孔隙尺度多孔介质的圆柱绕流控制数值分析

在线全文

学校读者我要写书评

暂无评论

空气动力学学报 2024年第6期42卷 96-107,I0002页

作者：张伊辉刘勇相倩潘凡凡南昌航空大学飞行器工程学院南昌330063 中国航空研究院北京100020

为深入理解多孔介质参数对圆柱绕流的影响机制及其效果,本文基于微观孔隙尺度,对覆盖有多孔介质的圆柱在雷诺数为150条件下的绕流流动进行了数值模拟。主要对不同孔隙率与结构下圆柱绕流的流动特性进行了分析,结果表明,多孔介质的覆盖... 详细信息

为深入理解多孔介质参数对圆柱绕流的影响机制及其效果,本文基于微观孔隙尺度,对覆盖有多孔介质的圆柱在雷诺数为150条件下的绕流流动进行了数值模拟。主要对不同孔隙率与结构下圆柱绕流的流动特性进行了分析,结果表明,多孔介质的覆盖改变了圆柱原有的流体动力学特征:改变多孔介质结构后,尾流稳定性特征均呈现为先增大后减小的趋势;随着多孔介质结构复杂化,圆柱尾部脱落涡的延迟程度有所降低,但涡的边缘化程度保持相对稳定,且流出多孔介质的流体会再次进入多孔介质,导致涡附着于多孔介质表面。在相同结构条件下,当孔隙率达到0.992时,多孔介质尾部涡的周期性脱落延迟与边缘化程度均达到最大值。以上现象归因于多孔介质内部的小尺度流动,流体在穿越小圆柱时经历多次分离与剪切,特别是在多孔介质尾部流出量较大时,形成的剪切层加厚,从而延长了圆柱尾部涡的脱落过程。此外,随着结构复杂化,流体更倾向于在多孔介质尾部附近流出,这进一步增加了多孔介质上下表面剪切层的厚度。本研究揭示了多孔介质孔隙尺度内流体的流动行为对圆柱绕流的影响规律,可为多孔介质在流动及噪声控制领域的工程应用提供参考。

关键词：孔隙尺度多孔介质孔隙率尾流剪切流动

在线全文

学校读者我要写书评

暂无评论

湍流普朗特数在高超声速绕流中的修正

弹箭与制导学报 2024年第1期44卷 1-5页

作者：刘景源南昌航空大学飞行器工程学院江西南昌330063

为精确模拟高超声速激波/湍流边界层干扰导致的复杂非平衡湍流流动,提出一种湍流普朗特数修正模型。应用数值模拟及理论分析方法,对高超声速来流马赫数为9.22的平板、压缩拐角等绕流进行数值分析,评估了所提出的湍流普朗特数修正模型。... 详细信息

为精确模拟高超声速激波/湍流边界层干扰导致的复杂非平衡湍流流动,提出一种湍流普朗特数修正模型。应用数值模拟及理论分析方法,对高超声速来流马赫数为9.22的平板、压缩拐角等绕流进行数值分析,评估了所提出的湍流普朗特数修正模型。数值模拟结果与实验数据及Kays湍流普朗特数模型的对比表明:对高超声速复杂流动,湍流普朗特数应进行修正,提出的经湍流非平衡参数修正的湍流普朗特数修正模型与原模型及Kays模型相比,给出的壁面压强、壁面热流更精确,壁面最大热流相对误差小于6%。

关键词：高超声速激波/湍流边界层干扰气动热湍流普朗特数数值模拟

维普期刊数据库博看期刊

同方期刊数据库

内置进气式粉末供给装置高压流化输送特性的数值分析

在线全文

学校读者我要写书评

暂无评论

航空动力学报 2024年第8期39卷 185-200页

作者：任冠龙孙海俊徐义华胡晓安李超南昌航空大学飞行器工程学院江西省微小航空发动机重点实验室南昌330063 西北工业大学无人系统技术研究院西安710072

针对粉末发动机中活塞驱动式燃料供给系统,设计了一种内置进气式供粉装置。基于欧拉-欧拉双流体模型,通过用户自定义函数实现活塞运动,建立了气体-粉末-活塞相互作用计算模型,开展了不同储箱内初始工作压力(0.6、1.2、1.8、2.4、3.0、3.... 详细信息

针对粉末发动机中活塞驱动式燃料供给系统,设计了一种内置进气式供粉装置。基于欧拉-欧拉双流体模型,通过用户自定义函数实现活塞运动,建立了气体-粉末-活塞相互作用计算模型,开展了不同储箱内初始工作压力(0.6、1.2、1.8、2.4、3.0、3.6 MPa)对粉末燃料供给特性的数值研究。结果表明:不同初始工作压力下的气固分界面主要在进气口附近波动。随初始工作压力增大,粉末流量波动幅度降低,稳定输送阶段内的平均粉末流量更接近理论值,粉末层(粉末体积分数为0.1)面积波动幅度降低;在两相喷管喉道截面,固相平均体积分数随初始工作压力增大而增大,但拟颗粒温度的波动幅度随之减小。初始工作压力为3.6 MPa时的储箱内压力相比0.6 MPa能维持更长时间稳定,压力波动幅度降低了59.1%。

关键词：粉末发动机高压流化输送双流体模型内置进气结构气固两相流动活塞式供粉装置

涡桨发动机剩余不平衡量相位组合对转子振动响应的影响规律

在线全文

学校读者我要写书评

暂无评论

航空发动机 2024年

作者：赵林颜维陈为王飞中国航发南方工业有限公司南昌航空大学飞行器工程学院

为解决涡桨发动机部件动平衡合格但整机振动超标的问题,建立了转子系统动力特性有限元分析模型,分析了转子系统临界转速和不平衡响应特性,研究了剩余不平衡量相位组合对转子振动响应的影响规律。基于分析结果,改进了转子装配工艺流程并... 详细信息

为解决涡桨发动机部件动平衡合格但整机振动超标的问题,建立了转子系统动力特性有限元分析模型,分析了转子系统临界转速和不平衡响应特性,研究了剩余不平衡量相位组合对转子振动响应的影响规律。基于分析结果,改进了转子装配工艺流程并开展了整机试验验证。结果表明:所建立的计算分析模型能反映转子系统的真实状况;剩余不平衡量的大小、轴向分布以及相位均会影响多面动平衡转子系统的振动响应,仅改变剩余不平衡量的相位组合仍可大幅降低整机振动幅值;剩余不平衡量等比例缩放对最优相位组合的分布规律影响较小,不等比例缩放会导致最优相位组合分布规律大幅改变。改进后的转子装配工艺流程有效率达到96.7%,平均减振幅度超过40%,对减小转子在工作转速下的振动响应有显著效果,对整机减振具有十分重要的意义。

关键词：动力特性转子动力学有限元法装配技术相位组合涡桨发动机

编织密度对2D-SiC_(f)/SiC力学行为的影响与机制

在线全文

同方期刊数据库

学校读者我要写书评

暂无评论

复合材料学报 2024年第5期41卷 2694-2703页

作者：钱磊腾雪峰罗潇李坚刘小冲胡晓安中国航发湖南动力机械研究所株洲412000 南昌航空大学飞行器工程学院南昌330063 通航涡轮动力技术教育部工程研究中心南昌330063 西北工业大学材料学院西安710072

编织陶瓷基复合材料逐渐成为提升航空发动机综合性能的热门材料。材料的失效机制分析为材料/结构的性能设计与优化提供着重要的理论与方法支持。本文针对不同编织密度的2D-SiC_(f)/SiC复合材料开展室温拉伸试验,通过对力学行为、损伤演... 详细信息

编织陶瓷基复合材料逐渐成为提升航空发动机综合性能的热门材料。材料的失效机制分析为材料/结构的性能设计与优化提供着重要的理论与方法支持。本文针对不同编织密度的2D-SiC_(f)/SiC复合材料开展室温拉伸试验,通过对力学行为、损伤演化进行对比分析,研究编织复合材料的力学行为及内在的损伤机制。结果表明:比例极限应力随着横向纤维束编织密度的增加逐渐降低,纵向纤维束编织密度对比例极限应力影响较小;纵向纤维编织密度较小时,拉伸强度较低,随着纵向编织密度的增加,拉伸强度增大并趋于稳定,横向纤维编织密度的增加,对拉伸强度有一定的弱化作用;根据拉伸应力/应变的演化过程,编织SiC_(f)/SiC复合材料的拉伸过程可以划分为4个典型阶段;缝合孔对材料的拉伸强度有一定弱化作用,需要在材料制备、后处理过程中消除缝合孔的不利影响。

关键词：编织陶瓷基复合材料 SiC_(f)/SiC 编织密度力学行为比例极限应力损伤机制