为了分析单螺杆制冷压缩机单滑阀能量调节机构的工作特性,基于压缩机的工作过程确定了滑阀在不同负荷下的特征角度,得到了不同负荷下任意转角位置处的有效旁通面积和有效排气孔口面积。分析了旁通口初始位置与排气口初始位置对有效旁通面积、有效排气口面积、气量调节范围和内容积比调节的影响。结果表明旁通口初始位置越靠近排气端,滑阀在相同的轴向位移下所能调节的气量范围越大,当旁通口初始位置向排气端移动的距离从0增加到15mm时,气量调节范围增大了20%;排气孔口初始位置影响排气开始时间及内容积比,当排气口初始位置向排气侧移动的距离从0增加到15mm时,排气开始角延迟了10°,内容积比增大至2.25倍。通过对单滑阀调节机构几何特性的分析,为今后滑阀调节过程的研究以及滑阀的优化设计提供了基础。

针对SNECMA公司的跨声速实验涡轮装置,建立了单流道无冠叶栅三维CFD计算模型,通过求解定常RANS方程,研究了4种叶顶区域结构(平板叶顶-标准机匣、凹槽叶顶-标准机匣、平板叶顶-台阶机匣和凹槽叶顶-台阶机匣)下,叶顶泄漏流及其与主流的掺混效应对涡轮气动性能和叶顶间隙激振力的影响。结果表明:叶顶间隙较大时,凹槽叶顶-标准机匣结构的等熵效率最大,采用台阶机匣结构会使等熵效率下降;叶片切向力随叶顶间隙的增加先增大后减小,其中平板叶顶-标准机匣结构的叶片切向力最大且变化相对平稳;叶顶泄漏流对99%叶高、约67%轴向弦长处吸力面的静压分布有显著影响,叶顶间隙增加会使该区域静压下降,导致叶片切向力增大;平板叶顶-标准机匣结构的穿越间隙较大,力敏感度系数较小,促进转子稳定运动的叶顶间隙区间较大,有利于转子的稳定运行。文中还分析...

为了控制轴流风机叶顶泄漏流造成的气动损失和噪声,在轴流风机叶片顶部添加了融合式叶尖小翼结构,并对风机的气动性能及噪声特性进行了数值研究。采用大涡模拟结合声类比方程的数值方法,研究了叶尖小翼对轴流风机流场和声场的影响。通过对风机叶尖流场和声场进行分析,对比不同外倾角的融合式叶尖小翼周围的涡场结构以及表面声压脉动,分析了不同外倾角小翼对叶尖泄漏流的控制作用以及叶尖小翼对风机气动性能和噪声特性产生的影响。结果显示:叶尖小翼结构可以有效抑制叶尖泄漏涡以及叶尖分离涡的发展,降低轴流风机的气动噪声,提高轴流风机静压效率;使用20°外倾角的叶尖小翼,风机静压效率提高了1.1%,噪声降低了5.0dB;叶尖泄漏流造成的气动噪声主要是宽频噪声,叶尖小翼可以明显降低轴流风机的宽频噪声;通过优化叶尖小翼的外倾角可以...

为解决计算气动声学数值模拟中远场边界反射问题,在三维间断伽辽金有限元玻尔兹曼方法框架下应用完全匹配层算法构造了吸收边界条件,并采用了两种不同的离散求解公式。利用三维高斯脉动源数值案例测试了两种公式的有效性和稳定性,发现仅有一种公式既能有效衰减反射波又具有良好的稳定性;接着研究了影响完全匹配层算法无反射性能的若干因素,其中无反射性能采用归一化误差范数来衡量。研究表明:衰减因子总是存在最优值,且最优值仅与吸收层的参数有关,而与高斯脉动源自身参数无关,故所定义的归一化误差范数具有一定的普适性;当衰减因子采用幂函数分布律时,幂指数取2时无反射性能更好,取4时无反射性能随衰减因子变化更平缓;吸收层厚度和区域半径越大,无反射性能越好,但相应的计算量也显著提高。研究工作可为构造更加实用有效的无...

为检验设计的磁流变液双质量飞轮对传动系扭振的减振特性,基于AMESim建立了磁流变液双质量飞轮的仿真模型,获得其在不同扭转激励幅值、不同激励频率以及不同电流下的动刚度和滞后角曲线,并通过扭转试验台架验证了模型的准确性。进而结合其动态特性可由电流控制的特性搭建了控制模型,对其进行发动机台架试验,分别获得怠速、匀速、加速、减速、点火及熄火工况时磁流变液双质量飞轮对传动系扭振的衰减情况,并与普通双质量飞轮进行了对比。结果表明:磁流变液双质量飞轮在各个工况下对传动系扭振的衰减性能都优于普通双质量飞轮。

为了研究粗糙表面微凸体对混合弹流润滑区摩擦学特性的影响,建立了考虑粗糙表面微凸体的弹流润滑数学模型,可呈现粗糙表面的局部接触状态。通过生成虚拟粗糙表面,分别利用K-E弹塑性接触模型和平均流量雷诺方程计算微凸体接触压力与流体动压力,并且利用快速傅里叶变换技术计算基体的弹性变形量;通过绘制润滑系统的Stribeck曲线,研究了虚拟微凸体、名义载荷、综合粗糙度和微凸体曲率半径对弹流润滑摩擦学特性的影响。结果表明微凸体的接触压力产生基体弹性变形,使膜厚增加,导致流体动压力减小,微凸体承载比和摩擦因数增大;名义载荷增加导致低速时摩擦因数变小,润滑状态在更低速条件下从边界润滑过波到混合润滑;综合粗輕度的减小会使Stribeck曲线向左移动;微凸体曲率半径的增大仅使润滑状态加快从边界润滑过波到混合润滑,然而对从混合...

为了提高少失效或零失效数据条件下的航空发动机轴承运行可靠性评估精度和可信性,提出了一种基于比例协变量模型(PCM)和Logistic回归模型(LRM)混合的可靠性评估方法。首先对轴承运行过程中的监测数据进行信号分析,提取状态特征指标,结合失效阈值确定设备状态,利用LRM先求解轴承的初始可靠性,进一步求解出轴承的初始故障率和基本协变量函数;然后与PCM相结合,通过响应协变量和基本协变量函数对系统故障率函数进行不断更新,动态揭示状态监测数据与可靠性的映射关系;最后利用更新后的故障率函数对航空发动机轴承进行运行可靠性评估。试验结果表明该方法不需要人为确定基本协变量函数,避免了主观选择差异带入的估计偏差,所确定的寿命误差在5%以内,为少失效或无失效条件下的运行可靠性评估提供了一种新的手段。

针对单纯考虑径向载荷难以综合评估滚子分布方式对球面滚子轴承服役性能影响的问题,以球面滚子轴承的滚子分布方式为研究对象,建立了能够表征滚子分布方式、自调心工况、转子挠曲以及外部载荷影响的数学模型。同时,编写程序对不同滚子分布方式,轴向、径向载荷以及自调心作用联合工况下的球面滚子轴承服役性能进行研究,从时域和频域两个方面解释了滚子分布对内圈振动的影响规律,归纳调心工况下特征频率的表达式,指出不同分布方式的滚子在联合工况影响下的载荷分布情况。另外,设计了能够在实验室单一环境下实现调心工况的自调心轴承座,选取两种不同滚子分布形式的22215型球面滚子轴承进行试验,并对理论仿真结果进行验证。结果表明交错式滚子分布方式适用于径向载荷较大且调心作用明显的场合;平行式滚子分布方式适用于轴向冲击较...

为了更精准地控制翼板动平衡时平衡补偿质量，从而提高平衡精度，提出了一种新的利用翼板迎角变化产生不同升力和离心力来实现不平衡力补偿的动平衡方法。对翼板工作时所产生的升力和离心力进行理论分析，建立了翼板迎角与补偿质量间的数学模型。通过实验测试翼板迎角变化所产生的不平衡量，得到翼板迎角与所能提供的补偿质量间的数学关系。在8个不同的相位处添加不同试重作为失衡量，根据所得翼板迎角与补偿质量的数学关系，调整相应翼板的迎角进行失衡量补偿，完成转子动平衡。实验结果表明，基于提出方法设计的动平衡装置可平衡主轴任意位置的不平衡量，平衡能力可达1617．6gmm，在实验转速为560r／min时，可将不平衡质量降低94．21％。提出的翼板动平衡方法无需添加或去除质量便可完成动平衡，且提供的平衡量可精确控制，...

为了解决卷积神经网络权值往往只能随机初始化的问题，提出了一种卷积自编码器。以卷积池化过后的特征为权值，对反卷积核进行叠加，叠加步长为池化时的长度，将信号重构回原信号空间。以原信号与重构信号的差值最小为目标，对卷积核和反卷积核进行优化。进一步，编码特征可以作为新的输入，利用同样的方式进行编码，依次循环，最后给网络加上全连接网络和分类器，用少量带标签样本进行微调，形成具有复杂特征提取能力的深度卷积自编码网络。将该网络用于滚动轴承故障识别，将时域振动信号直接输入网络，在公共数据集——西储大学轴承数据集以及实验室实测数据集上均取得了比传统卷积神经网络要好得多的识别效果，例如在实验室实测数据集上将识别精度从0．799提高到了0．921。将底层提取到的特征通过反卷积核逐层重构，第...