航空动力学报

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王玮, 肖俊峰, 邱华, 李晓丰, 王峰

2016, 31(11): 2561-2566. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2016.11.001

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1059

714

摘要:
为缩短脉冲爆震室轴向长度以及爆燃向爆震转变距离，设计加工了螺旋脉冲爆震室，采用液态汽油为燃料，空气为氧化剂，进行了一系列实验.在实验过程中，对比研究了常规直管脉冲爆震室以及螺旋脉冲爆震室的爆燃向爆震转变性能；并分析研究了螺旋脉冲爆震室多循环工作特性.结果表明：与直管脉冲爆震室相比，螺旋脉冲爆震室爆燃向爆震转变距离至少缩短了约11.2%；螺旋脉冲爆震室可以在5~20Hz频率下稳定工作；螺旋脉冲爆震室设计方案可行.

旋转U型通道流动与换热特性的数值研究

杨珂, 闻洁, 徐国强

2016, 31(11): 2567-2574. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2016.11.002

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910

646

摘要:
应用k-ω SST（shear stress transport）湍流模型，计算分析旋转U型通道在不同进口雷诺数（10000~60000）和高旋转数（0~2.013）范围内的流动与换热特性.结果表明：在静止和旋转状态下，进口雷诺数越大，努塞尔数越大.相比于同一工况下的静止状态，旋转显著增强了径向外流直通道的换热强度，径向内流直通道换热强度增大不明显.旋转数对U型通道换热的影响主要通过改变哥氏力和浮升力的大小.受哥氏力的影响，径向外流直通道后缘面换热增强，前缘面换热减弱.浮升力诱发了近壁面的流动分离，使得径向外流直通道前缘面不同位置处的换热强度随旋转数的增加而先减小后增大，计算得到的临界旋转数变化规律与实验测量结果保持一致，即无量纲距离参数与临界旋转数的乘积为定值.

指尖封严的转子轴心轨迹与泄漏特性的试验

杜春华, 吉洪湖, 胡娅萍, 罗健, 马丹, 汤丽萍, 廖凯

2016, 31(11): 2575-2584. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2016.11.003

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875

641

摘要:
对间隙、过渡、过盈3种配合状态的指尖封严组件的转子轴心轨迹和泄漏特性进行了试验.转子的轴心轨迹采用电涡流传感器进行测量，其测量结果表明：转速越大，转子轴心的偏移越小；在不考虑磨损的情况下轴心偏移对配合状态基本没有影响.由此确保了封严试验台的安全性和有效性.在此基础上，试验研究了转子转速、上下游压差以及封严间隙对泄漏特性的影响.结果表明：泄漏系数随转速增加略有减小；过渡和间隙配合时，在压差小于0.3MPa时泄漏系数随压差增加而增大，压差达到0.3MPa后，泄漏系数趋于平缓；过盈配合时压差对泄漏系数没有明显的影响；泄漏系数随封严间隙的减小而减小，随过盈量的增大而减小.

凹腔底壁喷注煤油燃料的超燃点火试验

李西鹏, 刘卫东, 潘余, 刘世杰, 苏义

2016, 31(11): 2585-2594. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2016.11.004

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915

662

摘要:
在来流总温为1486K、总压为1.6MPa、马赫数为2.52的条件下，采用两级串联凹腔构型燃烧室，开展了凹腔底壁喷注煤油燃料的超燃点火试验，研究了喷嘴孔径、喷注位置对点火性能的影响.结果表明：上游凹腔底壁大孔径喷嘴喷注燃料，下游凹腔点火的方案点火性能高，在煤油总体当量比为0.102~0.206范围内均可实现成功点火与稳定燃烧；燃烧反压向上游的传播过程具有明显的滞后性且与分离区的形成过程紧密耦合；燃料喷注方案决定了煤油雾化燃料场的分布，燃料的分布特征又决定了点火特征.

反压诱导方式对超燃冲压发动机隔离段流动特性影响

王宇航, 宋文艳, 白菡尘, 陈亮

2016, 31(11): 2595-2603. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2016.11.005

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921

639

摘要:
为了探究传统机械限流方式同燃烧释热对隔离段流动特性影响的异同，采用实验结合数值计算的方法研究了限流方式与实际燃烧诱导压升的差异.使用氢燃料进行不同当量比的燃烧实验，并使用燃烧室出口安装楔块的方式进行限流实验，对比了来流条件相同，且隔离段出口压比相同时两种实验下的压力分布.使用经过验证的数值方法模拟了不同隔离段出口压力下燃烧状态及对应的限流状态，对比了两种状态下隔离段流场细节.实验结果表明：激波链即将进入隔离段时，两者的压力分布大致相同；激波链进入隔离段后，隔离段出口压比2.3，两者的壁面压力分布有明显差别.此状态下的计算结果表明：燃烧状态下隔离段内分离区首先出现于下壁面，激波链向上偏折；而限流状态分离区出现于上壁面，两者的流场会有一定差异.反压继续增大的计算结果表明：隔离段出口压比达3.0时，两者的隔离段内流场差别逐渐减小并最终趋于一致.燃烧反压场与限流实验的模拟反压场一致时，才能直接采用限流实验的结果评估反压对进气道的扰动风险.

采用火焰面/反应进度变量方法模拟湍流燃烧

熊模友, 乐嘉陵, 黄渊, 宋文艳, 杨顺华, 郑忠华

2016, 31(11): 2604-2612. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2016.11.006

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1446

729

摘要:
在自主开发的软件平台上添加了火焰面/反应进度变量方法，选取了两种反应进度变量分别对甲烷/空气的同轴射流燃烧室进行了数值模拟.将计算结果与稳态火焰面模型、文献参考值以及实验值进行了对比研究，结果表明：采用火焰面/反应进度变量方法能捕捉到稳态火焰面模型所不能预测到的火焰抬举等非稳态现象，得到的结果与文献参考值以及实验值出入很小，能准确反应真实的燃烧过程；另外不同反应进度变量的定义对计算结果有较大的影响，采用火焰面/反应进度变量方法对主要中间产物一氧化碳的预测比文献参考值更好，更接近于实验值.

双支板超燃燃烧室上游支板喷注位置的影响

田亮, 徐旭, 朱韶华

2016, 31(11): 2613-2620. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2016.11.007

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919

610

摘要:
在双支板超燃燃烧室的直连试验中，以液体煤油为燃料，针对上游支板上的3个喷注位置对燃烧的影响进行了研究.在试验过程中获得了壁面压力数据，并通过一维冲量分析法处理.试验结果表明：煤油在两支板同时喷注时，热力喉道的位置受上游支板喷注位置显著影响.在上游支板的3个喷注位置中，第1，2位置分别喷注时超燃燃烧室压力分布基本相同，与第3位置喷注相比燃烧效率高6.3%~7.5%，内推力高16.7%~17.4%.试验的结果表明，在第1位置喷注时燃料能够在上游维持燃烧，但第3位置喷注时燃料无法在上游维持燃烧.结合数值仿真的结果分析，上游支板上的喷注位置到支板尾缘的距离L≥80mm时，燃料在支板尾缘处有较高的混合效率并形成稳定的燃烧.

基于内外传热耦合的热气防冰系统仿真计算

郭涛, 林丽, 朱程香

2016, 31(11): 2621-2627. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2016.11.008

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1003

579

摘要:
基于内外传热耦合原理，建立了热气防冰系统的AMESim仿真模型，研究热气防冰系统在不同引气状态下，管路流量、压力及蒙皮温度的变化规律.采用所建立的仿真方法，计算飞机机翼热气防冰系统的内部流动特性和内外耦合传热特性，将计算结果与热气防冰系统流量分配试验结果进行对比.结果表明：管路流量、压力和蒙皮温度的仿真计算结果与试验结果最大误差为9%，验证了该仿真模型的正确性.在此基础上，对飞机短舱热气防冰系统进行了仿真，分析了飞行包线下系统内外的换热、温度变化、加热效率等关键参数的瞬态特性.仿真结果为热气防冰系统的设计、分析与优化提供依据.

从双层到多层带有微结构的硅硅直接键合技术研究

袁星, 陶智, 李海旺, 谭啸, 孙加冕

2016, 31(11): 2628-2634. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2016.11.009

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1094

605

摘要:
通过理论分析和实验验证对多层带有微结构的硅硅直接键合技术进行了研究.采用的硅片表面活化处理方法是亲水湿法，采用的键合工艺流程是先将硅片在键合机中进行预键合，再使用退火炉进行高温退火.其中预键合参数对多层键合成功与否起到决定性的作用，为节约实验时间，针对3个主要预键合参数（温度、压力、时间）的选取进行了详细的正交实验分析.使用项目组自制的硅硅键合分析软件对键合片的红外图像进行处理分析，计算键合率.采用实验得到的最佳预键合工艺参数，多层键合的键合率达到了86.6527%.

旋转状态下方形通道内部流场特性热线实验

魏宽, 陶智, 邓宏武, 李海旺

2016, 31(11): 2635-2640. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2016.11.010

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834

604

摘要:
为了解决旋转条件下热线技术应用问题并且在此基础上精确测量旋转方形通道内部流场特性，搭建了用于旋转通道流场测试实验平台，采用了两种连线方式对热线进行了标定实验，获得了热线测量旋转通道内部平均速度的相对误差为±6%，对雷诺数和旋转数范围分别是5000~10000和0~0.222的旋转通道流场进行了测量，结果表明：旋转导致速度型整体向后缘面（Y/D=-0.5）偏转，X/D和旋转数越大，速度型偏转越明显；旋转数为0.222时，后缘面附近边界层速度型出现了一个拐点，可能与由哥氏力不稳定性引起的二次流有关.

基于微结构识别的单向复合材料导热系数预估

江华, 毛军逵, 屠泽灿, 沈凯, 宋金融, 郭文, 黄维娜

2016, 31(11): 2641-2651. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2016.11.011

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924

615

摘要:
以T300碳纤维/环氧树脂基单向复合材料为例，考虑纤维周围间隙缺陷的影响，建立了基于微观图像识别的等效导热系数预估方法.首先利用图像识别技术处理材料微观电镜照片，然后依据纤维体积分数稳定性判据应用几何重构技术建立了代表性单元，并通过在代表性单元（RVE）内部交界面处添加接触热阻的方法引入间隙缺陷的影响，最终利用有限元方法模拟得到等效导热系数（ETC）.研究发现：间隙的位置对等效导热系数影响微弱；随着间隙缺陷占比和厚度的增加，等效导热系数显著降低；间隙缺陷占比大于0.8，无量纲间隙缺陷厚度小于0.15时，单向纤维增韧复合材料的等效导热系数受间隙影响最突出；相对于纤维和基体理想接触的情况，考虑间隙缺陷后，等效导热系数最大降幅可达52.1%.

煤基喷气燃料代用组分神经网络混合构建方法

刘振涛, 许全宏, 张弛, 霍伟业, 林宇震

2016, 31(11): 2652-2658. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2016.11.012

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877

585

摘要:
为了建立航空燃料的喷雾模型，用于高保真液雾燃烧数值模拟，提出了基于人工神经网络混合模型的煤基喷气燃料代用组分构建方法.基于这一构建方法，重点针对煤基喷气燃料的雾化特性，利用多组分混合燃料的理化性质数据库对神经网络进行训练，获得了混合燃料理化性质隐式预测模型，结合随机投点优化方法，构建出能够很好地模拟煤基喷气燃料目标理化性质的代用组分.结果表明：该代用组分包含了5种碳氢化合物成分，摩尔分数为11.46%正癸烷、23.29%正十二烷、49.87%正十四烷、6.66%异辛烷和8.72%甲基环己烷.通过雾化特性实验，验证了代用组分对真实燃料雾化性能的模拟效果.该代用组分构建方法可以较好地解决混合燃料模拟过程中的非线性问题，通过改变目标理化性质可构建出相应代用组分.

RBCC进气道双流道变几何方案研究

刘晓伟, 李永洲, 张蒙正, 吕奇伟

2016, 31(11): 2659-2664. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2016.11.013

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869

530

摘要:
提出了一种基于双流道变几何的二元进气道设计方案：通过下流道的开关，实现进气道压缩角和收缩比的调节，使得进气道能够适应更宽的工作范围，并能兼顾与飞行器和燃烧室的一体化设计.研究表明：该方案可在保证原有双模态冲压发动机进气道高来流马赫数性能不变的前提下，将自起动马赫数降至引射/亚燃模态过渡点附近，该方案自起动马赫数为2.8；低来流马赫数时进气道具有较高的流量系数（来流马赫数为3.0时达到0.62）、较高的总压恢复系数（来流马赫数为3.0时达到0.79）和较低的阻力（低来流马赫数时降低了30%多）.

二维气动问题中Kriging代理模型精度影响因素

马洋, 张青斌, 韩启龙, 华明军, 李红霞

2016, 31(11): 2665-2672. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2016.11.014

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804

543

摘要:
以二维跨声速临界翼型的阻力特性为对象，探讨样本点数目、Kriging代理模型参数及其类型等对模型精度的影响.阻力系数采用计算流体力学（CFD）方法得到.模型精度的验证采用交叉验证方法，采用平均误差、最大误差和标准交叉验证残差来衡量Kriging代理模型的精度.研究结果表明：①Kriging代理模型预测气动阻力效果较好.②模型精度随样本点的增多而提高，剔除与样本点响应趋势不相符的“奇异点”后，模型精度显著提高，平均误差减小5%~38%，最大误差减小13%~77%.③核函数类型对模型精度的影响最大，相关参数次之，回归模型的影响最小.采用高斯相关函数、2阶多项式回归模型，以及合适的相关参数值时，Kriging代理模型的精度最高.

车载燃气轮机进气砂尘分离器设计与验证

杨汉杰, 涂孟罴, 龚爱东, 谢买祥, 王昌荣

2016, 31(11): 2673-2681. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2016.11.015

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828

496

摘要:
对车载燃气轮机进气砂尘分离器的设计方法进行了研究，根据设计要求，提出了一套涡旋管粒子分离器的设计方案和设计流程，并据此设计了隔栅式涡旋管和空气滤清器总成.对涡旋管的三维气固两相流动进行数值模拟.以空气滤清器总成为试验对象，进行了气动试验和砂尘分离试验.数值模拟和试验结果表明：进气砂尘分离器的设计方法能够达到预期的设计效果，设计的分离器满足设计要求，所采用的数值模拟方法可以较准确地模拟涡旋管的三维气固两相流动，计算结果可信.

飞翼布局无人机保形非对称S弯进气道设计及优化

张乐, 周洲, 许晓平

2016, 31(11): 2682-2690. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2016.11.016

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877

534

摘要:
基于国产动力约束及隐身设计要求，针对飞翼布局无人机双发动机布局进行了保形S弯进气道设计，为进一步提高进气道性能，开展了进气道优化设计研究.首先利用CFD（计算流体动力学）方法对保形进气道风洞模型进行验证，然后结合参数化建模和网格自动生成技术进行CFD数值模拟，最后利用RBF（radial basis function neural network）代理模型及多岛遗传算法开展进气道优化设计.结果表明：①优化后进气道性能有所改善，尤其表现在4°迎角之后性能明显提升，Ma=0.6下4°迎角时总压恢复系数提高了5.46%，畸变指数降低了38.7%；②优化后进气道截面积分布相比初始构型在前段更缓和而后段略微升高，中心线则在前1/3段与初始构型基本一致，之后曲率变化更加平缓；③保形进气道在出口截面具有较强的二次流，侧滑角对于此类进气道在小迎角下影响较小而大迎角时影响较大，设计时应关注大迎角时侧滑特性.

直升机翼面类部件雷达目标特性分析及评估

蒋相闻, 招启军

2016, 31(11): 2691-2700. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2016.11.017

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750

521

摘要:
基于准静态原理，采用电磁高频法开展直升机翼面类部件的雷达目标特性分析及评估.首先，为获得翼面类部件对直升机散射特性的影响规律，并考虑旋翼高速旋转的动态效应，着重分析了装配不同翼面类部件后机身雷达散射截面（RCS）的变化趋势、强散射分布和回波信号的时频域谱特征，揭示了翼面类部件雷达散射影响机理；然后，在评估直升机强散射源分布特征和多元响应特性的基础上，比较装配不同翼面类部件后机身的雷达探测距离，提出并建立了方位、俯仰与滚转姿态下直升机的雷达4级预警机制和角域范围，并针对性的给出对抗雷达探测的方案.研究发现：装配平尾、短翼及平尾和短翼组合的直升机相比孤立机身的雷达暴露距离分别增加11.54%，14.88%和18.06%，综合隐身能力下降.

直升机悬停纵向运动模态的耦合

陈元, 陈仁良, 李攀

2016, 31(11): 2701-2709. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2016.11.018

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769

508

摘要:
针对直升机运动模态内状态量间的耦合，提出了一种定量分析方法.该方法基于解耦得到的运动模态，结合气动导数矩阵，定量描述运动模态内状态量间的耦合，通过耦合的瞬时特性和积分特性定量区分各耦合.以Lynx，Bo105和Puma直升机为例，分析了三者悬停纵向运动模态的耦合特性.分析表明，纵向线速度通过空速稳定性对俯仰角速度的耦合作用在不稳定的悬停纵向振荡模态中起重要作用.基于算例的定量分析，筛选主要耦合得到简化模型，因此得到的运动模态固有频率和阻尼比的偏差小于2%，优于文献中的简化模型，说明了通过定量分析得到简化模型的可行性.

翼型尾缘噪声源空间分布与辐射特性关系

柏宝红, 李晓东

2016, 31(11): 2710-2716. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2016.11.019

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798

530

摘要:
详细研究了翼型湍流边界层尾缘宽频噪声源空间分布与辐射特性的关系.采用基于雷诺平均流场的翼型尾缘宽频预测方法研究了NACA0012翼型湍流边界层尾缘宽频噪声在4种不同工况下的噪声源空间分布与辐射特性.首先计算了NACA0012翼型湍流边界层尾缘噪声源在不同频率下的空间分布.计算结果发现：边界层中湍流是翼型湍流边界层尾缘噪声声源.随着频率的增加，噪声源强度和噪声源空间尺寸都是先增加后减小，噪声源位置不断靠近翼型尾缘.同时也计算了边界层内不同位置处的噪声源对远场噪声的辐射特性，结果表明：边界层内层区域，其噪声频谱能量集中在高频；边界层外部区域，其噪声能量集中在中低频；攻角增大或者来流速度减小，噪声能量向低频转移.

带侧向膨胀的三维非对称喷管设计和性能分析

牛彦沣, 徐惊雷, 莫建伟

2016, 31(11): 2717-2722. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2016.11.020

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874

520

摘要:
针对带侧向膨胀的三维矩形截面非对称喷管，提出了一种基于准二维特征线法的喷管设计方法，获得了基于准二维特征线法的非对称喷管设计程序.然后，根据给定的几种侧向膨胀规律，通过该设计方法获得了相应的非对称喷管构型，并将该构型与通过优化算法获得的最优构型进行了比较，结果表明：两种方法所设计的非对称喷管的上、下壁面型面基本重合，喷管壁面压力分布趋势基本一致，验证了准二维特征线法的可靠性.与最优构型的性能相比，该方法所设计的喷管构型，推力偏差低于0.60%，升力偏差低于8.07%，且该设计法将设计耗时由30.5h减少到2h，可方便地应用到带侧向膨胀喷管的初期设计中.

风扇叶片丢失激励下转子-支承系统结构安全性设计策略

洪杰, 许美玲, 马艳红, 梁智超, 张力

2016, 31(11): 2723-2730. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2016.11.021

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779

552

摘要:
以高涵道比涡扇发动机风扇叶片丢失载荷激励下的转子-支承系统为研究对象，提出了一套结构安全性设计策略，即通过支承方案与载荷分配、变刚度支承结构和支承结构变形控制，结合转子结构动力学特性设计，实现转子结构安全性设计.研究表明：风扇后支点采用变刚度支承结构设计，能够在转子减速停车过程中减小风扇局部振动临界转速与相应振幅.通过设计滚珠轴承支承锥壳锥角，能够使支承具有较高的轴向承载能力并减小转轴变形对滚珠轴承的影响.轴承座底部与转轴间采用鼓形配合面连接设计，能够在大弯矩作用下通过配合面相互滑移避免支承随转轴变形，保证轴承安全.研究结果可为恶劣载荷作用下高涵道比涡扇发动机结构安全性设计提供依据.

涡轮盘优化设计中的热边界载荷控制效果研究

丁水汀, 孙贺兴, 李果

2016, 31(11): 2731-2737. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2016.11.022

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779

485

摘要:
针对航空发动机涡轮盘结构优化设计，在等热负荷及等冷气耗量前提下，采用热边界载荷控制构建轮盘上有利的温度分布，以ISIGHT软件为基础搭建的集建模-CFD分析-FE（有限元）分析-优化设计在同一流程下的多学科优化设计平台为工具，研究热边界载荷优化在涡轮盘优化设计中的应用效果.结果表明：热边界载荷的优化可以实现质量减轻和应力水平同时下降的目的，下降水平决定于热边界载荷分配系数，当热边界载荷分配系数取0.1和0.2时，盘心最大等效应力下降值分别为5.93%和12.01%，质量下降值分别为1.25%和2.24%.

航空发动机转子叶片的声振疲劳特性试验

王琰, 郭定文

2016, 31(11): 2738-2743. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2016.11.023

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877

532

摘要:
由于振动载荷、声载荷等会造成航空发动机转子叶片的高周疲劳失效，通过试验研究了发动机转子叶片的声振疲劳特性.首先研究了叶根边界条件对发动机转子叶片声响应特性的影响，对3组叶片施加不同的顶紧力，由低到高施加声载荷，试验得到不同叶根边界条件下叶片的声响应与声载荷的关系，并且得出叶根边界条件对转子叶片声响应大小有影响的结论.随后研究了叶片的声振疲劳特性，得出以下结论：声载荷作用下，叶片确实可以发生破坏.在两种不同的激励方式（随机振动激励与正弦振动激励）作用下叶片的频率下降略有不同，并且在动应力水平相同的条件下，发动机转子叶片在正弦振动激励下的寿命远大于其在随机振动激励下的寿命.

基于自然激励技术的颤振边界预测

李扬, 周丽, 杨秉才

2016, 31(11): 2744-2749. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2016.11.024

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649

529

摘要:
为了预测紊流激励条件下机翼的颤振边界，基于自然激励技术提取紊流响应的自由衰减信号，采用矩阵束方法识别模态参数，最后通过Z-W（Zimmerman-Weissenburger）方法计算稳定性判据，拟合判据变化曲线并外推颤振边界.对平板机翼模型进行了数值仿真分析，对单独机翼模型风洞颤振试验数据进行了计算.结果表明：采用自然激励技术与矩阵束方法能够较准确地识别紊流激励响应的模态参数，频率识别误差小于6%，阻尼比识别误差小于30%，结合Z-W方法能够在较低风速较早地预测颤振边界，有助于提高试验的安全性.

变循环压缩系统的一体化通流设计方法

刘宝杰, 贾少锋, 于贤君

2016, 31(11): 2750-2756. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2016.11.025

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817

504

摘要:
以双外涵和三外涵两款典型的涡扇发动机的变循环压缩系统为研究对象发展了一个基于流线曲率法的一体化通流设计方法，以期简化变循环压缩系统的设计流程，缩短设计周期.通过一个三外涵变循环压缩系统的设计实例，验证了方法的正确性和程序的功能完整性，得到了以下主要结论：①第1，2外涵道的连通使压缩系统各部件之间的气动关系变得复杂，正确处理各部件之间的匹配关系是一体化设计的关键；②流线曲率法适用于变循环压缩系统的通流设计，其流量边界条件可方便地用于模拟前可调面积涵道引射器的调节功能；③第1，2外涵道的掺混过程对上游叶片区域的流场影响微弱，采用简单的掺混模型能够满足计算需求.

高来流马赫数单列叶栅改串列叶栅性能对比试验

向宏辉, 葛宁, 侯敏杰, 马昌友, 杨荣菲, 杨泳

2016, 31(11): 2757-2764. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2016.11.026

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922

508

摘要:
基于某高负荷轴流风扇高临界来流马赫数静叶改型设计的需求，对原型单列叶栅和改型串列叶栅开展性能对比试验研究，通过详细分析两型叶栅内部流场参数，量化评估了串列叶栅在高来流马赫数条件下的改进设计效果.结果表明：串列叶栅比单列叶栅在降低流动损失，提升增压能力方面具有显著优势.相比单列叶栅，设计状态下串列叶栅总压损失系数降低了19%，静压比提高了3.1%，基本缓解了单列叶栅原有设计状态的流动堵塞现象.串列叶栅前排叶片对后排叶片吸力面附面层发展会产生抑制作用，使得后排叶片具有较好的工作性能.

诱导轮与叶轮组合式航空燃油离心泵轴向力间隙补偿

李嘉, 李华聪, 王淑红, 徐轩

2016, 31(11): 2765-2772. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2016.11.027

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777

477

摘要:
以诱导轮与叶轮组合式航空燃油离心泵为研究对象，开展了轴向力出口间隙补偿优化研究.进行了轴向力的数值模拟，并将仿真结果与理论计算进行对比，对比表明两种方法计算的轴向力结果变化趋势一致，误差不大于4%，且设计流量工况下误差最小，进而验证了基于Pumplinx环境下该型离心泵轴向力数值仿真的正确性.通过改变出口间隙宽度分析离心泵的轴向力变化，仿真结果表明：扩大出口间隙至0.2mm时，增大了轴向力，且影响了泵的增压能力；而减小出口间隙至0.1mm和0.13mm时实现了轴向力的补偿，且出口间隙为0.1mm时性能最优.最后对出口间隙为0.1mm时的轴向力性能进行了分析，分析表明：该条件下不同截面的压力分布正常稳定，且设计点的轴向力为3620N，从而实现了诱导轮与叶轮组合式离心泵的轴向力间隙补偿.

径向间隙及加工工艺对气体箔片轴承性能的影响

冯凯, 张俊, 王法义

2016, 31(11): 2773-2780. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2016.11.028

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799

478

摘要:
为了分析轴承的加工工艺和径向间隙对轴承静态、动态性能的影响，设计搭建了静态、动态实验台，利用改变轴颈尺寸的方法研究不同径向间隙对气体箔片轴承（GFB）静态性能和动态性能的影响，还分别研究了不同波箔弹性结构、不同箔片材料和不同波箔热处理方式等因素对轴承性能的影响.结果表明：随着径向间隙减小，气体箔片轴承静刚度及其动态结构刚度增大，其等效黏性阻尼随着径向间隙的减小，出现先增大后减小的趋势.在工艺上箔片材料及波箔弹性结构对轴承性能的影响起重要作用.

双转子系统轴承座松动的动力学模型及故障特性

徐洪志, 王南飞, 蒋东翔

2016, 31(11): 2781-2794. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2016.11.029

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792

495

摘要:
针对双转子系统轴承座松动故障，基于实验台双转子结构，考虑松动轴承座的3自由度平面刚体运动，引入碰撞恢复系数，建立双转子系统轴承座松动的动力学模型.基于Timoshenko梁单元，利用有限元和刚体运动学方法，采用Newmark-β算法进行数值仿真，对轴承座松动故障时内、外转子运动的动力学特性进行了研究.同时，进行了两种不同转速组合下双转子系统的松动实验，结果基本相同.将仿真结果与实验结果对比分析，结果表明：轴承座松动故障时，松动转子振动位移波形有“削波”现象.内、外转子振动位移频谱不但含有两转子基频的差频与和频，还包含支承松动转子的2倍频，3倍频等分量；低频段谱线较多，含有分频成分等；转子位移频谱中还含有较少的组合频率成分等.轴承座单侧松动时，松动转子的轴心轨迹呈拉伸的类椭圆状.

负游隙对高速高温薄壁圆柱滚子轴承动态性能的影响分析

毛宇泽, 王黎钦, 古乐

2016, 31(11): 2795-2800. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2016.11.030

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770

493

摘要:
计算了圆柱滚子轴承径向游隙为负值时的等效径向预紧载荷，并考虑等效径向预紧载荷下的套圈弹性变形，通过求解包含套圈弹性变形-接触变形-等效径向预紧载荷的非线性方程组，得到负游隙圆柱滚子轴承内部的载荷分布情况，以及负径向游隙带来的套圈周向应力.以此分析了负游隙对轴承承载性能及疲劳寿命的影响.结果表明：负径向游隙能够有效降低轴承打滑率，但同时也会降低轴承疲劳寿命，因此在负游隙设计时需同时考虑打滑率和轴承寿命，选择恰当的负游隙.

基于变导叶调节的涡扇发动机加速过程优化控制

郑前钢, 张海波, 叶志锋, 缪丽祯

2016, 31(11): 2801-2808. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2016.11.031

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880

506

摘要:
提出了一种利用变导叶调节，基于可行序列二次规划算法的涡扇发动机加速过程优化控制方法.研究发现，通过在发动机加速过程中对压缩部件导叶角度的适应性调节，可以优化压气机和风扇在过渡态的空气流量，使得燃油在满足各方面约束条件下以最大可能的速度增加，从而提升了发动机加速性能.最后，与常规两变量加速过程优化方法进行了对比研究：在相同目标函数和约束条件下，分别进行了两控制量（主燃油和尾喷管喉道面积）、增加风扇导叶调节或压气机变导叶的三控制量的加速优化控制仿真，结果表明，所提出的方法在优化过程中可以使得燃油最大可能速率高于常规方法，且发现压气机导叶角在优化过程的作用优于风扇导叶角，优化后的工作点加速路径紧贴喘振裕度限制边界，且各个约束严格在可行域范围内，3种方案的加速时间分别为5.5，4.9s和4.5s.

三元乙丙橡胶薄膜黏接界面温度相关性力学性能

贾登, 郑健, 陈雄, 余家泉

2016, 31(11): 2809-2816. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2016.11.032

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797

461

摘要:
采用双悬臂夹层梁（DCSB）试件对三元乙丙橡胶（EPDM）薄膜黏接界面Ⅰ型断裂的温度相关性进行了研究；采用线弹性断裂力学（LEFM）方法获取了黏接界面断裂能，将其与单轴拉伸所得内聚强度作为双线性内聚力模型（CZM）参数，对不同温度条件下双悬臂夹层梁试件的Ⅰ型断裂行为进行了数值仿真.结果表明：仿真与实验曲线偏差较大，偏差出现的原因主要是未经修正的线弹性断裂力学方法所求断裂能存在较大的误差，需对其进行修正.调整模型参数使仿真曲线与实验曲线重合，获取了黏接界面的准确力学性能参数，采用此参数得到的仿真结果与实验结果具有较高的吻合度，证明了模型的可适用性.

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