航空动力学报

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王明瑞, 肖阳, 韩冰, 李亚娟, 贾琳妍, 马征

2016, 31(9): 2049-2054. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2016.09.001

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1099

755

摘要:
介绍了航空发动机燃烧室温度场测量所用的燃气取样器和燃气分析系统，并对系统简化所引起的误差进行了分析.阐述了“点”燃烧温度的计算方法以及利用“点”燃烧效率、油气比和燃烧温度计算总平均值的方法.数据显示利用热电偶测量温度获得的燃烧效率比燃气分析法燃烧效率约低4%，在燃气温度约为1500℃时，热电偶测得的燃气平均温度比燃气分析法平均温度低55℃左右，同时表明燃气分析方法在测量航空发动机燃烧室温度场具有可测温度高、影响因素少、数据准确的优势.

RP-3航空煤油3组分模拟替代燃料燃烧反应机理

刘宇, 曾文, 马洪安, 陈保东

2016, 31(9): 2055-2064. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2016.09.002

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1277

676

摘要:
提出了一种包括65%正癸烷、10%甲苯与25%丙基环己烷3组分的RP-3航空煤油模拟替代燃料的燃烧反应机理，该机理由150种组分和591个基元反应组成.采用该燃烧反应机理对RP-3航空煤油模拟替代燃料在激波管和定容燃烧弹中的着火与燃烧特性进行数值模拟，并与相应工况实验数据进行对比分析.通过与RP-3航空煤油单组分正癸烷模拟替代燃料的燃烧反应机理进行对比分析发现：正癸烷、甲苯与丙基环己烷3组分替代燃料的燃烧反应机理对着火延迟时间的计算偏差能够控制在5%以内，对层流燃烧速度的计算偏差能够控制在10%以内，计算值明显优于正癸烷单组分替代燃料；进一步采用敏感性分析方法对3组分模拟替代燃料的燃料反应机理进行了适当修正，修正后机理对层流燃烧速度的计算偏差由10%提高到5%以内，能够更好预测所研究参数下的RP-3航空煤油的着火延迟时间和层流燃烧速度.

涡轮转子叶片异型气膜孔冷却数值研究

朱兴丹, 张靖周, 谭晓茗, 郭文, 苏云亮

2016, 31(9): 2065-2072. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2016.09.003

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1056

658

摘要:
采用数值模拟的方法，研究了发动机工作条件下涡轮转子叶片压力面异型气膜孔的冷却特性，分析了吹风比和旋转雷诺数对气膜冷却的影响.结果表明：旋转条件下，气膜射流受离心力和哥氏力作用朝叶尖方向发生偏转，射流涡结构发生改变；随着旋转雷诺数增大，气膜射流向叶尖的偏转量逐渐增加，展向冷却均匀性提高，展向平均冷却效率略有提升；同一转速下扇形孔和收敛缝型孔能有效抑制气膜分离，展向平均冷却效率沿下游单调变化，随吹风比增加而升高，吹风比越小气膜射流向叶尖偏转越明显；旋转条件下，扇形孔与收敛缝型孔射流较圆孔射流仍有明显的冷却优势.

温度对飞机燃油射流泵工作特性影响

邵垒, 刘卫华, 潘俊, 刘文怡, 冯诗愚

2016, 31(9): 2073-2079. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2016.09.004

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950

632

摘要:
建立了射流泵数学模型，采用数值计算方法对其工作特性进行了模拟，搭建了实验台，采用RP-3燃油，通过实验数据验证了模型的正确性.在此基础上，分别选择了RP-3和JET-A两种燃油，计算了从-40℃~40℃温度下，不同操作压力对射流泵流量比的影响.结果表明：燃油温度高于0℃时，温度对射流泵工作特性影响并不明显，随着温度的降低，射流泵性能与标准温度下（20℃）偏差越来越大，且压比越高此偏差越明显.当温度高于0℃时，采用RP-3和JET-A燃油性能相差不大，RP-3燃油性能略优于JET-A燃油，但是在低温下，RP-3燃油性能远高于JET-A燃油.因此当燃油温度较低且压比较高时，必须充分考虑温度对射流泵特性的影响.

燃烧室轴向长度对旋转爆震发动机性能的影响

孙健, 周进, 林志勇, 刘世杰

2016, 31(9): 2080-2086. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2016.09.005

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970

681

摘要:
采用氢氧单步化学反应模型，对以当量比为1.0的氢气空气预混气为反应物的旋转爆震发动机（RDE）进行了数值模拟，系统研究了燃烧室轴向长度对RDE性能的影响.通过详细分析燃烧室进出口气体状态参数，揭示了燃烧室轴向长度对发动机影响的内在机理.研究结果表明：燃烧室轴向长度过短时，爆震波的形成不够充分；在发动机推力中，动量推力占主要部分；在计算的燃烧室轴向长度范围内，发动机的比冲为5410~5566s，燃烧室轴向长度对发动机比冲的影响较小.

俯仰姿态保持模式下飞机结冰边界保护方法

王小龙, 徐浩军, 薛源, 朱和铨, 裴彬彬

2016, 31(9): 2087-2094. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2016.09.006

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1026

634

摘要:
在研究飞机结冰机翼和平尾失速机理的基础上，以飞机迎角作为关键参数，飞机俯仰指令作为指令参数，提出一种基于飞机自驾仪的结冰后边界保护方法.通过引入铰链力矩检测模块，提前告警飞机失速，为边界保护提供了裕度.建立飞机纵向动力学方程，针对俯仰姿态保持（PAH）模式下机翼失速进行了仿真计算.结果表明：结冰条件下，通过铰链力矩的检测，飞机能在失速迎角为2°之前，进入边界保护模式，增加飞行安全的裕度.通过控制指令的限制，自动驾驶模式下飞机迎角能保持在失速迎角之内.

旋流杯套筒混合段长度对点火特性的影响

康尧, 林宇震, 蒋尧, 王晓峰

2016, 31(9): 2095-2103. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2016.09.007

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1379

1624

摘要:
为研究旋流杯套筒过长的混合段长度对燃烧室点火特性的影响，设计了两种不同的套筒混合段长度试验件，在常温常压条件下，采用单头部模型燃烧室进行了起动点火性能试验，同时采用马尔文进行了燃油雾化颗粒度测量，并结合Fluent软件的数值模拟对结果进行分析.研究结果表明：套筒混合段长度对燃烧室头部流场和油雾分布有很大影响，过长的套筒混合段长度将造成液雾与套筒壁碰撞，限制旋转射流和液滴的径向运动，造成喷雾锥角减小了32%，贫油起动点火油气比增加了20%左右.

基于Hartmann谐振腔的雾化喷嘴声场流场特性

阮灿, 黄玥, 蔡江千, 刘晨, 邢菲

2016, 31(9): 2104-2114. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2016.09.008

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1031

637

摘要:
采用试验与数值模拟相结合的方法研究了谐振腔孔径、谐振腔深度、谐振腔与射流喷孔距离以及喷嘴压比（NPR）对基于Hartmann谐振腔（HRT）的气动式超声波雾化喷嘴外部流场及声场的影响.结果表明：当喷嘴压比大于2时，喷嘴压比增大对声场频率影响较小；当喷嘴压比小于2时，谐振腔依然能够产生高频声场，但其频率较高喷嘴压比时产生的小.当谐振腔深度小于1倍射流喷孔孔径时，此时高频声场主要由射流的不稳定性引发，声场频率与谐振腔深度经验关系式此时并不适用；当谐振腔孔径大于1.75倍射流喷孔孔径时，声场频率大小有降低趋势.谐振腔与射流喷孔距离与声场频率关系紧密，当谐振腔放置在自由射流压力增大区域时，才可获得理想高频声场.

裙边宽度对平行进气混合扩压器性能影响

刘友宏, 陈中原, 徐华胜, 钟世林, 黄义勇, 谢建光

2016, 31(9): 2115-2123. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2016.09.009

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868

602

摘要:
为了明晰裙边混合器裙边宽度对涡扇发动机加力燃烧室平行进气混合扩压器气动热力性能的影响，采用基于Navier-Stokes（N-S）方程的三维数值模拟方法对不同裙边宽度模型进行了定量研究，得到了流场、流向涡涡量场、热混合效率、总压恢复系数、混合扩压器出口平均速度及速度因数、混合扩压器出口温度均匀度的变化规律.结果表明：裙边宽度在40~130mm之间变化时，在混合扩压器出口截面处，随着裙边宽度的增加，流向涡的影响范围不断增大，促进内外涵道的气流掺混；热混合效率随裙边宽度的增大先增大后减小，总压恢复系数随裙边宽度的增大总体呈线性减小趋势.混合扩压器出口的平均速度及速度因数随裙边宽度的增大呈线性减小趋势，混合扩压器出口的温度均匀度随裙边宽度的增大而增大.

基于代理模型的二元收扩喷管流道型面优化设计

施小娟, 吉洪湖

2016, 31(9): 2124-2131. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2016.09.010

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929

693

摘要:
在二元收扩（2D-CD）喷管设计参数对喷管气动性能影响研究的基础上，以获得尽可能高的喷管推力系数为目标，以喉道宽高比、喉道型面半径比、收敛半角和扩张半角为设计变量，对二元收扩喷管的流道型面进行了优化设计。设计过程中，利用正交试验设计方法确定初始样本点，建立喷管推力系数与设计参数间的Kriging代理模型，采用自适应模拟退火算法（ASA）对代理模型进行分析求解。结果表明，二元收扩喷管的优化型面参数为：喉道宽高比为6，喉道型面半径比为0.3，收敛半角为15°，扩张半角为5.64°，此时最大推力系数为0.97847，流量系数为0.98778.

基于出口导流控制的超声速进气道性能研究

温玉芬, 严佳民, 陈皓, 马友林

2016, 31(9): 2132-2139. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2016.09.011

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1510

640

摘要:
针对进气道内型面存在较大弯段而导致的流动分离问题，提出了一种对进气道出口弯段进行导流控制的概念，设计了3种不同的导流格栅方案，采用数值仿真方法对不同导流格栅方案的超声速进气道流动进行了对比分析，获得了不同导流格栅对进气道流场结构和工作性能的影响特性.结果表明：利用格栅对进气道进行导流控制，可以改善进气道出口弯段的流场结构和压力分布，避免进气道出口发生流动分离.通过对格栅型面进行优化可以显著改善进气道的工作性能，采用类翼型导流格栅的进气道性能改善幅度最大，马赫数为3.5条件下，其稳定工作裕度和出口总压恢复系数分别提高10.3%和9.8%，冷流内阻降低5.3%.

基于涡流发生器的风洞侧壁附面层控制

刘光远, 王瑞波, 邓吉龙, 陈宏涛

2016, 31(9): 2140-2145. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2016.09.012

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1077

680

摘要:
为降低风洞侧壁附面层对半模型数据的影响，在前期数值模拟的基础上，研制了一种适用于2.4m跨声速风洞半模型试验段侧壁的梯形涡流发生器，并进行了试验验证.结果表明：加装涡流发生器效果明显，亚声速范围内能够使附面层厚度降低20%~30%，对主气流均匀性影响可忽略；加装后半模型零升阻力系数降低，升力线斜率增大，压力中心向机身移动，体现了明显的附面层减薄效果，证明所研制的涡流发生器可应用于亚声速半模型试验中.

基于LES与FW-H方程的圆柱-翼型干涉噪声数值研究

陈伟杰, 乔渭阳, 王良锋, 许坤波, 仝帆

2016, 31(9): 2146-2155. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2016.09.013

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881

614

摘要:
采用大涡模拟（LES）结合Ffowcs Williams-Hawkings（FW-H）方程研究了圆柱-翼型干涉噪声的频谱特征和四极子噪声的影响.流场结果与实验吻合较好，声场获得了与实验相一致的频谱形状，翼型前缘30%弦长为主要干涉噪声源.针对计算与实验展向高度不同的问题，首先基于相关函数为三角函数的假定推导了展向修正公式，并与相关文献采用矩形函数、指数函数及高斯函数所得结果进行了对比.结果表明：不同的修正方法修正量差别高达7.6dB，三角函数与矩形函数修正效果类似，优于高斯函数，指数函数修正效果最差.分别采用固体壁面和可穿透数据面作为积分面，研究了体声源的影响，结果表明低马赫数下四极子噪声的影响可以忽略不计.

电离对高超声速稀薄流飞行器气动热影响

屈程, 王江峰

2016, 31(9): 2156-2163. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2016.09.014

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847

546

摘要:
将电离反应模型扩展到（direct simulation Monte Carlo，DSMC）方法中，研究了电离反应效应对高超声速稀薄流飞行器气动热的影响特性.针对稀薄流场中电子出现带来的实际困难，引入“捆绑法”思想处理电子在流场中的运动，并给出了电离反应模型及电离反应处理方法.在以RAM-C Ⅱ飞行器外形为例对增加了电离反应的DSMC代码进行验证的基础上，以“星尘号”探测器外形为研究对象，针对不同飞行高度下5组元混合气体模型（无电离）和11组元混合气体模型（含电离）的化学非平衡流动开展了数值模拟，细致分析和对比了电离反应效应对探测器气动热的影响规律.研究结果表明：采用的电离反应处理方案能够模拟带电离反应的高超声速化学非平衡稀薄流动.在飞行高度为60km时电离反应对探测器气动热的影响最为强烈，使探测器的驻点热流密度降低了5.12%，电离反应对探测器气动热的影响随气体稀薄程度增加而减弱.

前体激波系重构技术及其在高超声速进气道上的应用

李程鸿, 谭慧俊, 宁乐, 李光胜

2016, 31(9): 2164-2170. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2016.09.015

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810

601

摘要:
提出了一种激波系整体重构的激波控制技术，并对其流动机理和控制规律进行了仿真分析，继而探索了其在定几何可调进气道上的应用.研究结果表明：该激波控制方法可对前体第1级激波进行有效推动，并可减弱第2级激波强度甚至使其完全蜕化，故实现了对前体激波系的重新构造.随着二次流注入缝的角度增大，将前体激波推动至贴口状态所需消耗的二次流流量逐步减少.并且，最多消耗占主流2.04%的二次流，便可使该进气道在马赫数为5.0~6.0范围内保持贴口状态.与已有各级激波独立控制的可调进气道相比，该进气道在调节状态下的总压恢复较高、消耗的二次流较少，具有明显的优势.

干摩擦阻尼器对宽频多阶次激励减振效果分析

李琳, 刘久周, 李超

2016, 31(9): 2171-2180. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2016.09.016

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942

568

摘要:
在对干摩擦阻尼非线性系统响应求解的高阶谐波平衡法、摩擦力时域求解的时间推进法以及时频转换（AFT）法中的关键技术进行介绍的基础上，采用将时频转换法与高阶谐波平衡法相结合的方法对典型航空发动机叶片缘板阻尼器宽频多阶次激励的减振效果进行计算与分析.通过与直接积分法获得的结果进行对比，表明该方法具有较高的计算精度，且计算效率远远高于直接积分法.对比了保留不同谐波阶次时的计算结果，说明对航空发动机中宽频多阶次激励下的干摩擦阻尼系统进行分析计算时需要保留非线性力的高阶谐波成分，才能获得准确的结算结果.干摩擦阻尼器对于不同频率成分激起的共振峰值的最优正压力值不同，实际中应针对激振频率带宽及具体的减振需求，对阻尼器的设计参数进行优化设计，使得系统在整个工作频带上振动响应最小.

4116航天润滑油摩擦特性的影响因素

王燕霜, 李刚, 承军伟

2016, 31(9): 2181-2187. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2016.09.017

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880

550

摘要:
采用球盘试验机测定了4116航天润滑油在不同工况下的摩擦因数，尤其成功实现了高低温环境下的测试.应用正交试验设计方法，研究了滚动速度、滑动速度、最大工作压力和入口油温4个因素对润滑油摩擦特性的影响，并绘出各因素对摩擦因数的影响曲线.研究结果表明：滑动速度和滚动速度对摩擦因数有显著影响，入口油温和最大工作压力对摩擦因数影响不显著.摩擦因数随着滑动速度的增加而增加，但是增加的幅度随滑动速度的增加而逐渐减小；随着滚动速度的增加，摩擦因数迅速减小，当滚速高于20m/s时趋于稳定；入口油温低于0℃时，其对摩擦因数有较大影响；随最大工作压力的增加摩擦因数缓慢增加.

周期对称性在失谐叶盘瞬态响应求解中的应用

姚建尧, 辛健强, 王建军

2016, 31(9): 2188-2194. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2016.09.018

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1034

564

摘要:
提出了利用周期对称性仅使用一个扇区进行失谐叶盘瞬态响应分析的方法，给出了其理论和算法实现过程。该算法的核心思想是将失谐部分移至运动方程的右端作为非线性激励，将失谐问题转化为谐调非线性问题，并采用迭代法或预测位形法进行非线性响应的求解，以单自由度（DOF）系统验证时域推进方法的有效性。最后使用简化失谐叶盘的有限元模型验证了该方法的有效性。结果表明：采用扇区模型可将自由度数从3888减少至324，而每一时间步仅需2~3次迭代即可收敛，扇区模型与整体模型计算结果吻合良好，最大幅值误差为0.14%

涡轮盘概率风险的评估方法

孙杨慧, 杨坤, 侯乃先, 陈健, 白国娟

2016, 31(9): 2195-2202. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2016.09.019

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866

564

摘要:
针对CCAR33.70条款对涡轮盘开展概率风险评估的要求，研究了响应面法在定义重点采样区间以及计算裂纹扩展寿命中的应用，给出了在蒙特卡洛模拟过程中应用响应面法定义失效域，缩短样本方差、提高抽样效率的方法.分析结果表明应用重点采样法可以极大地提高抽样效率.采用重点采样法获得的失效样本数与总样本数的比例高达94%，远大于传统的直接抽样法获得的失效样本数与总样本数的比例（仅为33%）.该方法可以在保证分析精度的条件下减少样本的数量.另外，应用响应面法拟合寿命近似方程，可以极大地缩减裂纹扩展寿命的计算时间：利用寿命近似方程开展10⁴次随机抽样所花费的时间仅有2min，远低于应用传统寿命计算方法所花费的时间（288 min）.通过对寿命近似方程的寿命计算误差分析可以看出：最大计算误差仅有1.0%，计算结果与传统裂纹扩展寿命模型的计算结果吻合度高.该研究成果可以提高涡轮盘概率风险评估的效率.

拉杆组合转子的刚度修正及动力学建模

卢明剑, 孙岩桦, 周健, 赵世全, 耿海鹏, 王为民

2016, 31(9): 2203-2209. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2016.09.020

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865

608

摘要:
为研究拉杆组合转子的动力学特性并比较其与整体式转子的差异，基于集总参数法，提出了一种拉杆组合转子动力学建模的方法.该方法通过对整体式转子梁模型抗弯刚度的修正，可以考虑接触、预紧力和拉杆等因素的影响.首先分别分析了这3个因素对等效梁静态抗弯刚度的影响，给出了相应的修正系数.研究结果表明：接触界面和拉杆对轴段抗弯刚度的影响很大，而轴向预紧力的影响较小.然后，针对一模化实验拉杆组合转子，计算了各轴段的修正系数并建立了动力学模型.其临界转速计算值和实验结果吻合，误差仅0.8%，表明了方法的正确性.研究可为其他组合式结构的动力学分析和设计提供参考和借鉴.

超磁致伸缩电静液作动器磁场分析与优化

杨旭磊, 朱玉川, 费尚书, 纪良, 郭亚子

2016, 31(9): 2210-2217. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2016.09.021

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912

551

摘要:
提出一种超磁致伸缩电静液作动器（GMEHA）结构，采用永磁体与控制线圈组合提供驱动磁场.首先建立了该组合磁路数学模型，并给出了超磁致伸缩棒内磁感应强度计算解析式；其次，对以上结构进行了有限元分析（FEA），得出了磁路主要结构参数与磁场分布均匀性之间映射规律；最后进行了作动器磁场试验研究并与有限元分析结果进行了对比，验证了理论与有限元模型的可预测性，给出了该电静液作动器结构设计方法.结果表明：该电静液作动器的最佳驱动频率为250Hz，最大无负载体积流量为0.85L/min，最大阻断力达到了120N.

TC4钛合金与多层TiN/Ti涂层的砂尘冲蚀损伤试验

曹鑫, 王冠, 何卫锋, 张翼飞, 何光宇, 杨竹芳

2016, 31(9): 2218-2225. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2016.09.022

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978

559

摘要:
建了砂尘冲蚀试验系统，采用粒子成像测速方法获得了气体压力和砂尘速度之间的关系，并在砂尘质量浓度为28.91g/m³，速度为80m/s，冲蚀角度为30°的条件下，对TC4钛合金和多层TiN/Ti涂层进行了冲蚀试验.结果表明：TC4钛合金抗冲蚀损伤能力较差，平均质量损失率达0.7mg/min.多层TiN/Ti涂层可承受砂尘冲蚀200min以上，且TiN/Ti调制比为1：3涂层的抗冲蚀能力优于调制比为1：1的涂层.砂尘粒子垂直冲击速度分量引起的微区剥落是涂层冲蚀损伤的主要原因，增加多层涂层韧性是提高其抗冲蚀性能的关键.

基于无序点云的叶片截面特征参数提取

刘书桂, 毛晨丽, 张海涛

2016, 31(9): 2226-2232. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2016.09.023

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887

528

摘要:
针对提取航空发动机叶片截面特征参数的实用性要求，研究了基于无序点云数据的叶片截面特征参数提取方法.综合距离法和二分法的优点，采用基于矩形腐蚀法的距离-二分法对点云数据排序，基于最小包容区域直线和最小二乘圆拟合，提出了将整条叶片截面点云数据分割成前缘、后缘、叶盆和叶背4部分的自动分区方法，对特征参数提取方法做了研究并用VC++进行算法实现，使用UG/OpenGrip生成UG中叶片截面上的点云数据进行实验运算，计算精度达到10^-4mm，表明在实际测量和参数提取中算法误差可以忽略.

整体涡对跨声速单转子性能和稳定性影响

屠宝锋, 胡骏, 张凯

2016, 31(9): 2233-2238. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2016.09.024

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809

514

摘要:
为研究整体涡影响轴流压气机性能和稳定性的机理，设计了一种叶片式旋流发生器，并对旋流发生器和跨声速单转子进行了联合数值模拟研究.计算结果表明：反向整体涡导致堵塞点流量、进口攻角和总压比增加，效率和稳定工作范围降低；同向整体涡导致堵塞点流量、进口攻角、总压比和稳定工作范围减小，效率增加；反向整体涡导致50%叶高以上吸力面附面层分离以及叶尖泄漏流堵塞加剧是压气机失稳的主要原因.

低速轴流压气机中气动旋转不稳定性和叶顶泄漏流脉动特性

王昊, 吴亚东, 欧阳华

2016, 31(9): 2239-2250. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2016.09.025

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803

611

摘要:
为了探究气动旋转不稳定性和叶顶泄漏流脉动特性的关系，对一台1.5级低速轴流压气机进行了实验和数值研究.在转子顶部机匣上布置动态压力传感器，采集不同流量下叶顶的压力脉动信号，在小流量下捕捉到了旋转不稳定性的产生.通过锁相平均和方均根压力图谱，发现当叶顶泄漏流与相邻叶片发生干涉时叶顶流场脉动显著增强.对压气机转子进行全通道数值模拟，发现叶顶泄漏流在小流量下发生周期性振荡，且相邻流道间的压力脉动具有相位延迟，这诱导产生了一个具有多重频率的旋转压力波.通过频谱分析发现：脉动的叶顶泄漏流产生的旋转压力波与旋转不稳定性具有一致的频率特性，表明叶顶泄漏流的脉动对压气机中旋转不稳定性的产生具有重要作用.

粗糙壁面诱导的流动转捩数值模拟方法

李虹杨, 郑赟, 刘大响

2016, 31(9): 2251-2257. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2016.09.026

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769

557

摘要:
为预测粗糙壁面诱导的流动转捩，对Langtry提出的γ-Re_θ转捩模型增加粗糙壁面的比耗散率和涡黏性的边界条件，并对模型中的经验关联函数——转捩动量厚度雷诺数进行修正，引入等效沙粒表面粗糙度作为变量，使模型具有一定的预测粗糙壁面诱导的流动转捩的能力.对粗糙平板自然转捩算例和变压力梯度平板绕流算例进行数值模拟，计算结果与风洞实验数据符合的较好.主要结论如下：表面粗糙度一般会增加边界层内的传热系数和阻力系数，同时使层流到湍流的转捩位置提前；自然转捩的转捩位置受表面粗糙度影响较大，与光滑壁面相比，平板算例中0.15mm的表面粗糙度使转捩位置提前40%；分离诱导转捩的转捩位置受表面粗糙度影响较弱，随着表面粗糙度逐渐增加，转捩位置和分离泡位置略有后移，且分离泡强度逐渐减弱，分离泡之后的阻力系数增加.

跨声速风扇转子间隙流动结构分析

杨晰琼, 刘波, 曹志远, 茅晓晨, 夏树丹

2016, 31(9): 2258-2267. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2016.09.027

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890

478

摘要:
为探索跨声速转子间隙流动结构，归纳间隙泄漏涡（TLV）和激波相互作用机理，以跨声速转子为研究对象，数值模拟不同间隙下流动特性.此外，着重探究TLV与激波的相互作用，斜激波受到间隙泄漏流的干扰，被削弱打断向上游凹曲；建立三维模型，加深对跨声速叶尖区域流动的全面认识.研究表明：随间隙增大，相同流量下，效率越小，压比也越小；TLV强度更大，偏离吸力面程度增大，沿周向和展向影响范围都越大.压力差提供泄漏流迁移动力，间隙提供泄漏流形成通道.选取h/c=1.0%间隙，随着间隙高度的增大，泄漏流周向运动趋势更明显且二次泄漏现象更剧烈；沿泄漏流方向无量纲流向涡量有少量减少，无量纲螺旋度较高，集中涡特性明显.

带执行装置的压气机系统建模及仿真

苏三买, 孙占恒, 吕烨, 刘俊杰

2016, 31(9): 2268-2275. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2016.09.028

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779

537

摘要:
针对压气机主动稳定控制对模型的要求，以Moore-Greitzer模型为基础，首先将模型进行空间离散化，用平均分布在压气机周向环面的离散位置点来描述流量扰动，建立了反映压气机周向动态特性的多维状态空间模型；其次以喷气装置作为主动稳定控制系统的执行装置，通过分析加入喷气装置后对流动区域产生的质量和动量影响，同时考虑气流从喷气装置出口到压气机起始平面存在的时间滞后，建立了带执行装置的压气机系统动态模型.以某压气机为例，对压气机失速行为及喷气状态下对失速的抑制作用进行仿真，结果表明：所建立的模型可以反映压气机旋转失速动态过程，通过控制喷气流量能拓展压气机的稳定工作范围，有效抑制压气机失速，模型可用于压气机主动稳定控制系统分析与设计.

一种多变量频域动态伪对角化法及航空发动机解耦控制器设计

彭凯, 樊丁, 郭雅楠, 卜振鹏, 焦春波, 薜原

2016, 31(9): 2276-2282. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2016.09.029

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884

482

摘要:
针对多变量频域Nyquist类设计法中的Hawkins伪对角化法，给出了一种改进的动态伪对角化方法来提高系统的对角优势度以改善系统的解耦性与鲁棒性并进行了相关分析.最后将这种动态伪对角化方法用于某型航空发动机稳态控制器的设计，仿真结果表明：相较于标准Hawkins法，改进的动态伪对角化所给出的补偿系统具有较好的动静态解耦性与鲁棒性.

动量比对两股互击式喷嘴雾化特征的影响

郑刚, 冯伟, 聂万胜, 周立新

2016, 31(9): 2283-2289. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2016.09.030

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756

486

摘要:
基于CLSVOF（coupled level-set and volume of fluid）方法对两股互击式喷嘴雾化过程进行了数值模拟，仿真结果与实验结果进行对比，并详细考察了动量比对液膜特性的影响.结果表明：①CLSVOF方法能对射流撞击形成的液膜形态进行有效捕捉，计算获得的液膜形态与实验结果一致.②两股不同孔径的射流在撞击点撞击过程中，由于大孔径一侧的部分射流未参与撞击，而中心位置的液体在撞击之后速度迅速下降，周围的液体则保持撞击前的速度，使得射流撞击之后形成弧形状液膜.③在不同动量比条件下，射流撞击后轴线位置的合成角主要取决于参与撞击射流的动量比，数值计算结果与理论计算结果吻合较好，误差均小于10%.

固体火箭发动机喷管阻尼特性的数值仿真

孙兵兵, 李军伟, 苏万兴, 王宁飞

2016, 31(9): 2290-2297. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2016.09.031

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776

512

摘要:
为了探究影响固体火箭发动机喷管阻尼特性的关键因素，基于典型柱状装药固体火箭发动机二维简化模型，利用脉冲衰减法，开展喷管阻尼特性数值仿真计算，研究了喉通比和燃烧室长度对喷管阻尼常数的影响规律，结果发现数值模拟结果与经验公式理论预估结果有较好的一致性，证实了该数值方法的有效性；在此基础上，进一步探讨了无法由经验公式直接获知的诸如喷管收敛半角以及收敛型面对喷管阻尼常数的影响规律，结果表明：收敛半角对喷管阻尼常数有很大的影响，在设计范围内，较小的收敛角有益于提高喷管阻尼特性；收敛段型面对喷管阻尼也有一定的影响，凸型型面阻尼特性优于锥型型面，锥形型面优于凹形型面.

气体止推箔片轴承试验台设计及试验

徐方程, 刘占生, 张广辉, 张雯, 孙毅

2016, 31(9): 2298-2304. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2016.09.032

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870

523

摘要:
设计并制造了带有箔片密封式活塞加载装置的气体止推箔片轴承试验台，对带有冷却通道和径向辐射分布波纹箔片的止推箔片轴承进行了试验研究，分别在15000，20000，25000r/min转速下采用摩擦力矩法对带有冷却通道的止推箔片轴承进行了承载力测试试验.结果表明：带有箔片密封结构的活塞式加载装置能够很好地实现止推轴承加载功能，验证了试验台设计的成功，该止推箔片轴承在不同转速下分别得到了145，195，260N的推力，并且轴承承载力和气膜间隙成非线性关系.

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