航空动力学报

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魏永超, 赵伟

2017, 32(3): 513-518. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2017.03.001

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1018

518

摘要:
为了解决叶片完整型面自动测量存在的问题,提出了一种叶片高精度自动测量融合系统.系统结合双目三维扫描装置和电控转台,利用高精度校准平面旋转,通过平面拟合、虚拟转轴及角度计算,获取高精度四元数及中心位置坐标后完成自身定位.多次测量数据以中心坐标为中心,进行四元数运算,即可实现叶片实时测量融合.对融合后数据采用阈值迭代就近点(ICP)算法收敛处理消除机械转动误差.结果表明:系统装置综合精度为0.03~0.04mm,可自动、高效、稳定地实现发动机叶片的高精度测量.

低速轴流压气机旋转失速边界的模型描述

李志平, 张鹏, 李秋实

2017, 32(3): 519-527. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2017.03.002

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921

443

摘要:
从低速轴流压气机完整旋转失速过程所具有的突变性和迟滞性等典型动力学特征出发，通过对其拓扑性质的对比分析，证明压气机旋转失速与突变理论尖点突变模型在拓扑结构上具有相似性；以拓扑不变性定理为基础，通过发展有效的拓扑映射方法，建立了尖点突变模型的突变点集与压气机旋转失速突变点集之间的拓扑映射关系.在两台低速轴流压气机上的模型实际应用效果表明：尖点突变模型能够定性地描述具有突变型失速特点的低速压气机不同转速工况下完整旋转失速过程的突变性、迟滞性以及分岔特性，通过该发展的拓扑映射方法，可以将实验获取的失速点和恢复点完全映射到模型线上，这表明尖点突变模型能较为准确地描述旋转失速的失速边界.

叶轮机转静干涉计算建模方法比较

杜鹏程, 宁方飞

2017, 32(3): 528-537. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2017.03.003

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1021

445

摘要:
通过对尾迹-叶片干涉和激波-叶片干涉这两类典型转静干涉流动的模拟,对3种基于傅里叶分析的时域非定常计算建模方法,即形修正相延迟法、空间-时间梯度法和谐波平衡法进行对比分析；详细考察它们的区别与联系,不同方法的计算准确度和计算速度.计算表明：3种建模方法都可以很好地捕捉到非定常流动细节；与传统的时间推进法相比,计算速度提高了几倍到几十倍,可用于工程设计之中.

压气机叶顶泄漏流振荡周向传播特性的数值模拟

王昊, 吴亚东, 欧阳华

2017, 32(3): 538-548. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2017.03.004

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826

458

摘要:
通过对一低速轴流压气机转子的叶顶泄漏流的振荡特性进行数值研究,发现在大流量工况下,叶顶流场随时间不发生变化.随着流量减小,叶顶流场逐渐产生脉动,同时叶顶泄漏流发生周期性振荡,表现为叶顶泄漏涡的产生位置、涡结构形态及撞击在相邻叶片的位置随时间发生变化.叶顶泄漏涡及其导致的脱离涡会导致相邻叶片表面产生低压区,因此叶顶泄漏涡的振荡导致了叶片顶部压力分布的脉动,进而影响了相邻流道叶顶泄漏流的产生.这个叶顶泄漏流与相邻叶片的干涉作用是叶顶流场产生振荡的主要原因.而且,叶顶泄漏流在相邻流道间的振荡状态存在相位延迟,这导致了一个以非叶片数为周期的流动扰动结构绕转子旋转.

重型燃气轮机压气机多截面叶型优化设计

丁骏, 王松涛, 刘勋, 徐皓, 王仲奇

2017, 32(3): 549-557. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2017.03.005

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948

429

摘要:
出于对叶型沿叶高方向的不同以及不同叶高处气动边界的不同两方面考虑,开发了一套叶片多截面叶型优化的设计流程.以单级高负荷压气机的进口导叶和大折转角静叶为优化对象,以多截面关联的性能参数为优化目标,采用考虑附面层转捩的MISES计算程序对叶型气动性能进行分析,并通过遗传算法对叶片进行优化.结果显示：在有效工作范围内,各截面叶型经优化后，前部负荷提高,中部及后部负荷降低,性能得到一定提升.三维数值模拟结果显示,在无大尺度二次流动的条件下,多截面叶型优化方法对提升叶片性能切实可行.

大子午扩张变几何涡轮可调叶片端区设计优化

刘鹏飞, 高杰, 牛夕莹, 周恩东, 郑群

2017, 32(3): 558-567. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2017.03.006

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855

498

摘要:
提出采用高负荷设计以减少叶片数的方法,增大圆盘直径而减小泄漏面积；结合叶片进行后加载改型措施以减小由于高负荷设计所增加的二次流损失.对定几何涡轮、仅有驱动轴的变几何涡轮与带圆盘型冠的变几何涡轮的流场进行三维数值模拟计算,分析了3种涡轮性能的优劣.结果表明：大间隙尺度下了间隙泄漏涡强度较大,并与通道涡相互融合,从而增大了泄漏损失区域,增加了泄漏损失；而在涡轮叶片由于高负荷设计会增加了主流区的二次流损失.该方法可以有效地减小周向泄漏面积,极大地抑制由大间隙尺度所导致的间隙泄漏涡与通道涡的相互融合,减小泄漏损失.而通过后加载改型的措施,抑制了主流区的通道涡的发展趋势,减小了二次流损失.这两种措施结合后的变几何涡轮具有较高的全工况性能.

插板进气畸变与压气机的耦合数值模拟

周游天, 李军, 彭生红, 宋国兴, 蒋爱武, 张一汉

2017, 32(3): 568-576. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2017.03.007

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915

463

摘要:
为了探索进气道/发动机一体化设计方法,发展了一种压气机与进气畸变耦合计算的方法.首先从压气机基准流场雷诺平均Navier-Stokes(RANS)仿真结果中提取压气机叶片对气流的作用力,建立压气机全通道体积力模型.再将压气机体积力模型加入到流体计算软件CFX中,实现插板进气畸变与压气机的耦合计算.与实验结果对比表明:压气机体积力模型能有效模拟压气机与上游畸变流场的耦合作用,相比传统的全通道RANS计算能减少近2个数量级的计算网格数.

慢车燃油分级对高温升燃烧室燃烧效率的影响

邱伟, 房人麟, 邓远灏, 钟世林, 黄顺洲

2017, 32(3): 577-583. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2017.03.008

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971

432

摘要:
在双级旋流多点喷射直接混合(TAMDIM)高温升燃烧室单头部试验件上进行了燃烧效率试验,对比了两种不同主副级喉道间距尺寸下的慢车主、副分级供油方案及副油路单独供油方案的燃烧效率,分析了不同主、副级当量比(副油路供油比例分别为40%，56%，65%，100%)及喉道间距对燃烧效率的影响.试验表明：主副级采用分级供油策略时,喉道间距对燃烧效率有显著影响,喉道间距设计为19.3mm,副油路供油比例控制在40%~56%,可以获得比单独副油路供油更好的燃烧效率.在扇形试验件上进行了试验验证,进一步验证了慢车分级供油策略在TAMDIM高温升燃烧室上的可行性.

旋转状态下涡轮叶片复合冷却结构

朱兴丹, 张靖周, 谭晓茗

2017, 32(3): 584-591. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2017.03.009

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935

542

摘要:
采用三维流固耦合换热计算研究了旋转状态下涡轮叶片冷却结构的复合冷却性能,讨论了辐射换热和转速对综合冷却效果的影响.结果表明：结构1叶根处出现局部高温区,低冷却效率范围大,叶片整体温度分布不均匀,结构2通过更合理的气膜流量分配提高了前缘附近冷却效率,降低了叶片表面最高温度,结构3采用内部蛇形通道使吸力面冷却效率显著提高,叶片整体冷却效率分布较为均匀；考虑壁面辐射换热时叶片表面温度升高,当表面发射率为1时局部温升超过50K,壁面辐射换热的影响不能被忽略；压力面综合冷却效率随转速增大而升高,3种结构的局部冷却效率最高分别能提升15.6%，13.4%和16.4%,吸力面上除弦中区冷却效率随转速升高有所降低外,其余位置冷却效率变化不大.

楔形凹腔内带前伸槽冲击板射流冲击换热

关涛, 张靖周, 单勇, 李云单, 陆海鹰

2017, 32(3): 592-598. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2017.03.010

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912

591

摘要:
针对楔形凹腔内带前伸槽冲击板结构开展了传热特性的试验研究，分析了冲击板前伸槽伸出长度比（5~11）、前伸槽宽度比（2.5~8）和射流雷诺数（7900~31700）等参数对凹腔表面温度、展向平均努塞尔数和面积平均努塞尔数以及射流压力损失的影响.研究结果表明:相对于基准冲击板，带前伸槽的冲击板能够使得凹腔的射流冲击对流换热较基准冲击板有较大幅度的改善，但引起较大的射流压力损失；前伸槽伸出长度的增大使得凹腔表面射流冲击对流换热有较显著的增强，对射流压力损失的影响很小；增大冲击板前伸槽宽度可以使得凹腔表面对流换热得到一定程度的强化，但也会造成压力损失的增大.

进气温度与压力对涡流管性能影响的实验

龚迪澜, 毛军逵, 邓明, 闫奔, 王鹏飞, 曾军

2017, 32(3): 599-606. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2017.03.011

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947

492

摘要:
实验研究了涡流管进出口膨胀比(2~5)、节流阀开度(1~11)和进气温度(313~373K)对涡流管性能的影响,重点分析了制冷和制热温度效应随上述参数的变化规律.研究中发现:随着进口膨胀比增加,管内涡流强度增强,不同半径处气流的角速度梯度增大,涡流制冷温度效应增强10.9%,制热温度效应增强46.5%.随着节流阀开度增加,冷/热气流之间能量交换的程度提升,涡流效应增强,冷流率增大47.3%.随着进气温度增加,涡轮管性能逐步提升.实验结果表明:进气温度每增加20K,制冷温度效应平均增幅约为12%,制热温度效应平均增幅约为5%.

带凹腔的支板火焰稳定器三维大涡模拟

邹咪, 金捷, 王旭东

2017, 32(3): 607-613. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2017.03.012

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1202

437

摘要:
为研究支板冷态流场,应用LES(大涡模拟)的方法对带凹腔的支板火焰稳定器在Ma=0.06和 Ma=0.09两种工况下分别进行三维数值模拟.对比试验和仿真结果表明:三维大涡模拟结果具有与试验相似的流场结构,定量对比试验和LES结果的尾涡脱落频率的最大相对误差为9.4%；支板尾部截面流向时均速度的最大相对误差为7.7%.表明数值模拟方法和边界条件设置的正确性和可信度.又对支板的三维流场进行分析:速度越大,支板尾涡的尺寸和强度越大；支板流场存在明显的三维效应,并且随着速度变大,三维效应越明显.

球面收敛二元矢量喷管气动及红外特性研究:模拟地面状态

季靖远, 张靖周, 单勇, 征建生

2017, 32(3): 614-620. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2017.03.013

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836

462

摘要:
采用数值模拟方法对涡扇发动机排气系统球面收敛二元矢量喷管的气动和红外辐射特性进行了研究，研究仅针对地面状态和俯仰偏转.结果表明：俯仰偏转角在小于20°范围内，俯仰偏转对排气系统推力系数和总压恢复系数的影响微弱，气动推力矢量角与俯仰偏转角几乎相等；由于气体的容积性热辐射特征，喷管俯仰偏转角的变化引起高温喷流红外辐射的方向性变化明显，喷管俯仰偏转时的热喷流在3~5μm波段红外辐射呈现一定幅度的增加；排气系统在3~5μm波段的红外辐射峰值随俯仰偏转角的增加而趋于减小，其出现位置小于俯仰偏转角；在大的俯仰偏转角下，排气系统在垂直探测平面上方的红外辐射较无矢量偏转情形有所降低，但在探测面下方却有明显的增强，导致另一个峰值的出现.

航空发动机进口支板外部热气膜对水滴撞击特性的影响

柯鹏, 张韵, 于广锋, 杨春信

2017, 32(3): 621-629. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2017.03.014

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752

420

摘要:
设计了4种不同气膜缝角度的防护结构，发展并验证了基于欧拉法框架的水滴撞击算法，针对直径为20μm的过冷小水滴，定量分析了气膜缝角度和吹风比对支板壁面水滴撞击特性的影响规律.研究结果表明，外部热气膜射流对水滴有明显吹袭作用，导致壁面平均局部水收集系数和撞击极限减小，而且气膜缝开孔位置越靠近支板前缘，吹袭水滴效果越明显.4种结构的平均局部水收集系数与无气膜缝结构相比分别下降了82%，8%，1%和0.5%.此外，吹风比增大会导致前缘最大局部水收集系数和撞击极限的减小变明显，尤其是气膜缝角度为5°结构的水滴撞击特性受吹风比影响最显著.前缘区域局部水收集系数呈现了相似的分布规律；支板后部区域，当吹风比增大到一定程度时，水滴被完全吹除.

换热效应对燃气涡轮发动机过渡态性能的影响

屠秋野, 贾锐, 薛萱, 郑恒, 严红明

2017, 32(3): 630-636. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2017.03.015

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817

429

摘要:
在非定常换热模型基础上,提出了换热效应不影响旋转部件功的假设,以及气冷涡轮换热的简化处理方法,建立了考虑换热效应的发动机过渡态性能计算模型.针对某双转子涡扇发动机加减速过程进行了数值模拟.结果表明:换热效应对整机性能的影响主要表现为各部件的响应滞后,而低压转子的响应滞后最为明显；压气机的换热时间常数小于涡轮；在旋转部件中,叶片的换热时间常数最小,轮毂次之,机匣最大.

S形进气道锤击波荷载特性分析

张群峰, 闫盼盼, 黎军, 王霄

2017, 32(3): 637-647. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2017.03.016

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853

453

摘要:
利用基于改进的延迟分离涡模拟（IDDES）方法，对亚声速和超声速来流条件下某S形模型进气道进行了非定常计算，研究了发动机喘振所产生的瞬时高压波形对锤击波传播规律的影响.结果表明：锤击波产生后沿进气道迅速向前传播，运动过程中锤击波的运动速度基本保持不变，但强度不断增强.同时受气流离心力的影响，S形进气道弯曲段半径较大一侧壁面受到的锤击波气动荷载值更大.发动机喘振所产生的瞬时高压的加载梯度增加使得锤击波传播速度及强度增强，而压力卸载方式对锤击波强度的影响不明显.在亚声速和超声速来流条件下，增加瞬时高压峰值均使得锤击波荷载强度显著增强，并近似符合二次函数分布规律，而且超声速来流条件下锤击波强度较亚声速来流更强.

非结构弹性体动网格方法应用策略及改进

张斌, 杨涛, 丰志伟, 张青斌, 葛健全, 霍霖

2017, 32(3): 648-656. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2017.03.017

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906

460

摘要:
针对3种代表性的经典弹性体动网格方法，从网格最大变形能力、质量评价指标和空间分布趋势3个方面综合分析了各方法的网格变形特性，重点总结了各方法的适用范围.结合工程实际，研究了特定问题的弹性体动网格应用策略.最后，整合各经典弹性体动网格方法的优势提出了改进方法，并通过NACA 0006翼型的超声速俯仰振荡加以验证.研究结果表明：基于面积的弹性体法适用于加密型网格，而基于距离的弹性体法适用于均匀型网格，该应用策略可为工程问题提供指导.改进方法效果明显，在大变形时相对基于距离的弹性体法的各项网格质量增幅均在10%以上，相对基于面积的弹性体法的最小网格质量增幅几乎达到4倍，并且在数值模拟中具有较高的精度，可显著增强弹性体法的鲁棒性.

高雷诺数二维充气机翼构形的气动特性

张俊韬, 侯中喜, 郭正

2017, 32(3): 657-665. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2017.03.018

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776

416

摘要:
针对基于二维充气机翼的构形特征进行高雷诺数条件下的气动特性分析.首先通过对二维充气机翼构形特征的设计，建立了描述逼近程度的误差参数和若干模型；进一步运用数值方法，通过与标准翼型的对比，分析充气机翼的气动性能及其误差参数的敏感性.数值结果表明：在高雷诺数条件下，充气机翼的气动性能相对于标准翼型有所降低.同时，结合对流场特征的分析，从机理上解释二维充气机翼与标准翼型气动性能差异形成的原因，即导致总的阻力系数明显增加的主要原因是其凹凸起伏的表面对充气机翼表面压力分布所引起的变化，局部压力升高从而大幅增加了压差阻力.

双周期分布式压电分支阻尼对失谐叶盘振动抑制作用分析

李琳, 刘久周, 李超

2017, 32(3): 666-676. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2017.03.019

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714

439

摘要:
将压电分支电路引入失谐叶盘结构，形成机电耦合系统，给出了机电耦合系统动力学方程的推导过程，并从理论上研究了压电分支阻尼对失谐叶盘结构响应放大的抑制效果.通过构造双周期分布式压电分支电路，研究了双周期分布式压电分支阻尼对失谐叶盘结构的振动抑制效果，并与单周期压电分支电路进行了对比，对比结果显示压电分支阻尼（包括单周期压电分支阻尼以及双周期分布式压电分支阻尼）均能有效降低随机失谐叶盘结构的响应放大，其中双周期机电耦合系统响应放大因子统计分析结果小于1的概率在99.7%以上，基本消除了失谐叶盘结构的响应放大现象.通过合理地设计系统的双周期模式，能够获得比单周期更好的失谐响应放大抑制效果.此外，压电分支阻尼使得随机失谐叶盘结构的失谐“阈值”现象消失，提高了叶盘结构的失谐鲁棒性.

基于临界平面法的镍基单晶高温合金高周疲劳寿命模型

王荣桥, 李懋源, 蒋康河, 胡殿印

2017, 32(3): 677-682. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2017.03.020

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774

431

摘要:
由于目前,国外已经基于八面体滑移系,采用临界平面法对镍基单晶高温合金〈001〉取向的高周疲劳寿命进行预测.然而,该方法未考虑〈111〉取向受载时滑移系参量的特点,所以不能较准确地预测镍基单晶高温合金〈111〉取向的高周疲劳寿命.为此,选取临界平面时综合考虑六面体、八面体滑移系,选定疲劳参量最大的滑移面作为临界平面,采用SSR(shear stress range)，CCB(Chu-Conle-Bonnen)，Walls寿命模型进行镍基单晶高温合金高周疲劳寿命预测,并根据800℃下DD6镍基单晶高温合金〈001〉,〈011〉,〈111〉3个取向的高周疲劳试验结果,对寿命模型的预测精度进行验证.结果表明:当基于两种滑移系预测镍基单晶高温合金的高周疲劳寿命时,寿命模型的拟合系数可达到0.9134.

一种基于归一化参数的蠕变模型

王延荣, 程域钊, 李宏新, 刘香, 田爱梅

2017, 32(3): 683-688. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2017.03.021

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777

435

摘要:
针对传统蠕变模型(如Norton律)不能模拟蠕变第3阶段的不足,提出了一种基于归一化参数的蠕变模型,该模型以归一化时间为变量,以归一化应力和归一化温度为参数,可完整描述蠕变曲线的所有3个阶段.在该模型的基础上提出了能更好地描述蠕变曲线第1阶段的改进形式.利用所发展的模型对直接时效GH4169G材料的蠕变试验曲线3个阶段进行了较好地模拟,验证了该模型的描述蠕变变形的能力；同时确立了所发展模型中各参数与归一化温度和归一化应力之间的函数关系,取得了较好的效果；并且能与有限元软件结合,表明所发展的模型可应用于实际结构的蠕变分析.

转动薄壁圆柱筒振动特性:有限元法与解析解的对比

王能茂, 王延荣

2017, 32(3): 689-696. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2017.03.022

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861

451

摘要:
采用解析法和有限元法,研究了科氏力和离心刚化效应对不同约束条件下转动薄壁圆柱筒结构振动特性的影响,并进行了对比分析.结果表明,与解析解相比,有限元法计算得到的静止状态薄壁圆柱筒结构固有频率因边界条件不同而存在不同的差异,其中两端简支边界条件下与解析解吻合较好.随转速增加,前后行波频率差值加大,曲线明显分离,而这种分离趋势随周向波数的增大而减小.由于离心刚化效应的存在,相比于只考虑科氏力的影响,转动薄壁圆柱筒的行波频率有增大的趋势,并且当转速和周向波数较大时,前后行波频率均会大于对应的静频率.

归一化参数蠕变模型的程序实现与验证

程域钊, 王延荣, 李宏新, 田爱梅

2017, 32(3): 697-703. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2017.03.023

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803

436

摘要:
为了准确模拟实际构件的蠕变行为和应力松弛效应,在通用有限元程序环境下,利用其提供的用户可编程特性工具,将所发展的一种能完整描述蠕变3个阶段变形特征的归一化参数模型编制成用户子程序.考查了子程序计算结果与试验数据的差异、时间步长对计算结果的影响,并对不同规模有限元模型的计算耗时作了对比分析.针对变载(应力、温度)情形,在子程序中实现了时间硬化理论和应变硬化理论,并提出的介于两者之间的相对时间硬化理论.对带孔平板进行了实例计算,表明所发展的模型能够与有限元结果对实际结构进行蠕变模拟,计算结果的规律说明所发展的方法可较好地模拟实际构件的蠕变行为和应力松弛效应,验证了子程序的有效性.

卫星动量轮灵敏性变异分析

夏新涛, 常振, 叶亮, 李云飞, 邱明

2017, 32(3): 704-713. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2017.03.024

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721

372

摘要:
基于模糊理论提出一种非线性卫星动量轮灵敏性变异分析的数值方法,以工程实际中的模糊相似关系转化为空间向量的模糊等价关系,来评估稳定系统的总体变异本质特征.并通过仿真均匀分布、线性分布以及周期分布的时间数据序列验证了该模型的可行性；以3套卫星动量轮实际稳态运转实验见证了该方法的实用性和有效性.其中动量轮A的最小灵敏系数为0.678，大于0.5阈值,表明其运转期间灵敏性十分良好；动量轮B的最小灵敏系数为0.439，小于0.5阈值,其运转期间灵敏性有所变异；动量轮C的最小灵敏系数等于0.5阈值,其关系最为模糊并介于稳定与变异之间.该模型实时预测并描述了动量轮灵敏性变异过程,且适用于诸多航天领域的非线性乏信息问题.

考虑中介轴承波纹度的双转子系统的非线性振动

侯磊, 符毅强, 陈予恕

2017, 32(3): 714-721. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2017.03.025

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760

382

摘要:
针对考虑中介轴承波纹度的双转子模型,应用转子动力学理论和拉格朗日方程建立系统的运动方程,采用数值方法求得系统的非线性振动响应,并分析了转速、波纹度最大幅值、波纹度波数和波纹度初始幅值对系统动力学行为的影响规律.结果表明:波纹度对高、低压转子动力学行为的影响规律基本一致,随着转速的增加,高、低压转子的运动表现为周期运动与非周期运动交替变化,在较低转速区可能发生概周期及混沌运动.随着波纹度最大幅值的增大,系统可由周期运动演化为周期2运动、概周期运动及周期4运动,表明波纹度最大幅值增大时不利于系统的安全平稳.当波数为滚动体数的整数倍时,系统可能出现概周期及混沌等复杂非周期运动.随着波纹度初始幅值的增大,系统表现为概周期运动与混沌运动交替出现,但波纹度初始幅值相对较大时转子系统的振动幅值相对较小.

基于Kriging模型的轴承结构参数优化设计方法

冯吉路, 孙志礼, 李皓川, 田越

2017, 32(3): 723-729. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2017.03.026

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742

359

摘要:
轴承的生热率与轴承的使用寿命密切相关,为了减小轴承的生热率,以滚动轴承拟静力学分析和滚道控制理论为基础,求得轴承运转过程中的相关参数,进而得到轴承生热率.将轴承最小生热率为目标函数,通过Kriging模型和粒子群优化算法相结合的方式进行了轴承结构参数优化.对NSK 7016A5轴承的研究结果表明：轴承结构参数优化后,轴承整体和轴承内外圈生热率均变小.Kriging模型和粒子群优化算法相结合的轴承结构参数优化方法取得了良好的设计效果,并且提高了轴承的设计效率.

基于拟动力学高速角接触球轴承动态特性分析

李德水, 陈国定, 余永健

2017, 32(3): 730-739. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2017.03.027

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1121

400

摘要:
为真实地反映高速角接触球轴承的运转情况，建立了高速角接触球轴承拟动力学分析模型，选用BFGS(Broyden-Fletcher-Goldfarb-Shanno)计算方法嵌入高速角接触球轴承拟动力学计算程序，并通过与SKF公司开发的拟动力学分析程序AT74Y001的计算实例进行对比，两者计算误差在5%之内.通过分析不同结构参数合工况参数对轴承动态特性的影响可以得到：随着轴向载荷的增大，内、外圈接触角增大；随着径向载荷的增大，在承载区内圈接触角减小，外圈接触角增大，在非承载区内圈接触角增大，外圈接触角减小；随着转速的增加，轴承内圈接触角的逐渐变大，外圈接触角逐变小；随着钢球数目和轴向载荷的增大，轴承在3个方向刚度逐渐增大；随着内圈沟曲率系数、径向载荷和转速增大，轴承在3个方向刚度逐渐减小.

基于MATLAB/Simulink的滑油系统建模仿真与优化

闫星辉, 郭迎清, 殷锴, 刘国建

2017, 32(3): 740-748. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2017.03.028

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979

412

摘要:
为分析滑油系统特性，研究其与航空发动机协同工作及设计问题，基于滑油系统元部件的流量、压力和换热特性在MATLAB/Simulink下开发了通用仿真模块库，构建了包含供油、回油、通风和热力系统的全系统仿真模型.以某型涡扇发动机及其滑油系统为例，计算了高温起飞工况下滑油系统主要工作参数值，并与商业软件Flowmaster对比计算结果，相对误差保持在3.8%以下.利用全系统仿真模型的拓展性，成功与GasTurb发动机模型进行联合仿真，使用遗传算法优化滑油系统设计参数，通过改变供油分配比例使最高回油温度降低4.12%，可为滑油系统的设计及改进提供参考.

指数外推法和支持向量机相结合的压气机特性扩展方法

饶高, 苏三买, 翟向博

2017, 32(3): 749-755. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2017.03.029

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754

378

摘要:
针对航空发动机起动建模中压气机低转速特性计算精度较低的问题,提出了指数外推法和支持向量机(SVM)相结合的特性扩展计算方法.首先分析了指数外推法的计算方法及其局限性,然后将压气机已知的高转速特性作为SVM的训练集,以指数外推法获取的低转速特性作为测试集,同时将压气机特性转换为按出口气流参数表示以降低SVM原始数据的非线性,利用交叉验证算法选择SVM参数并进行模型训练,预测并获得压气机低转速特性.通过与单纯使用指数外推法获取的特性对比分析表明:指数外推法和SVM相结合的压气机特性扩展计算方法,最大相对误差减小了约2.8%,有效提高了特性扩展计算精度.

氙离子推力器阳极工质分配方式优化

孔令轩, 顾左, 郭德洲, 杨福全, 王蒙

2017, 32(3): 756-761. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2017.03.030

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796

409

摘要:
使用两种数值方法研究微尺度下惰性气体的流动现象,验证表明壁面速度滑移条件的N-S（Navier-Stokes）方法能够较好地模拟离子推力器气体分配环内工质流动特性.为了降低氙工质注入放电室过程中气流速度,并改善其周向均匀性,针对现有气体分配环构型提出符合4级环切场离子推力器放电特性的改进方案：增加2级供气通道,进行双侧45°角开孔并增加气孔数目.数值计算表明：结构优化后氙气进入放电室周向均匀性提高37%,气流速度降低32%；推力器装配优化方案气体分配环进行实验,大束流工况下束离子电离能耗自183W/A下降至167W/A,离子推力器放电室性能得到了提高.

低温推进剂过冷技术研究

谢福寿, 厉彦忠, 王磊, 雷刚, 邢科伟

2017, 32(3): 762-768. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2017.03.031

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735

432

摘要:
综述了低温推进剂3种过冷方式（换热过冷、抽空减压过冷和冷氦气鼓泡过冷）的过冷机理，并对比分析了其利弊，在地面全过程过冷加注时推荐采用抽空减压过冷对低温推进剂进行冷却.基于热力学理论推导了低温推进剂抽空减压过冷时耗液量、制冷量、抽空时间和泵最低抽速的表达式.研究得出低温推进剂耗液量主要用于自身温降，抵消外部漏热和贮罐材料比热容所占比例很小，如液氢自身过冷、材料比热容和外部漏热所占的相对耗液量分别为10.94%，0.38%，0.098%.推荐采用变物性算法来精确计算低温推进剂耗液量，可降低运载火箭发射成本，提高低温推进剂利用率，与现有公式对比，其相对误差为18%.

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