航空动力学报

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沙云东, 陈祎航, 郝燕平, 纪福森, 骆丽, 贾秋月

2017, 32(4): 769-779. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2017.04.001

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992

462

摘要:
研究了连续纤维增强复合材料低压涡轮轴结构在给定低循环载荷作用下的疲劳寿命估算方法.考虑连续纤维增强复合材料结构特性，研究了基于局部应力应变法的低周疲劳寿命预测方法，并对预测方法的有效性进行了验证.基于此方法，计算了某型航空发动机低压涡轮轴的最大应力、应变和疲劳寿命.结果表明：在0°~90°范围内，45°铺层角度的复合材料层疲劳寿命值最大；当金属厚度不变，外层金属和首层复合材料层的疲劳寿命随复合材料厚度增加而增大；当轴结构壁厚保持6mm不变，减小复合材料层的厚度，同时相应增大最内层或最外层金属包套的厚度，其结构疲劳寿命都随着复材层的厚度减小而减小;外层金属包套的寿命则远大于首层复合材料的疲劳寿命.

发动机静子尾流激励对叶盘结构高阶共振可激性的研究

李琳, 郭雅妮

2017, 32(4): 780-790. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2017.04.002

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967

502

摘要:
针对航空发动机中转静干涉流场诱发的叶盘结构强迫响应问题，分析由导流叶片和动叶构成的转静干涉流场的尾流激励所激起的叶盘结构高阶共振的可能性和危险性.基于非定常转静干涉流场数值模拟结果，通过时域与空间傅里叶分析得到叶盘所受气动压力的频谱和空间波谱，同时定义投影于叶盘结构模态空间的激励（即模态力）为尾流激励的可激性，用于对叶盘结构共振响应强度的评估.研究结果表明：尾流激励对非主要共振点的可激性远远小于其对主要共振点的可激性；在发动机工作转速范围内允许那些模态位移场与激振力场的夹角较大（余角较小）的共振存在，即尾流激励可激性很小的高阶共振的存在是合理的.

负错位密封静力与动力特性的数值研究

孙丹, 王双, 艾延廷, 王克明, 肖忠会

2017, 32(4): 791-799. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2017.04.003

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964

484

摘要:
提出了一种抑制气流激振力的负错位密封结构，建立了基于瞬态流场CFD动网格技术的负错位密封静力与动力特性求解模型，分析了偏心率、错位率等因素对密封泄漏量、周向压力、气流力与动力特性系数及密封转子稳定性的影响.结果表明：密封的泄漏量随偏心率与错位率的增加而增大；密封间隙流体周向压力呈正弦规律分布；与传统圆形密封相比，负错位密封形成发散的楔形间隙，降低流体动压效应，降低周向压力差，减小密封的切向力；随着偏心率的增加，密封的直接与交叉刚度以及交叉阻尼的绝对值均增大，直接阻尼降低；与传统圆形密封结构相比，该型密封可有效降低密封的交叉刚度，增加主阻尼，提高等效刚度与等效阻尼，改善了密封的稳定性.

一种摩擦阻尼器在整体叶盘结构的应用

张欢, 李光辉, 梁恩波

2017, 32(4): 800-807. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2017.04.004

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999

472

摘要:
介绍了一种应用于整体叶盘结构的摩擦阻尼器，即在轮缘下方加工销孔，安装阻尼销.工作时，由于离心载荷的作用，阻尼销与轮缘相互摩擦，从而消耗振动能量.这种阻尼器被应用于两台发动机的涡轮整体叶盘减振方案中，试验结果显示：其减振效率差异较大.数值模拟分析证明，这种阻尼器的减振效率和振动能量在叶-盘间的传递有关.对于叶-盘强耦合振型，这种阻尼器可以获取较高的减振效率，叶片振动应力水平下降了约70%；但对于叶-盘弱耦合振型，叶片振动应力幅值没有明显下降趋势.

大涵道比涡扇发动机低压转子现场动平衡技术

陈曦, 廖明夫, 张霞妹, 王四季

2017, 32(4): 808-819. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2017.04.005

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1074

585

摘要:
针对大涵道比涡扇发动机,建立基于最小二乘影响系数的低压转子现场动平衡方法,研制动平衡测试系统,搭建模型转子实验器,开展相关动力学特性计算与动平衡实验,并在真实发动机台架实验中验证其正确性、有效性与可靠性.结果表明：采用跟踪高脉冲、定比例方波的方法识别高齿信号,并对振动信号进行整周期截取、插值处理与多次平均,能够保证转速与相位测量的准确度与稳定性.1号支点对风扇不平衡较为敏感,5号支点对涡轮不平衡较为敏感,而2号支点对两者均敏感,但对风扇不平衡的敏感度更大.在保证动平衡效果的前提下,与三圆平衡法相比,低压转子现场动平衡技术能够提高操作便捷性,减少起停次数,降低时耗,具有一定的工程应用前景.

轴系非线性振动解析模型研究

伍敏, 韩东江, 杨晟博, 杨金福

2017, 32(4): 820-827. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2017.04.006

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889

464

摘要:
针对高速柔性轴系振动中线性与非线性的耦合作用，定义了非线性尺度因子ε，构建了轴系振动耦合作用模型.该模型拓展了经典线性模型的研究思路，重点探讨轴系的非线性响应.应用多尺度法推导了转子非线性振动的通频解析解的Fourier级数形式，同时给出了非线性固有频率和基频近似频响方程（FRE）.通过实验验证了同尺度条件下（ε=1），通频解析解及基频近似频响方程的非线性特性，以及解析耦合振动模型与通频解析解的合理性和有效性.

任意应力比下涡轮盘的塑性应变能寿命模型

苏运来, 陆山, 杨茂, 谢立

2017, 32(4): 828-834. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2017.04.007

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846

440

摘要:
以首次加、卸载时由于塑性变形导致循环应力应变曲线偏离弹性线的面积为损伤参量，从能量的角度建立了塑性应变能寿命模型，并运用平方插值的方法获得了任意应力比下塑性应变能和疲劳寿命的关系.利用某发动机涡轮盘的螺栓孔模拟试件与级间盘的跑道孔模拟试件的试验结果进行验证与对比.结果显示：根据应力比采用平方插值时塑性应变能寿命模型计算精度更高.螺栓孔试件的计算寿命与试验结果相差9.42%；跑道孔试件仅相差1.88%.总体上看，该模型计算结果与试验结果吻合很好，具有较高的精度.

机动飞行条件下双转子系统动力学建模与响应分析

李杰, 曹树谦, 郭虎伦, 李利青, 王俊, 白雪川

2017, 32(4): 835-849. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2017.04.008

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934

616

摘要:
考虑航空发动机双转子中介轴承的耦合作用及陀螺力矩的影响,利用Lagrange方程建立了机动飞行条件下双转子-滚动轴承支承耦合系统动力学模型，对耦合双转子系统的动力学特性进行了理论与实验研究.结果表明：随着内外转子转速比增大，高压转子振动幅值减小，分岔点处转速增大，最大增幅近67.49%.机动飞行使转子的振动响应幅值增大，出现较多分频.在跃升和横滚飞行姿态下，高压转子响应主要表现为:随着跃升速度增加，高压转子振动幅值明显增加，最大增幅近409.24%，分岔点对应的速度增大；在横滚速度增大时，转子振动特性主要表现为从复杂的运动形态变换到单周期运动形态,转子的振动幅值明显增加.利用基础运动双转子模型实验台对跃升和横滚两种飞行姿态下耦合双转子系统的部分动力学特性进行了实验研究,实验结果与数值模拟结果有较好的一致性，证明了计算结果的正确性.

采用几何方式组合壁面压力/马赫数分布的弯曲压缩面

张林, 张堃元, 陈强洪, 邱勇, 李明海

2017, 32(4): 850-857. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2017.04.009

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852

10

摘要:
根据给定壁面参数分布规律反设计压缩面的方法，通过几何方式组合研究了壁面采用压力/马赫数复合分布规律的弯曲压缩面，分析了压缩面的参数分布和性能特点.在与参考二维进气道相同约束条件下，将弯曲压缩面应用于二维进气道，分析了其性能并与参考二维进气道进行了对比.数值研究结果表明：几何方式组合能充分发挥壁面按单一参数设计所得弯曲压缩面的优势，使壁面参数分布得到有效改善并趋于更加合理.同参考二维进气道相比，几何方式组合进气道的外压缩面长度有所增加，但在来流马赫数在4~6范围内它的喉道总压恢复系数均得到显著提高.来流马赫数为6时，几何方式组合进气道的喉道总压恢复系数提高10%；来流马赫数为4时其喉道总压恢复系数提高9.6%.

三维仿生悬停扑翼的时间非对称扑动气动特性

朱建阳, 蒋林, 雷斌

2017, 32(4): 858-864. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2017.04.0010

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1077

410

摘要:
基于对现有黄蜂飞行观察实验的分析，建立了不同下扑和上挥时间非对称扑动悬停扑翼运动轨迹模型，并采用数值求解三维层流Navier-Stokes(N-S)方程的方法，研究了采用不同下扑和上挥时间比的仿生悬停扑翼气动特性.结果表明采用适当的时间非对称扑动可以增强悬停扑翼的气动性能.进一步通过对不同时间非对称扑动扑翼流场分析得出，采用时间非对称扑动不但可以增强使扑翼产生高升力的旋转环流机制，而且还可以增强扑翼表面涡流和展向流的强度,从而使扑翼具有更好的气动性能.

涵道比对大型客机经济性和环保性的影响

柴啸, 余雄庆, 王宇

2017, 32(4): 865-873. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2017.04.011

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877

460

摘要:
为了综合评估配装发动机的涵道比对客机的经济性和环保性的影响，建立了一套包括动力、几何、气动、质量、性能、经济性、噪声、排放分析模型的多学科分析流程.以典型宽体客机为应用算例，分析了不同涵道比（8~14）发动机对宽体客机经济性和环保指标的影响.综合分析结果表明：增大发动机涵道比有利于降低客机噪声和起降循环氮氧化合物污染物的排放；而发动机涵道比为11左右时，客机的现金使用成本最低，航线氮氧化合物污染物排放量最少.

基于响应面法的短距/垂直起降飞机近地面升力损失

刘帅, 王占学, 周莉, 史经纬

2017, 32(4): 874-881. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2017.04.012

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963

431

摘要:
建立了短距/垂直起降(S/VTOL)飞机近地面升力损失的流场计算模型.通过数值模拟得出特定升力布局的飞机近地面状态各工况的升力损失.采用响应面法获得了飞机升力损失关于喷管落压比（NPR）、来流速度及飞机高度的2阶响应曲面函数及显著影响飞机升力损失的关键因素.并分析了喷管落压比、来流速度及飞机高度对飞机升力损失的交互影响作用，优化得出给定工况范围内升力损失最小的工作点.研究表明：仅考虑单因素影响时，升力损失随高度、落压比的增大而减小，随来流速度的增大而增大；考虑两因素交互作用时，高度与落压比及来流速度与落压比对升力损失存在交互影响，而高度与来流速度对升力损失无交互影响；优化获得的升力损失最小的工作点是飞机距地面高度为9D（D为喷管直径）、喷飞机高度为3、来流速度为0m/s，此时的升力损失为1.3%.

耦合高效配平策略的旋翼气动特性分析方法

叶舟, 史勇杰, 徐国华

2017, 32(4): 882-889. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2017.04.013

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996

446

摘要:
建立了一个耦合高效配平策略和计算流体力学（CFD）技术的旋翼气动特性分析方法.采用CFD求解器进行雅克比矩阵和旋翼流场的计算，建立了一个包含直接配平法的旋翼气动特性分析平台；引入差量法思想对配平策略进行简化，发展了一种差量配平法，解决了直接配平法中雅克比矩阵计算效率低下的问题，显著缩短了计算时间.旋翼流场求解中控制方程采用Navier-Stokes方程，空间离散格式选取2阶迎风Roe格式，时间推进采用隐式lower-upper symmetric Gauss-Seidel (LU-SGS)格式，湍流模型为Baldwin-Lomax (B-L)模型.分别采用建立的基于直接配平方法和差量配平方法的气动特性分析平台对AH-1G和Helishape 7A直升机的旋翼进行了配平计算和研究，对比分析了两种配平方法的计算效率和精度及背景网格的网格量对配平结果的影响.结果表明：与直接配平法相比，耦合差量配平法的气动特性分析方法计算圈数更少，可节省至少60%的计算时间；使用疏化的背景网格虽然不利于捕捉流场细节，但是可以在兼顾配平结果准确性的同时，降低配平计算代价，提高旋翼配平和流场计算的效率.

捕获型线对内转式进气道外压段几何与气动特性的影响

王娇, 黄河峡, 谭慧俊

2017, 32(4): 890-899. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2017.04.014

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836

454

摘要:
以直内收缩锥流场为基准流场，构建了一套内转式进气道外压段的设计与性能快速分析程序.进而以矩形捕获型线为例，研究了决定捕获型线形状、位置的3个参数(中心距、旋转角和宽高比)对进气道外压段几何与气动特性的影响，将捕获型线为矩形、带圆角矩形及圆形时的外压段进行了对比.结果表明：捕获面平均半径是可作为评价外压缩段设计的一个重要几何参数，平均半径越大，总压恢复系数越高；对于矩形捕获型线而言，当中心距增加时，前缘长度、弧长、湿润面积单调增加，外收缩比单调减小，而旋转角和宽高比对外压段几何参数的影响比较复杂；在矩形捕获型线的3个参数中，中心距对总压恢复系数的影响最显著.此外，当捕获型线的中心距与面积保持不变时，圆角半径对外压段几何与性能参数影响不大.

锯齿尾缘叶片气动特性和绕流流场的数值研究

杨景茹, 杨爱玲, 陈二云, 戴韧, 黄月晴

2017, 32(4): 900-908. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2017.04.015

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878

409

摘要:
以基于NACA 0018翼型的锯齿尾缘仿生叶片为研究对象，采用大涡模拟的方法研究锯齿相对齿宽与相对齿高对锯齿尾缘叶片的气动特性和非定常绕流流场的影响规律和机制.研究表明，尾缘锯齿参数对叶片气动性能的影响是复杂的非线性过程，在一定来流攻角范围内能提高升阻比，但失速提前.如在9.4°~14.8°来流攻角范围内，不同相对齿宽系列叶片的升阻比高于原始叶片，升阻比与锯齿相对齿宽之间没有线性关系.研究还表明，锯齿尾缘能延迟边界层分离，加速尾迹的流动掺混和能量扩散，改变非定常涡结构和涡脱落频率.相对齿高的变化对非定常流动特性的影响更为显著.尾缘锯齿诱导的二次湍流射流和吸力面侧反向涡对改变了原始叶片的绕翼环量，进而影响锯齿尾缘叶片的气动特性和绕流流场特性.

基于数值模拟的轴对称矢量喷管性能预测数学模型

常璐, 额日其太, 杨亚雄

2017, 32(4): 909-916. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2017.04.016

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871

409

摘要:
基于三维数值模拟，对不同轴对称矢量喷管在多种工作状态下的内外流场进行了研究，分析了扩张角及扩张段长度对喷管有效矢量角的影响.基于最小二乘曲面拟合理论，建立了自变量包括扩张角、扩张段长度/喉道直径、落压比/设计落压比、几何偏转矢量角的多变量轴对称矢量喷管性能预测数学模型，并根据已有实验数据，对该模型进行了验证结果表明：推力系数误差最大为0.41%，流量系数误差最大为1.58%，矢量角误差最大为1.76°.建立的数学模型通用性较强，实现了用统一的模型对不同喷管性能参数进行预测和分析，具有一定的工程意义.

轴向三级旋流燃烧室流场结构大涡模拟

周瑜, 乐嘉陵, 陈柳君, 黄渊

2017, 32(4): 917-925. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2017.04.017

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904

480

摘要:
为深入了解真实航空发动机燃烧室内部复杂流场结构，在自有CFD平台上采用动态亚网格模型对一种轴向3级旋流燃烧室的单个头部矩形试验模型0.5MPa下冷态流场结构进行了LES(大涡模拟).为避免试验模型简化误差，对包括火焰筒上约2000个气膜孔在内的燃烧室所有精细结构进行了完全仿真.计算模拟了燃烧室内复杂流场从静止启动到统计定常状态的完整非定常发展过程，成功捕捉到主旋流与横向对冲射流相互影响作用及涡旋破碎等细观结构，获得的测点湍动能谱与湍流经典理论中惯性子区-5/3规律一致，LES时间平均流场结构与已有PIV（particle image velocimetry）试验结果吻合，表明所建立的高仿真网格与LES方法可进一步用于真实航空发动机环形燃烧室流场数值模拟.

单腔离心喷嘴出口空心涡直径和平均液雾锥角的半理论预测

刘志林, 黄勇

2017, 32(4): 926-931. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2017.04.018

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1099

454

摘要:
利用流体控制体法结合质点系动量矩守恒定理，分析了液体的黏性作用对离心喷嘴空心涡尺寸的影响机制，建立了相关理论模型，并给出了喷嘴出口空心涡直径和平均液雾锥角的半理论预测公式.同时，用多组不同工况条件下的实验测量数据对该预测公式进行了验证.结果表明：提出的预测公式计算离心喷嘴出口空心涡直径和平均液雾锥角是有效的，且具有较高的计算精度；空心涡直径的预测不确定度约为±13%，平均液雾锥角的预测不确定度在－20%~6%之间.

叶尖间隙控制系统供气部件特性及模拟方法

王海, 毛军逵, 刘方圆, 陆海鹰, 柴军生

2017, 32(4): 932-941. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2017.04.019

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977

491

摘要:
针对低压涡轮叶尖间隙控制系统中典型供气管路，即圆形截面90°弯曲冷却管，开展其工作特性和模拟方法研究.通过1∶1单管模型试验结合三维数值模拟方法，研究了冷却管上冲击孔的出流特性，分析了进气参数、冲击孔排布对冷却管内气体流动及流量分配的影响规律.在此基础上，提出了基于冲击孔进口有效总压概念的冷却管一维网络流动计算模型，建立了低压涡轮叶尖间隙系统中典型供气管路的一维网络流动计算方法，并应用于某型发动机组件流量特性试验设计中.研究中发现，随着远离进口位置，冷却管冲击孔出流流量和冲击孔流量系数逐步增加；随着进口雷诺数的增加，冷却管内冲击孔出流流量均有所增加，而冲击孔流量系数基本保持不变.试验数据和计算结果比对表明，所建立的一维网络流动计算模型可以准确模拟出冷却管的出流特性，计算结果同组件流量特性试验数据之间最大相对误差为4.5%，在叶尖间隙控制系统这类系统复杂流路的流动问题分析中具有良好的应用效果.

两级脉冲爆震发动机激波聚焦起爆数值模拟

王丹, 严宇, 张锋, 陈鹏飞

2017, 32(4): 942-948. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2017.04.020

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883

415

摘要:
通过数值模拟手段，针对两级脉冲爆震发动机（PDE）激波聚焦点火起爆及周期性脉冲爆震进行了详细计算.结果表明：激波汇聚会在发动机内产生两个高温高压区域，且后者压力温度远高于前者，为点火关键.针对起爆失败的工况，提高温度、压力、马赫数3个条件中的任何一个都能成功起爆.通过全场周期性脉冲计算得知，保证成功点火起爆的前提下仍需要调整合适的参数才能维持稳定的周期性脉冲，发动机在入口温度600K，马赫数为2.0，压力为150kPa工况时能够产生稳定的周期性脉冲爆震，频率在300Hz附近.

二氧化碳在RP-3航空燃油中溶解度实验测定

李超越, 冯诗愚, 邵垒, 潘俊, 刘卫华

2017, 32(4): 949-954. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2017.04.021

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880

422

摘要:
以国产实际使用并含有添加剂的RP-3号燃油为研究对象，测量了燃油在不同温度下的密度，搭建了压力降落法实验装置，测定了5~40℃温度及3组不同压力范围下，CO2在RP-3号燃油中的溶解度，采用ASTM D2780-92标准中提供的相对密度法对溶解度进行了计算并与实验值进行了比较.结果显示：计算值与实验值有很大偏差，且随着温度上升及压力下降，该偏差增加，最大相对偏差可达到106%.根据实验值，对ASTM D2780-92中的阿斯特瓦尔德系数计算公式进行了线性修正，修正后计算的溶解度和实验值误差在10%之内.该研究结果可为绿色惰化的设计提供参考依据.

抛物线喷管型面参数对流动分离影响的数值模拟

王一白, 梁远舰, 赵宇辉, 李波, 刘宇

2017, 32(4): 955-960. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2017.04.022

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793

399

摘要:
为了研究抛物线喷管型面的3个参数——初始膨胀圆弧半径、入口角和出口角的变化对喷管流动分离过程的影响规律，模拟了不同参数组合下的抛物线喷管流场参数，获得了喷管流动位置、分离模态随集气室压强增加的变化过程.结果表明：这3个参数能够影响发动机起动过程中喷管流场的发展过程.在一定范围内分离模态转换喷管压比（NPR）与初始膨胀圆弧半径呈正相关；通过合理设定入口角和出口角，可以推迟和缩短受限激波分离过程，为解决彭冠侧向载荷问题提供了可能的方向.

进气角与注水规律对燃气-蒸汽弹射的影响

李仁凤, 乐贵高, 马大为, 靳青梅

2017, 32(4): 961-969. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2017.04.023

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820

400

摘要:
为了研究弯管进气角和注水规律对燃气-蒸汽弹射过程中流场和内弹道的影响,采用Mixture多相流模型，Renormalization group (RNG) k-ε湍流模型和动网格技术,建立了燃气-蒸汽弹射数值模型.通过与文献数据的对比,验证了数值方法的可靠性,分析了注水规律与弯管进气角度对燃气-蒸汽弹射过程流场和内弹道的影响.研究结果表明:当弯管进气角为60°时,燃气-蒸汽介质的能量能得到最大利用,发射筒内的温度分布较均匀；另外在同样的注水量下,缓慢注水导弹出筒时间相对较短,但波动较大；快速注水导弹运动平稳,但出筒时间较长.结果可为导弹燃气-蒸汽弹射动力系统的设计提供参考.

氙离子推力器束流双荷离子特性及诊断

孔令轩, 顾左, 郭德洲, 王蒙, 郭宁

2017, 32(4): 970-975. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2017.04.024

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812

400

摘要:
为了对离子推力器束流中双荷离子比例进行快速评估，采用放电室经验理论模型通过实验参数获得放电室等离子体参数，根据单、双荷氙离子的不同产生过程，计算得到束流中双/单荷离子密度比.针对兰州空间技术物理研究所20cm氙离子推力器进行了实验，使用E×B探针束流诊断系统获取了束流中双/单荷离子的平均比率.结果表明：在额定工况下理论计算值为0.071与测试结果为0.077符合良好.

温度对小型柔性接头力矩特性的影响

苏浩, 任军学, 郑开发, 刘宇, 杨敬贤

2017, 32(4): 976-982. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2017.04.025

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713

406

摘要:
为了研究柔性接头在固定压强下力矩特性随温度的变化，设计了弹性材料为硅橡胶的小型柔性接头，测试了一系列0.1MPa容压条件下柔性接头在正弦激励下的动态特性，获得了不同温度时接头的摆角力矩曲线。根据接头在摆角为0°时的力矩获得摩擦力矩，根据摆角力矩曲线的近线性部分获得弹性比力矩，在此基础上研究了温度对各个力矩的影响。结果表明：作动力矩随温度的升高而减小，但温度对作动力矩的大小影响很小，库伦摩擦力矩随温度的升高而增加，弹性比力矩和总比力矩因发生热弹逆变现象随温度的升高先减小后增加，动态弹性模量和损耗系数随温度的升高而降低，能量损耗受动态弹性模量和损耗系数变化影响随温度的升高而降低.

自循环机匣处理轴向位置影响扩稳能力的机理

张皓光, 安康, 谭锋, 楚武利, 吴艳辉

2017, 32(4): 983-989. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2017.04.026

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744

347

摘要:
为了揭示自循环机匣处理轴向位置影响压气机稳定性的流动机理，采用非定常数值方法研究了3种不同轴向位置对机匣处理（CT）扩稳能力的影响，结果表明：机匣处理喷气装置离叶顶前缘最近且在叶顶前缘上游的扩稳能力最强，喷气装置在叶顶前缘正上方的次之，喷气装置在叶顶前缘上游较远处的最弱，对应机匣处理获得的综合失速裕度改进量分别为9.40%，7.09%，5.49%.通过详细地分析压气机叶顶流场表明：喷气装置离叶顶前缘最近且在叶顶前缘上游的机匣处理施加有利影响程度最高的范围刚好覆盖叶顶前缘处，此处是引起转子失速的关键部位，因此抑制叶顶间隙泄漏流造成的堵塞的效果最好，对应的扩稳能力在3种机匣处理中最强.

冷气掺混对高压涡轮气动性能影响的数值研究

张村元, 刘冬华, 潘尚能, 罗建桥, 钟易成

2017, 32(4): 990-1000. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2017.04.027

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761

384

摘要:
采用数值方法研究了冷气掺混对高压涡轮气动性能和叶栅通道内部二次流动结构的影响，计算结果表明：冷气流量增加，冷却高压涡轮导叶和转子型面总载荷降低，导叶进、出口马赫数均减小，转子出口相对马赫数在径向0~0.55区域增大而在径向0.55~1.0区域减小.导叶进、出口气流角受冷气流量的变化影响较小.冷气流量由压气机进口流量的4.83%增加至14.49%，转子进口相对气流角在径向0.05~0.95区域增大而出口相对气流角在径向0.6~1.0区域减小，导叶绝热壁面冷却效率先升高后降低而转子绝热壁面冷却效率提高了19.33%.轮毂和机匣封严气呈束状进入转子叶栅通道且腔内封严气流动受旋转轮盘抽吸效应影响较大.

跨声速轴流压气机转子弯掠控制机理

吕从鹏, 姜斌, 张寅豹, 王国强, 邱毅, 郑群

2017, 32(4): 1001-1011. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2017.04.028

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364

摘要:
以1.5级跨声速轴流压气机为研究对象，采用三维数值模拟方法研究弯掠叶片技术对压气机不同工况的控制机理.结果表明：设计转速时前掠与反弯的组合弯掠优于前掠与正弯的组合弯掠，而部分转速时正好相反，这是因为不同弯掠方案对跨声速压气机不同工况的控制机理不同.设计转速时弯掠叶片改变叶顶激波强度和位置以及叶顶间隙泄漏涡强度，并改变叶片表面展向“C”型压力分布，三者共同作用从而提高设计转速时压气机的喘振裕度，但也造成设计转速效率下降；而部分转速时，压气机流场中的激波消失，弯掠叶片改变叶顶吸力面逆压力梯度和增强展向“C”型压力分布，两者共同作用使压气机的稳定性提高，但效率也会下降.

对转螺旋桨/桨扇差动行星齿轮机构动力学设计方法及分析

单鹏

2017, 32(4): 1012-1017. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2017.04.029

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839

448

摘要:
在对转桨扇涡桨推进系统专有的外流对转桨推进器-对转减速齿轮机构-涡桨发动机的总体匹配设计问题中，给出了拖动共轴对转螺旋桨/桨扇类气动负荷的差动行星齿轮机构的一种设计与分析方法.不同于常规，该总体设计方法以机构的动力学参数为输入，诸传动比、诸半径、诸稳态传动受力等为输出，通过方程组得到了该类传动机构诸参数之间的联系.讨论了该类传动机构的设计原则，使用形式，适用的航空原动机类型.通过某当代算例给出了桨和传动机构诸参数的变化区间，变化特点，参数重要性的分析.结果表明：该方法可以快速得到一般总体设计问题中该类齿轮机构所有稳态设计参数的可行解区间与优化解，进而还可以为推进系统部件法数模的非设计点特性模拟提供计算方法.

平面刀具加工面齿轮的理论分析

彭先龙, 张乐, 郭卫

2017, 32(4): 1018-1024. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2017.04.030

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457

摘要:
采用平面刀具加工面齿轮可提高刀具的通用性和降低设计制造成本.首先在对格林森方法仿真的基础上指出仅用高阶滚比是不能获得理想齿面的.然后提出了附加运动，通过这个附加运动与高阶滚比刀具在运动中可以实现虚拟渐开线的精确模拟.其三提出了确定高阶滚比、附加运动多项式系数的方法.其四建立了平面刀具的产形面和平面刀具加工的面齿轮的数学模型.最后进行了滚比与运动规律、轮齿接触分析等数值仿真，结果表明：算例中的最大齿面误差为-1.05mm，接触路径倾斜，接触椭圆长度为11.2mm，传动误差约为0″，被加工面齿轮与标准小轮的啮合表现出良好的“准共轭”特性.因此这种可粗切，亦可精磨的加工方法具备良好的可行性与实用性.

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