航空动力学报

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李本威, 伍恒, 沈伟, 宋汉强, 樊照远

2018, 33(5): 1025-1032. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2018.05.001

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1315

1448

摘要:
为了解决某型飞机进气道距离长、流道形状不规则造成从进气道唇口喷射清洗发动机时喷射参数难以确定的问题，利用linearized instability sheet atomization（LISA）模型和Spalart-Allmaras（S-A）湍流模型，以液滴颗粒大小和运动轨迹为优化目的，以液滴在发动机气流进口端面的覆盖面和穿透能力为效果目标进行数值仿真，优化选取喷嘴的设计参数，减轻了试车工作量并降低了试验费用。通过飞机进气道与发动机联合整机在线清洗台架验证试验测试评估了预先选择喷射参数的喷嘴的喷射性能。台架试车结果表明：发动机采用冷运转状态清洗，喷射参数确定为雾化角为18°，喷嘴在喷射架上的安装角度为上偏角为7°30′，清洗车的供液压力为1MPa。针对发动机的冷起动或者慢车状态，选取的喷嘴类型、喷射压力、喷射角度和安装角度等优化的喷射参数是合理的，不仅能使清洗液滴覆盖整个发动机的进口区域并穿透整个叶栅，而且不会引起附加的风扇压气机叶片侵蚀。

变距变转速多轴旋翼飞行器性能分析与试验

宋彦国, 王焕瑾, 林子国

2018, 33(5): 1033-1040. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2018.05.002

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1246

1306

摘要:
分析了制约现有多旋翼无人机性能方面的影响因素，提出通过旋翼变距变转速来改善其飞行性能的方法；综合动态失速、桨叶非定常挥舞与旋翼动态入流模型，建立了旋翼变距与变转速的气动模型，为准确的性能分析奠定基础；研制了变距变转速多旋翼试验样机并进行了飞行试验。试飞试验结果与理论计算结果表明：飞行器随着起飞质量的增加，需用功率明显增加；飞行器在不同起飞质量，不同旋翼转速下的需用功率值理论结果与试飞试验结果对比表明,小起飞质量下的功率计算值与实验值相符程度达到97%,而在大负载下理论计算值与实验值相符程度也在95%左右,证明了理论分析方法能较好的预估飞行器的气动特性和性能指标。进一步的理论计算表明,旋翼变距和变转速技术能够有效提高多旋翼飞行器起飞质量，续航时间等关键性能指标。

基于HLLC格式的理想MHD方程数值模拟

张向洪

2018, 33(5): 1041-1049. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2018.05.003

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1373

1201

摘要:
针对理想MHD(magnetohydrodynamics)方程数值求解困难的问题，基于原始的HLLC (Harten-Lax-Van Leer Contact wave)近似黎曼解方法，发展出一种新的适用于理想MHD问题的通量计算格式。控制方程采用有限体积法离散，时间推进采用隐式的LU-SGS（lower-upper symmetric Gauss-Seidel）格式，并且采用双曲型散度清除技术来抑制磁场散度的累积。通过一维激波管问题的数值模拟表明，HLLC-MHD格式能准确的分辨并捕捉复杂的磁流体力学波系结构，保证数值计算的精度，最大的数值计算误差不超过10%；通过二维的Rotor问题的数值模拟研究表明，HLLC-MHD格式能够应用于多维理想MHD问题的数值模拟，并且能够准确捕捉多维情况下磁流场中的阿尔文波；通过对比有、无散度清除的Rotor问题计算结果表明，双曲型散度清除技术可以将磁场散度峰值从50降低到2，有效抑制高磁场散度区域的散度累积，同时也会将误差传播到低散度区域，并且引起边界处散度的累积，影响计算的稳定性。

某微型燃气轮机适应高原起动的技术方案

李皓然, 丁天宝, 李玮薇, 卢志峰, 肖军辉, 张红霞

2018, 33(5): 1050-1056. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2018.05.004

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1382

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摘要:
为满足某微型燃气轮机能同时在平原及不低于4500m高原地区安全可靠运行，通过设计减小单油路离心式燃油雾化喷嘴的流量数，以及改变喷嘴与供油控制系统的耦合工作特性，设计利用起动泄油系统，在降低点火与起动过程供油量的同时提高了燃油喷嘴的雾化及点火性能，解决了高原起动超温问题。平原及高原地区试验证明，点火起动成功率为100%、高原起动过程最高排气温度为720℃，与原设计状态在平原环境工作时一致、起动时间小于40s，可保证平原、高原点火和起动过程的安全性与可靠性，满足平原、高原条件下的燃气轮机性能。

吊挂安装效应对热喷流噪声影响实验

何敬玉, 李晓东

2018, 33(5): 1057-1064. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2018.05.005

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1120

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摘要:
利用位于全消声室中的热喷流噪声实验台对涵道比为5.5的分开式排气系统进行了吹风实验，研究了在起飞工况下吊挂的安装效应对喷流噪声和锯齿型喷管降噪效果的影响。结果表明：吊挂的安装效应改变了喷流噪声周向的频谱特性；安装效应降低了喷流噪声低频段的噪声并导致高频噪声增加；安装效应对吊挂上方位置低频段噪声降噪量最大，其最高频谱降噪量为3.7dB；带吊挂锯齿型喷管对吊挂上方喷流噪声影响较小，但是会降低吊挂下方和侧面的低频段噪声，其中对吊挂下方低频段噪声降噪量最大，频谱降噪量最大约1.3dB；锯齿型喷管对侧面位置的高频噪声影响最大；吊挂的安装效应对喷流噪声远声场总声压级指向性影响不大。

三维机翼气动结构多学科优化方法

徐兆可, 夏健, 高宜胜

2018, 33(5): 1065-1075. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2018.05.006

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1231

1410

摘要:
采用Euler方程、连续伴随优化方法、自由形面变形技术（free-form deformation,FFD）以及一种四边形线性壳单元模型对三维机翼气动结构多学科优化方法开展了研究。目标函数为阻力系数和机翼翼盒结构质量的加权和,设计变量为FFD控制点以及10段蒙皮的厚度。气动方面升阻力系数对设计变量的梯度由伴随方法求得,结构方面翼盒质量对于蒙皮厚度的梯度可直接计算,应力的梯度采用有限差分方法获得。对跨声速大展弦比机翼进行气动结构多学科优化,并将该计算结果与机翼气动单学科优化设计后的静气弹计算结果进行对比,结果表明：该气动结构多学科优化方法能够在满足约束条件下,实现阻力系数和翼盒质量同时降低,保证优化结果的合理性。

边界层抽吸效应对分布式推进系统气动性能影响数值研究

崔容, 潘天宇, 李秋实, 张健

2018, 33(5): 1076-1083. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2018.05.007

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1479

1283

摘要:
为探究边界层抽吸（BLI）效应对飞机的气动性能影响，采用基于沿流线体积力模型的飞机/发动机一体化数值模拟方法对某分布式推进系统进行了计算和分析。结果显示，BLI效应主要影响飞机中心体部分及发动机外整流罩的气体流动，对翼身融合体（BWB）的融合段及外翼段的升阻力影响较小。保持飞行条件和飞行攻角不变，飞机的升、阻力系数均随着无量纲化的发动机流量增加而增大，存在最佳无量纲化的发动机流量对应最大升阻比。发动机的安装位置直接影响机身表面的局部超声区和整流罩外的激波分布，布局在机身尾缘处会获得更好的升阻比，最大升阻比对应的无量纲化的发动机流量为0.65。

基于剃齿啮合传动特性的剃齿刀优化设计

刘磊, 蔡安江, 耿晨, 李文博, 刘立博, 王妍

2018, 33(5): 1084-1092. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2018.05.008

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1077

1124

摘要:
针对剃齿齿形“中凹”误差问题，构建了剃齿啮合分析模型，研究不同重合度对剃齿啮合传动特性的影响，以此提出一种剃齿刀优化设计方法。通过剃齿试验得出不同重合度的剃齿啮合传动特性对齿形“中凹”误差的影响规律，从而验证剃齿刀优化设计方法的正确性。结果表明：适当的增大重合度能一定程度上减小剃齿啮合传动误差和瞬时传动比的曲线幅值，但继续增大会导致曲线局部振荡，使得传动更加不平稳，形成明显的齿形“中凹”误差；不同重合度的剃齿啮合状态引起的接触变形才是影响剃齿传动性能的主要因素；剃齿啮合传动性能越好，工件齿轮形状偏差及总偏差也越小；基于剃齿啮合传动特性的剃齿刀优化设计能有效地减小齿形“中凹”误差。

高速低温动静结合型机械密封结构优化及运转试验

张国渊, 陈国忠, 赵伟刚, 张谊

2018, 33(5): 1093-1102. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2018.05.009

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1120

1373

摘要:
在分析高速涡轮泵轴端非接触动静结合型机械密封所处的高速、低温、高压力、低黏度介质润滑等极端工况基础上，发展了考虑密封副固体、被密封流体、弹性补偿支撑单元等在内的热、流、固、力耦合的密封综合性能求解模型。基于此模型，完成了对处在低温、低黏度润滑介质下的机械密封运转性能的分析及关键结构参数的优化，优化的目标为密封承受载荷力W和泄漏量Q为最大及液膜产生的功耗（或温升）较小。以优化后的密封样件开展了低温液氮模拟介质运转试验，考察优化后密封在低温条件下的快速启动特性和摩擦特性。结果表明：低温高速工况下的密封外人字槽和内螺旋槽组合结构的槽数为30、槽深为3μm为一类优化结果，低温运转试验表明正常工作时端面摩擦因数为0.14。

高速角接触球轴承腔内气液两相流模拟分析

刘红彬, 刘公平, 王海洋, 李云彬

2018, 33(5): 1103-1111. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2018.05.010

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1257

1190

摘要:
基于轴承腔内气液两相流流动模型,采用VOF方法和MRF模型对高速角接触球轴承简化模型内润滑油的流动特性进行数值计算,获得腔内速度、压力以及润滑油分布情况。分析轴承转速和润滑油进口流量等参数对油液体积分数的影响,以及轴承腔内润滑油的流动轨迹和润滑油进入腔内的影响机理。结果表明：轴承高速转动阶段,润滑油在滚动体和保持架的搅动作用,在腔内局部形成漩涡不利于润滑油的流动；轴承腔内两相流场的环间压力具有周期性特点,喷射润滑油很难穿过环间压力进入腔内；腔内油液体积分数随轴承转速的升高而降低,随供油量的增加而增加,呈非线性关系；喷射角度对环间油液体积分数和滚道油液体积数的影响很大,选择合适的喷射角度能够得到更好的润滑效果。该研究结果对高速轴承润滑设计提供了一定的参考依据。

行星齿轮箱耦合调制振动信号分离与故障诊断

陈伟, 王友仁, 孙灿飞, 孙权, 王俊

2018, 33(5): 1112-1120. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2018.05.011

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1311

1188

摘要:
针对故障状态下行星齿轮箱振动信号通常表现为稳态调制和冲击调制成分耦合问题,建立不同求解模型,提出耦合调制振动信号分离方法。应用稀疏全变分模型实现冲击调制成分分离,采用改进的非对称惩罚函数,根据峭度系数与方均根系数指标构建正则化参数优选策略,采用受控极小化(majorization-minimization, MM)方法进行模型求解；采用基追踪实现稳态调制成分分离。试验结果分析表明：该方法在噪声D为0.15的信号中能快速分离出微弱冲击调制成分,算法迭代次数少、收敛效果好。

气固热耦合对微尺度气浮轴承微振动的影响

柴辉, 龙威, 杨绍华, 雷基林, 毕玉华

2018, 33(5): 1121-1129. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2018.05.012

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1187

1034

摘要:
基于气体润滑理论和稀薄气体动力学，结合边界滑移和气固热耦合分析技术，研究考虑温度影响引起的气浮轴承气膜局部变形问题对气旋与微振动的影响。研究结果表明：气膜的最大形变量随温度升高呈线性增长；考虑热耦合的气旋移动速度要明显小于传统数值分析方法所得结果，且耦合条件下不同工作温度对气浮轴承微振动的影响也不相同；结合实验可得，随温度的升高，微振动强度逐渐降低，但温度升高并不改变其固有频率；不同气体环境影响着气旋的移动速度和微振动强度，其中分子数大小起主要影响作用。实际工作过程中应充分考虑环境因素带来的影响以减小微振动。

非对称载荷下TC17合金超高周疲劳试验

刘汉青, 刘亮, 黄志勇, 王清远

2018, 33(5): 1130-1135. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2018.05.013

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857

560

摘要:
通过试验研究了110Hz和20kHz两种频率正弦式非对称载荷作用下TC17合金材料的疲劳失效行为,结果表明：载荷频率对TC17合金的疲劳强度和疲劳失效机理影响不明显,两种频率载荷作用下TC17合金的疲劳失效均存在表面诱发疲劳失效和内部诱发疲劳失效。表面诱发的疲劳失效主要是由循环载荷作用下试样机械加工缺陷和表面滑移所导致的,内部诱发的疲劳失效主要是由于材料初生α相在非对称循环载荷作用下发生解理断裂而导致的,失效形式的不同使得材料的应力-疲劳寿命（S-N）曲线呈双线性。萌生于TC17合金试样内部的疲劳裂纹可分为3个阶段：初生α相的解理断裂阶段、短裂纹扩展阶段和长裂纹扩展阶段。由裂纹萌生区特征可以确定室温条件下,应力比为0.1时,TC17合金疲劳长裂纹扩展门槛值为3.3MPa·m1/2。

基于鬃毛摩擦理论的环形橡胶减振器动态迟滞特性模型

李峙岳, 朱如鹏, 李苗苗

2018, 33(5): 1136-1143. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2018.05.014

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776

530

摘要:
对环形橡胶减振器的动态特性进行了理论建模。综合考虑材料的高弹特性、频率相关动态特性以及摩擦相关动态特性,并将形状因素的影响考虑在内,提出了一种基于鬃毛摩擦理论的描述减振器动态迟滞特性模型。比较以往的基于库仑摩擦理论的模型,该模型具有对摩擦速度依赖特性的描述能力,且能够预测摩擦应力在零速附近的非线性特征,使得拟合出的动态迟滞特性曲线具有很多微小的波浪特征。开展了测量减振器径向动态迟滞特性的试验,试验结果表明:环形橡胶减振器的实际动态迟滞曲线并非光滑的椭圆环,而是具有很多细微波浪的近似椭圆环,且在激振频率偏高时,波浪特征相对明显,验证了基于鬃毛摩擦理论的理论模型与实际情况的规律和趋势一致、特征相似。

篦齿封严结构气弹稳定性数值分析

王能茂, 王延荣, 田爱梅

2018, 33(5): 1144-1150. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2018.05.015

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800

603

摘要:
针对航空发动机中篦齿封严装置的气弹稳定性问题，用所发展的气弹稳定性分析的能量法，考查了两种不同的篦齿封严结构模型的颤振特性，对比分析了在不同节径振动下的气动功分布和模态气动阻尼比。结果表明：能量法可以用于预测篦齿封严结构的气弹稳定性，通过数值计算给出了改进前后篦齿封严结构低阶振动模态的气动功和模态气动阻尼比，改进后的篦齿结构在2节径振型下不再发生颤振，说明改进后的结构比改进前的气弹稳定性更好。

FGH97粉末高温合金缺口试样小裂纹闭合特性数值模拟

胡晨, 魏大盛, 王延荣

2018, 33(5): 1151-1157. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2018.05.016

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724

563

摘要:
采用有限元方法研究了FGH97粉末高温合金缺口试样小裂纹的塑性诱导裂纹闭合效应，分析了网格单元尺寸、缺口形式及外载大小、应力比和本构模型对裂纹闭合的影响，同时采用Walker公式计算裂纹扩展速率，并和试验结果进行对比以考察有限元方法的准确性。结果表明：当前塑性区尺寸大于10倍裂纹尖端网格单元尺寸时，裂纹闭合程度会趋于收敛；缺口形式在裂纹闭合未稳定前会产生影响，外载荷将决定闭合程度的稳定值；应力比的增大会降低裂纹闭合程度直至消失；相对于理想弹塑性本构模型，多线性弹塑性本构模型对网格的依赖性较低。缺口试样小裂纹扩展试验结果表明：考虑裂纹闭合效应之后，裂纹扩展速率计算结果与试验符合良好。

基于UG、Workbench平台航空发动机多盘转子结构自动优化方法

张坤, 陆山

2018, 33(5): 1158-1164. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2018.05.017

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843

573

摘要:
目前对航空发动机转子优化设计多限于单盘优化,且优化需要借助人工调整再优化。基于航空发动机转子优化设计常用软件平台数据交流方便和减少人工调整的考虑,提出了基于UG、Workbench平台航空发动机多盘转子结构自动优化方法。首先基于UG平台,对多盘转子结构进行参数化几何造型,借助生成的标准化模板,便于减少建模工作量及对同类盘的优化。然后基于Workbench平台,借助脚本语言（APDL、Python）二次开发完成对多盘转子结构状态变量提取,及自动优化流程控制。算例结果表明,在满足几何、强度要求条件下,优化后多盘转子结构质量减少了33%,应力分布更为均匀,且验证该方法具有良好的稳定性及精度。

凸起数对各封严结构封严效率影响的实验

王鸣, 邬泽宇, 罗翔, 胡彦文, 曹楠

2018, 33(5): 1165-1172. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2018.05.018

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761

580

摘要:
实验用二氧化碳体积分数测量法研究了凸起数目的变化对盘腔内各参数（静压、总压、封严效率）的影响，目的是获得不同封严结构的封严效率和最小封严流量随凸起数目的变化规律。实验在主流雷诺数和旋转雷诺数为一定范围内，测量了不同封严流量下的参数。结果表明：在实验工况范围内，凸起的数目变化对腔内的静压影响较小，靠近封严环的静压变化几乎可以忽略；而总压和封严效率都和凸起数目成正比，但不同封严结构的变化程度有所不同。从整体上看，径向封严结构效率的提升最明显，轴向封严和静盘双齿封严改善较小。平均每增加一个凸起，三种结构所需的最小封严流量分别可以减少0.96%、0.30%、0.28%。此外，安装了凸起后，旋转雷诺数对封严效率的影响也会更加明显。

宽高比及表面粗糙度对矩形微尺度通道流动特性的影响

高超, 朱志冰, 李海旺

2018, 33(5): 1173-1177. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2018.05.019

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709

538

摘要:
实验研究了不同宽高比矩形金属微尺度通道的流动特性,并与硅通道对比来探究表面粗糙度的影响。金属微尺度通道宽为0.4mm,通道宽高比分别为0.50、0.67、和1.00,相对表面粗糙度范围为0.1609%~0.2145%。硅通道宽度及高度都为0.4mm,相对表面粗糙度为0.00325%。实验工质为空气,实验的雷诺数范围是250~3000。实验结果表明：在粗糙微尺度通道会发生转捩提前,并且转捩雷诺数随着宽高比增大而减小。在层流区,微尺度矩形通道摩擦因数随着雷诺数增大而减小,在转捩区出现明显增大后再减小。表面粗糙度很小时,未发现转捩提前现象。

轴向通流旋转盘腔换热特性

曹楠, 窦志伟, 罗翔, 徐国强

2018, 33(5): 1178-1185. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2018.05.020

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725

580

摘要:
针对航空发动机压气机盘腔中流动与换热现象,采用该实验的方法对等温轴向通流旋转盘腔进行研究。通过对比不同工况下局部努塞尔数和平均努塞尔数的变化情况分析旋转腔中各力对流动与换热的影响,并总结努塞尔数与各无变量参数的经验公式。结果表明：盘腔内流动与换热主要由哥氏力、惯性力与离心力控制。腔内流动区域可划分为低半径位置惯性力占主导地位的惯性对流区与高半径位置哥氏力占主导地位的旋转对流区。轴向通流流量增大使惯性力增大,转速增高使哥氏力增大。惯性力与哥氏力的增加都会增强换热,两个力对彼此对换热的影响有削弱作用,两个力的综合作用使不同工况中不同半径位置的换热变化情况不同。平均努塞尔数与局部努塞尔数随变量的变化情况基本一致。

流量突变条件下煤油流动与对流传热特性实验

张永江, 仲峰泉, 邢云绯, 张新宇

2018, 33(5): 1186-1192. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2018.05.021

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757

623

摘要:
对流量突变条件下RP-3航空煤油的圆管流动与传热过程进行了实验研究。燃料流动与传热实验是在超临界压力为3MPa、燃料温度为300～650K、雷诺数为3000～60000范围内进行的。实验同步测量了圆管煤油温度、壁温、油压的沿程分布，并应用基于动量与能量守恒的非定常控制体分析方法，获得了航空煤油壁面摩阻系数与传热努塞尔数的分布。实验结果表明：当煤油温度未超过临界值（约650K）、处于过压液态时，该实验条件下的入口流量的突增或者突减过程对摩阻系数与努塞尔数的影响很小。

周向布局对高负荷串列叶栅性能的影响

单树军, 侯安平, 李剑雄, 刘若阳, 张明明

2018, 33(5): 1193-1203. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2018.05.022

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973

591

摘要:
为研不同周向布局下串列叶栅各排性能变化的机理，按扩压因子大小分布设计了一系列串列叶栅，每组串列叶栅进行6种周向布局计算分析；而后对一组串列叶栅前后排叶片积叠轴分别进行了弯曲处理，研究沿展向非均匀周向布局对串列叶栅性能的影响。研究结果表明:周向布局可以改变叶栅通道扩张规律从而改变流场压力分布。随着周向偏距增大，前排负荷增加，后排负荷降低。增大周向偏距可减小串列叶栅前后排损失，T5算例中80%周向偏距方案相对原型损失减少51.3%。前排叶栅决定了串列叶栅可用攻角范围，并且随着周向偏距增大，串列叶栅的可用正攻角增加。随着周向偏距增大，后排叶片端区分离会减小。串列叶栅整体正弯减小14.5%的总压损失系数。采用单独前排反弯或者单独后排正弯分别减小了15.6%和55.2%的总压损失。

局部及全叶高合成射流对高速压气机静叶栅流场结构的影响

秦勇, 宋彦萍, 陈浮, 刘华坪

2018, 33(5): 1204-1214. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2018.05.023

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746

616

摘要:
数值研究了合成射流控制高速压气机静叶栅吸力面角区分离,对比分析了不同射流结构对叶栅内流场结构及气动性能的影响。研究结果表明：合成射流通过周期性地吹气和吸气推迟角区分离、降低总压损失,由于吹气和吸气阶段的作用效果不同,使得叶栅出口损失系数的改善效果呈现出周期性波动。合成射流对通道涡以及角区二次流的有效控制是其取得良好控制效果的关键,当冲角为2°时,局部、全叶高方案最大可使总压损失系数分别降低22.2%和23.8%。由于局部叶高方案无法控制叶展中部的流动,造成该区域的尾迹损失增大,从而导致其流动控制效果弱于全叶高方案。两种射流结构都具有良好的变工况适应特性,全叶高方案在大冲角时逐渐体现出其优势,当冲角为4°时,总压损失系数的改善幅度相比局部叶高方案提高了2.8%。

高压涡轮封严冷气对主流气动性能的影响

张伸展, 温风波, 赵志奇, 崔涛, 王松涛

2018, 33(5): 1215-1225. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2018.05.024

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711

527

摘要:
为研究涡轮轮毂封严结构的加入对高压涡轮主流流动的影响,运用数值模拟方法,对无封严冷气喷入的原型和四种封严结构下一级涡轮动静叶的主流流动特性进行细致研究。为保证数值计算的准确性,进行了网格无关性分析和数值方法可靠性验证。研究结果表明：封严结构的加入会降低涡轮动叶效率和级功率,封严冷气射入主流后,冲击主流边界层内的流体,使得局部区域流动发生改变。主流在封严出口处发生流动分离,增大了静叶能量损失,同时影响静叶和动叶流道中通道涡的发展,造成动叶端区流动结构的变化并引起掺混损失。覆叠封严具有的弯曲的封严内部结构,对主流气动性能影响较弱。

跨声速涡轮叶栅激波损失控制方法

董明, 葛宁, 陈云

2018, 33(5): 1226-1235. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2018.05.025

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688

504

摘要:
为了降低高负荷跨声速高压涡轮激波损失,发展了针对性的涡轮叶栅激波控制方法。针对吸力侧激波,提出可控膨胀设计概念,结合基于曲率的叶型设计方法,通过调整吸力面曲率分布以控制气流膨胀力度,减小了尾缘激波前马赫数,有效减弱了吸力侧激波强度和叶栅出口压力不均匀程度。针对压力侧激波,发展了消波设计方法,在吸力面的激波作用区域设计一鼓包型线,利用鼓包迎风面压缩波的预增压作用和外凸面膨胀波的消波作用,有效抑制了激波/边界层相互干扰,显著削弱了反射激波强度。可控膨胀设计和消波设计对叶栅尾缘两道激波的控制作用相互独立,可单独采用,当两种方法相结合时,吸力侧激波强度降低了29.66%,叶栅出口压力不均匀程度减小了29.28%,总压损失系数减小了12.11%。

航空活塞式发动机瞬态空燃比控制仿真研究

胡春明, 毕延飞, 王齐英, 仲伟军

2018, 33(5): 1236-1244. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2018.05.026

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699

474

摘要:
针对航空活塞式直喷发动机瞬态空燃比难以精确控制、动态超调大等问题,采用基于改进的粒子群优化算法和Elman神经网络(VPSO-Elman网络)的模型预测控制算法对发动机过渡工况空燃比进行控制。在实验数据的基础上,利用发动机建模软件AMESim建立发动机模型,在MATLAB/Simulink中建立VPSO-Elman空燃比预测模型控制系统,通过联合仿真检验控制系统的性能。结果表明:瞬态工况下,相比于比例-积分-微分（PID）控制,VPSO-Elman网络模型预测控制下的空燃比超调量可以减小约20%,回调时间缩短约75%；针对不同的节气门开度变化速率,VPSO-Elman控制器同样具有良好的控制效果。

轴向柱塞泵多学科融合建模与集成优化

吴小锋, 何亚峰, 黄志荣, 江炜, 冯春

2018, 33(5): 1245-1255. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2018.05.027

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745

515

摘要:
为了实现机液耦合条件下轴向柱塞泵的精确建模和优化设计，提出了轴向柱塞泵多学科融合建模与集成优化方法。以国产I3V2-10S型轴向柱塞泵为对象，分别建立了ADAMS机械系统模型和AMESIM液压系统模型，通过ADAMS和AMESIM之间的接口模块设计实现了柱塞泵机液耦合建模和联合仿真，并利用iSIGHT软件集成了该机液耦合模型，以该柱塞泵出口体积流量脉动率最小为目标，对配流副中吸排油节流口最大开口等效直径、吸排油闭死角、柱塞包角、吸排油预开口量等参数进行了优化设计。结果表明：在负载工况分别为10、14、18、22、26、30MPa时，优化后的泵出口流量脉动率比优化前分别降低了14.59%、18.57%、21.50%、23.44%、24.03%、25.49%，最后通过实验验证了仿真和集成优化数据的正确性。

带侵蚀效应的三维双燃速装药固体火箭发动机点火过程

白涛涛, 张泽远, 邢国强, 王虎干, 孙振华

2018, 33(5): 1256-1262. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2018.05.028

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636

463

摘要:
针对三维双燃速装药固体火箭发动机,采用商用CFD计算软件的用户自定义方程对点火瞬态过程中的侵蚀燃速、燃面温度、质量源项、动量源项、能量源项及点火器入口等进行了二次开发,并进行了考虑侵蚀效应的点火瞬态过程流场仿真计算,与地面点火试验内弹道数据进行了对比分析。结果表明：点火初期发动机头部的气流流动十分复杂,且头部压强随时间变化十分剧烈；堵盖打开会造成头部升压梯度振荡,并产生负升压梯度；仿真与试验结果符合较好,说明采用一维非定常固相传热方程计算三维燃面温度可以满足当前工程要求,计算方法正确有效。

低温液氮贮箱增压及排气流量控制方法

周振君, 雷刚, 王天祥, 轩志勇

2018, 33(5): 1263-1269. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2018.05.029

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752

487

摘要:
在对以液氮为工质的低温贮箱进行热分析的基础上推导了增压速率计算模型，并通过两种增压工况进行了验证。主要开展了直排模式、排气模式及并行模式下的气枕压力及蒸气排气流量的对比实验，通过后两者模式下的蒸气排放质量与直接排放相比，分析了压力控制带内单循环各个模式下热力排气系统（TVS）的效能，结果表明：采用低温蒸气节流的并行模式在蒸气排放质量和气枕降压速率上具有优于其他模式的明显优势，气相并行模式比直排模式质量减少97%。

寿命限制件概率失效风险评估材料缺陷数据模型

丁水汀, 潘博超, 李果, 王子尧

2018, 33(5): 1270-1280. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2018.05.030

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796

580

摘要:
从满足适航性要求的角度出发, 探索出一种获取典型钛合金材料缺陷（硬α夹杂）分布数据的方法,即以理论模型模拟钛合金轮盘的加工过程,利用加工过程中被检出缺陷的分布和无损检测检出率（POD）等相关数据,获得部件缺陷分布基线。提出满足适航要求的超声POD试验和金相切片试验方案,确定了试件规格数量、缺陷含氮质量分数及分布规律、超声检测方法、金相切片获取缺陷三维尺寸等关键技术,用以获取POD曲线和检出的缺陷等相关数据。利用以上数据通过理论推导和对数线性拟合获得部件缺陷分布超越数曲线。明确了材料缺陷的数据特点和适航要求，详细分析了模型试验参数的选取原则，提出了获取POD曲线和缺陷分布曲线的方法。该方法为航空发动机轮盘概率失效风险评估提供缺陷数据输入,以支撑国产发动机的适航取证工作。

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