航空动力学报

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张国渊, 梁茂檀, 郭进兴, 牛晓辙

2022, 37(2): 225-234. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20210017

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218

150

摘要:
为适应液体火箭发动机高速涡轮泵模拟运转需求，内啮合齿轮联轴器被设计作为涡轮快速起动过程运动传递的核心零部件；实际中联轴器前后两轴的不对中程度对试验转子动态性能产生了极大影响。构建了此类特定工程应用的内啮合齿轮联轴器刚度阻尼计算模型、多种不对中工况的表征方法及其附加力与力矩的求解模型、考虑不对中因素的联轴器-滚动轴承-双转子动力学分析模型，耦合上述模型数值求解得到了不对中参数对试验转子动力学性能的影响规律，包括临界转速、振动响应等，与文献对比完成了模型验证。结果表明：构建模型的动态响应误差小于15%；缩短联轴器和提高涡轮和试验转子同轴对中量可较好地降低系统的动力响应值，可有效地降低转子碰磨故障现象的产生，且其对双转子系统临界转速的影响较小，研究将为高速涡轮泵的设计和安全运行提供理论和试验参考。

双重失效模式下民用航空发动机高压涡轮叶片报废特性与可靠性分析

刘政, 谢立, 张继君, 龙长江, 江宽

2022, 37(2): 235-240. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20210007

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130

103

摘要:
基于某型民用航空发动机下发后观测涡轮叶片报废状态的双重失效模式，计算了高压涡轮（HPT）叶片由自新使用循环数（CSN）引起的报废率。并结合疲劳损伤累积理论，探究了叶片报废率与失效分布函数之间的关系，得到了涡轮叶片失效分布与寿命期望的计算方法。基于大量涡轮叶片的观测数据，拟合出涡轮叶片按CSN计的失效分布，研究发现：某型民用航空发动机在成熟期内，第1级高压涡轮叶片失效规律服从指数分布，而第2级服从可靠性统计中不常见的指数-指数分布。

基于主动失谐优化的叶轮瞬态加减速振动抑制

欧阳罗辉, 尚海, 毕庆贞

2022, 37(2): 241-250. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20210010

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100

84

摘要:
提出了一种基于主动失谐优化的叶轮瞬态加减速振动抑制方法。首先建立了瞬态加减速激励下的叶轮降阶模型，获得了表征失谐对瞬态振幅影响的失谐放大因子。然后基于降阶模型，采用蒙特卡洛仿真快速计算了一系列瞬态激励下失谐放大因子的概率密度分布，结果表明：失谐放大因子在大多数瞬态激励下受到随机小失谐的影响大于在稳态激励下受到的影响，且在快加速激励时对小量级的失谐更加敏感。采用基于遗传算法的智能优化方法获得了最优主动失谐。采用最优主动失谐后的叶轮在受到1%随机失谐后失谐放大因子的均值及标准差相比于无主动失谐时分别降低了25.6%和85.2%，因此优化得到的最优主动失谐能有效地抑制瞬态加减速振动，并具有良好的鲁棒性。

突加不平衡下发动机振动响应分析

赵璐, 廖明夫, 洪亮, 雷新亮, 李明, 王四季, 侯理臻, 邵增德

2022, 37(2): 251-262. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20210014

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173

168

摘要:
为了研究发动机的突加不平衡故障，建立了航空发动机低压转子模型，完成了转子实验器的模态校核。在此基础上对突加不平衡下实验器的转子件响应进行了理论分析与实验对比。进一步建立了转子-支承-机匣分析模型，完成了响应的分析与实验结果对比。结果表明：建立的转子-支承-机匣模型考虑了发动机实际运转过程中的角加速度项和挤压油膜阻尼器瞬态项，分析结果与实验结果相符，突加不平衡位置处振动位移响应的分析结果与实测结果之间的相对误差为2.1%。在校核转子件响应后，将转子件载荷作为支承-机匣模型的载荷输入，考虑发动机结构特征，建立支承-机匣模型进行响应分析，分析结果与实验结果基本一致，对于靠近突加不平衡位置的振动速度响应，其分析结果与实测结果之间的相对误差不超过4.7%。分析结果能够体现突加不平衡后转子响应的冲击特征和转子-支承-机匣响应层层减弱的过程，所建立的计算方法具有较好的推广性。

基于台架试验的涡轴发动机喘振发生位置规律

闫思齐, 李本威, 王永华, 张赟, 周鹏宇

2022, 37(2): 263-273. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20210085

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132

100

摘要:
为了探究某型涡轴发动机喘振发生位置规律，采集并分析了台架喘振试验时进气道、轴流压气机叶尖、轴流压气机出口和离心压气机出口的压力信号。采用连续小波时频变换对压力信号进行特征提取，以小波系数作为喘振信号特征，阈值为小波系数最大值的10%，结果表明：某型涡轴发动机的轴流压气机总是比离心压气机先发生喘振，喘振在轴向上由进气道向离心压气机传递的同时，在周向上也沿着压气机转子叶片旋转方向传递。对某型号发动机进行实时喘振监测时，监测轴流压气机能比监测离心压气机更早发现喘振，在后续某型涡轴发动机改型设计时，可增加轴流压气机的喘振裕度来提升整机防喘能力。

航空带垫卡箍刚度及阻尼特性分析与试验验证

刘学峰, 张源麟, 张德聪, 于涛, 高培鑫

2022, 37(2): 274-282. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20210078

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92

68

摘要:
研制了带垫卡箍刚度测试装置，分别对不同规格卡箍线刚度和扭转刚度进行了测量，并将卡箍刚度测量数值引入卡箍-管路系统有限元模型，通过管路固有特性数值计算与试验测试结果对比，误差在5%左右，验证了卡箍刚度参数的准确性。进一步搭建了卡箍阻尼测量系统，通过测量卡箍动态传递率，获得相对应的模态阻尼比，并将卡箍阻尼测量数值引入卡箍-管路系统有限元模型，得到的管路振动响应数值计算结果与试验对比，误差在30%左右，进一步验证了阻尼测量方法的有效性。该方法可以为航空复杂管路系统卡箍支撑的设计提供技术参考。

低雷诺数下高负荷轴流压气机表面粗糙度流动调控机制

程泓智, 王名扬, 周创鑫, 赵胜丰, 卢新根, 朱俊强

2022, 37(2): 283-295. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20210134

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129

89

摘要:
以某1.5级高负荷轴流压气机为研究对象，采用经过校核的数值模拟手段详细探究了低雷诺数下表面粗糙度对其气动性能及内部流场的影响。结果表明：相比于光滑叶片，表面粗糙度为137.8时压气机性能提升最为明显，总压比、堵塞流量以及峰值效率分别提升4.01%、2.24%、5.34%。在整个表面粗糙度大小范围内，表面粗糙度布置在吸力面前缘至50%轴向位置时对分离、转捩的调控效果较好，能够较大限度地提升低雷诺数下压气机的气动性能。表面粗糙度通过促进转捩、抑制层流分离以及改变速度和静压分布来改善压气机流场和气动特性，同时一定程度上恶化了后面级的级间匹配关系，造成静子叶根处分离提前，角区分离加剧，限制了压气机整体气动性能的进一步提高。

预旋对阻旋栅密封泄漏特性与动力特性影响机理

王小伟, 孙丹, 赵欢, 孟继纲, 张国臣, 周敏

2022, 37(2): 296-307. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20210018

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98

51

摘要:
应用非定常动网格技术，建立了阻旋栅密封多频椭圆涡动泄漏特性与动力特性求解模型，研究了周向含20、40个阻旋栅和40个加长型阻旋栅密封在不同预旋比下的泄漏特性与动力特性，并在实验验证数值模型准确性基础上，分析了预旋对密封进口流场，密封腔室旋流强度，周向压差及气流激振力影响，揭示了预旋对阻旋栅密封泄漏特性与动力特性影响机理。研究结果表明：阻旋栅密封突出特点在于抑制气流激振，对泄漏量影响不大，当预旋比λ₀为0.75，40个加长型阻旋栅密封泄漏量相比无阻旋栅密封降低了0.17%，这主要是预旋增大使周向气流流速增加，加剧了阻旋栅之间的涡流能量耗散现象；而阻旋栅数量增加有利于气流在阻旋栅之间的涡流能量耗散。阻旋栅密封交叉刚度随预旋比增大而增大，随阻旋栅数量或长度增加而降低；直接阻尼和有效阻尼随预旋比增大而减小，随阻旋栅数量或长度增加而增大。预旋比增大使密封腔室周向压差升高，气流激振力切向分力与径向分力增大，转子稳定性降低。

凹槽射流对袋型阻尼密封泄漏特性与动力特性影响机理

郭金道, 孙丹, 赵欢, 肖忠会, 孟继纲, 胡永

2022, 37(2): 308-319. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20210021

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80

53

摘要:
采用非定常动网格技术建立了袋型阻尼密封泄漏特性和动力特性多频椭圆涡动求解模型，在验证求解模型准确性的基础上，研究了压比、转速和凹槽位置不同时凹槽射流对袋型阻尼密封泄漏特性与动力特性的影响，分析了袋型阻尼密封轴向与周向的流速和压力分布特性，揭示了凹槽射流对袋型阻尼密封泄漏特性和动力特性的影响机理。研究表明：凹槽射流增强了袋型阻尼密封直通效应，削弱了基本腔室内气流动能的耗散作用，增大了泄漏量，当压比由2增至6.9时，相比无凹槽袋型阻尼密封，有凹槽袋型阻尼密封泄漏量增大11.75%~12.67%。凹槽射流可减小袋型阻尼密封交叉刚度，增大直接阻尼和有效阻尼，且转子低频（频率小于120 Hz）涡动时效果更显著；凹槽射流可抑制下游腔室内气流的周向流动，降低周向压差，使周向压力分布更均匀，提高转子稳定性；凹槽结构参数相同时，基本腔室出口密封齿周向二等分点为最佳凹槽位置，此时袋型阻尼密封具有最小交叉刚度、最大直接阻尼和有效阻尼。

基于能量等效的直齿锥齿轮时变啮合刚度计算

陈思宇, 谭儒龙, 郭晓东, 张卫青, 舒锐志

2022, 37(2): 320-329. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20210095

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84

65

摘要:
针对直齿圆锥齿轮啮合刚度的计算问题，从微元思想出发，将变截面齿廓划分为若干等截面微段齿段，基于能量等效建立微段齿段啮合刚度计算模型，并利用积分方法获得单齿啮合刚度。此外，基于力平衡和变形协调条件进一步提出了齿轮时变啮合刚度计算模型，同时根据几何关系导出了相应传动误差计算式。利用有限元分析对解析计算模型进行了验证，并分析了误差来源。结果表明：利用该模型不仅能够将直齿锥齿轮啮合刚度计算精度保证在2%以内，还达到了快速求解的目的。

航空发动机主轴轴承状态监测研究现状与发展趋势

刘朋, 王黎钦, 张传伟, 郑德志

2022, 37(2): 330-343. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20210083

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202

194

摘要:
航空发动机主轴轴承承受着高温、高速、重载、贫油、断油等极端工况，其疲劳、磨损等失效问题严重影响发动机的可靠性。因此，对航空发动机主轴轴承的使用状态进行有效精确监测极为重要。对航空发动机主轴轴承工况特点、主要失效模式和失效机制进行了梳理；针对主轴轴承的状态监测方法和技术，总结并对比分析了现有主轴轴承振动、滑油状态、声音、声发射、温度等监测方法的优势与不足；讨论了基于多传感器信息融合的主轴轴承状态监测方法及技术特色。结果表明：主轴轴承的材料、结构特性等对传感器输出信号的影响，传感器结构的微型化、无线化，高效的多传感器信息融合与决策方法，以及物理模型与数字模型的数据交互将成为主轴轴承状态监测未来主要的研究方向。

不同工况下高速角接触球轴承-刚性转子系统动力学耦合特性分析

陈世金, 王瑞祥, 陈晓阳, 顾家铭, 刘朝霞

2022, 37(2): 344-355. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20210082

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102

108

摘要:
根据建立的高速角接触球轴承-刚性转子系统动力学数值仿真模型，以某仪表轴承支承的转子系统为算例，分析了考虑转子振动与否对系统动力学性能的影响，并详细探究了轴向载荷以及转速对转子振动、轴承内部载荷分布及旋滚比、保持架的受力和质心运动以及磨损情况的影响。结果表明：考虑转子振动时，在纯轴向载荷下，轴承各位置处的球载荷也会存在差异，且保持架质心运动包含内圈频率，运动稳定性变差；随着轴向载荷的增大，转子振动逐渐减弱，轴承打滑减小，但由于轴承球载荷的增大，内、外圈滚道磨损呈现先减小后增大的趋势，并在轴向载荷为4 N时磨损最小；保持架稳定性和磨损则均随着轴向载荷的增大而增大；随着转速的增大，转子振动加强，内、外圈沟道及保持架磨损均加剧，保持架稳定性先增强后减弱，且在转速达到40 000 r/min后，轴承磨损和保持架稳定性急剧恶化。

基于单扇区燃烧室试验的热声模拟方法研究及验证

高贤智, 王雄辉, 冯晓星, 鄂亚佳, 何沛

2022, 37(2): 356-365. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20210117

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99

67

摘要:
利用自主开发的热声网络模型研究了不同试验工况、出口边界条件、入口测量段长度对单扇区燃烧室试验台燃烧不稳定性的影响，并与试验结果进行了对比分析。结果表明：声学网络模型准确预测了不同试验工况的失稳频率。预测失稳频率与试验失稳频率相差±10 Hz以内，误差在2%以内。前期单扇区燃烧室试验表明，当入口测量段为0.4 m时，发生燃烧振荡，当入口测量段为0.25 m时，未发生燃烧振荡。数值模拟表明只有当入口测量段长度在0.35~0.44 m之间时，才会激发自激燃烧振荡，这很好地解释了上述试验结果。

基于AMESim的液氮供给系统液击仿真

张伟, 孙德文, 陈万华, 高荣, 陈建业, 谢军龙

2022, 37(2): 366-374. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20210098

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125

83

摘要:
基于系统级仿真平台AMESim，建立了大型低温风洞（CWT）液氮供给系统（LNSS）的动态仿真模型。实验对比结果显示，仿真结果的平均误差在6.8%以内，验证了模型的准确性，并进一步对比开展了喷嘴瞬时全关和喷嘴有序关闭两种典型工况下的液击分析。结果表明液击模型能够较好地反映管路系统中的液击过程。喷嘴瞬时全关工况下，液击峰值压力可达2.98 MPa；而当喷嘴分四组有序关闭时，液击峰值压力能有效降低，峰值压力为2.3 MPa且出现在最后一组喷嘴关闭时。同时，傅里叶分析（FFT）表明液击发生时压力波动存在一定周期性，且由多种频率组成，但喷嘴关闭模式对频率几乎没有影响。仿真研究结果可为大型低温风洞液氮供给系统提供设计校核和安全运行支撑。

液面三维面型测量技术综述

周文俊, 冯诗愚, 李超越, 彭浩, 潘俊

2022, 37(2): 375-382. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20210090

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71

43

摘要:
综述了目前被用于液体液面三维重建的光学测量方法，目的是将光学三维测量方法用于飞机燃油箱中来测量油箱油位和燃油晃动时液面的三维形态。主要介绍了立体视觉匹配法、条纹分析法和条纹放置法的基本原理，简述了3种方法在测量液面面形的应用场景和发展现状，分析了3种方法在不同场景使用时的优劣。总结和归纳了液面面型测量技术目前面临的挑战，包括了对透明液体液面三维面型测量研究相对较少、传统三维测量方法无法直接使用、求解速度是否能达到实时动态测量，表明了光学三维测量技术应用于飞机燃油箱油位测量和油面检测将朝着更加快速、精确和智能的方向发展。

基于椭圆积分的单支点半柔壁喷管大挠度成型半解析求解与验证

尉成果, 张志利, 赖欢, 陈万华, 陈振华, 聂旭涛

2022, 37(2): 383-390. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20210081

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66

42

摘要:
为提升跨超声速风洞单支点半柔壁（SJSF）喷管分析精度和效率，发展了基于椭圆积分的柔性壁板大挠度变形半解析求解方法。以0.3 m低温风洞单支点半柔壁喷管为研究对象，建立型面组件力学模型，基于欧拉梁理论推导柔性壁板型面曲线的微分方程，给出了椭圆积分的表达形式。利用Maple软件编制了计算程序，并以此针对马赫数为1.15和1.3两种工况，开展柔性壁板大挠度变形的半解析求解，得到了变形型面坐标和结构等效应力曲线。通过对比有限元（FEM）仿真结果以及实验测量数据，结果表明：基于椭圆积分的求解结果与其他两种结果均能良好吻合，型面坐标最大偏差分别为喷管出口高度尺寸的0.18‰和0.32‰，结构等效应力最大相对误差小于10%，椭圆积分求解耗时仅为有限元仿真的11.2%。

出口宽高比及旋流角对双涵道S弯喷管温度分布的影响

孙鹏, 周莉, 王占学, 史经纬

2022, 37(2): 391-403. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20210149

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90

64

摘要:
采用数值方法研究了出口宽高比及旋流角对基于真实排气混合器构型的双涵道S弯喷管内/外流场温度分布的影响。结果显示：在圆转方弯曲构型的作用下，波瓣混合器及尾锥诱导产生的流向涡在第二弯通道及等直段内部卷吸着热流冲击S弯喷管壁面形成“热斑”。在完全遮挡高温部件准则的约束下，随着出口宽高比的增加，S弯喷管壁面的“热斑”温度先增大后减小，当出口宽高比为5时，壁面“热斑”温度最高，相比喷管基准模型增加1.3%。而出口宽高比的增加导致喷管出口下游尾焰的长度逐渐缩短。随着旋流角的增加，喷管下壁面的“热斑”温度先减小后增大，旋流角为10°时达到最小值，壁面温度峰值相比无旋流角工况降低15.9%。而旋流角增加导致喷管出口下游尾焰的宽度逐渐增大，长度逐渐缩短。

射流预冷对涡扇发动机控制计划的影响及验证

董海滨, 商国军, 郭迎清

2022, 37(2): 404-408. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20210806

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115

105

摘要:
射流预冷（MIPCC）会导致发动机共同工作线会发生改变，进而影响发动机的工作特性。通过分析射流预冷对双转子涡扇发动机部件和整机的影响，特别是射流预冷对高低压转子转差的影响，掌握了射流预冷对控制计划的影响特性，在此基础上完善了相关控制计划，并通过试验验证了控制计划的有效性，结果表明：发动机低压转子转速控制静差由2.6%减小为0.49%，节流状态到中间状态低压转子转速阶跃量由4.92%减小为1.46%，实现了发动机的性能及试验安全。

基于NN-PSM的航空发动机机载自适应稳态模型

项德威, 郑前钢, 张海波, 陈铖, 房娟

2022, 37(2): 409-423. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20210138

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151

84

摘要:
为建立一种适用于大包线、变状态的高精度、高实时性航空发动机机载自适应稳态模型，提出一种基于神经网络和推进系统矩阵相融合（NN-PSM）的机载自适应稳态模型建模方法。该方法基于小偏差线性化方法对发动机进行线性化来提取推进系统矩阵，用于表征机载模型与发动机之间的输出偏差量。基于神经网络建立发动机基线模型，用于映射飞行条件与发动机输出量之间的关系，利用神经网络的强拟合能力提高机载模型的稳态精度；设计卡尔曼滤波器实时估计发动机健康参数，提高模型的自适应能力。在大包线、变状态的飞行条件下进行仿真验证，并与传统的复合推进系统模型（CPSM）进行对比，结果表明：NN-PSM模型的平均精度在0.66%以内，而CPSM的平均精度为2.07%以内，运行时间仅为CPSM的1/10，且具有数据存储量少的特点。

不同延伸段压力分布的双钟形喷管设计

刘亚洲, 李平, 陈宏玉, 杨建文, 陈一丹

2022, 37(2): 424-432. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20210096

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80

54

摘要:
针对不同延伸段压力分布的双钟形喷管，采用特征线法，分别对最大推力、等压分布及等逆压梯度分布的延伸段型面开展了设计，通过仿真手段对设计方法进行了校验，并对不同延伸段压力分布的双钟形喷管工作过程开展了研究。结果表明：最大推力及已知壁面压力的反设计方法能够实现特定压力分布的延伸段型面设计。延伸段逆压梯度分布的双钟形喷管能够在小于发动机起动时间内完成工作模态转换，而延伸段顺压梯度和等压分布构型的模态转换时间较长。相较于最大推力型面，延伸段逆压梯度分布的双钟形喷管存在一定性能损失。当延伸段压升幅值为0.001 5倍的燃烧室压力时，双钟形喷管平均比冲下降了0.44%。

点火药量对双脉冲固体火箭发动机点火过程影响

夏定国, 许桂阳, 魏志军, 章玮奇

2022, 37(2): 433-442. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20210131

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86

55

摘要:
为了确定第二脉冲点火药量对双脉冲发动机点火过程的影响规律，以某双脉冲固体火箭发动机为模型，采用轴对称非定常Navier-Stokes方程和标准k-ε湍流模型，对第二脉冲点火过程进行了仿真，研究了点火装置工作持续时间和点火燃气流量对于点火延迟的影响。研究结果表明：点火燃气流量相同时，增加点火装置工作持续时间可以有效减小第二脉冲点火延迟，该点火延迟存在一个极限值即最小点火延迟。不同点火燃气流量对应不同的最小点火延迟，点火燃气流量越大，最小点火延迟越小，两者之间存在着负指数关系。在设计第二脉冲点火药量时，自由容积应选取为第一、二脉冲自由容积之和更加合理。

符合适航认证要求的燃油温度计算方法

张瑞华, 刘卫华, 刘文怡

2022, 37(2): 443-448. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20210008

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123

88

摘要:
基于适航认证需要，以某型飞机中央翼油箱隔舱在规定工况下实测的燃油温度变化曲线为输入条件，借助于MATLAB多项式分段拟合功能，获取了各个阶段燃油温度变化规律的高阶函数表达式；采用Monte Carlo评估模型中规定的指数衰减方程来表征燃油温度变化规律，其中环境总温（TAT）由评估模型中所指定方法获取，平衡温差和时间常数由改进后的遗传算法反演得出；将反演得到的平衡温差和时间常数输入Monte Carlo评估模型并开展计算，比较了计算所获的温度数据与实测的多项式拟合数据，结果表明：两者变化趋势完全一致，各时刻的温差均不超过1.67 K，整个航段燃油温度的计算值和实测值平均差约为0.050 1 K；且在误差值较大的阶段，程序计算值均高于飞行实测值，满足适航标准的相关要求。所提出的时间常数和平衡温差反演方法科学可信，它较好地解决了当前适航认证中的瓶颈问题，可有力地支撑大飞机适航认证工作的顺利开展。

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