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2024年  第39卷  第10期

结构、强度、振动
面向工程设计的热障涂层寿命预测方法
荆甫雷, 唐诗白, 温泉, 杨俊杰, 胡殿印, 范学领, 张涛, 吴坚
2024, 39(10): 20220853. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220853
摘要:

针对带热障涂层涡轮叶片的工程设计需求,发展了一种热障涂层寿命预测方法。根据热障涂层系统的受载特征,建立了能够高效求解涂层各层关键力学行为的降维力学模型。通过热障涂层模拟件在经历高温长时氧化、热疲劳载荷后的剥落抗力测试,获取了涂层界面损伤的演化规律。在此基础上,对涂层总损伤进行解耦,建立了氧化-力学耦合损伤模型,提升了涂层损伤与剥落寿命的预测精度。基于上述理论模型,开发了可与现有构件设计流程相集成的热障涂层损伤分析与寿命预测软件工具,并进行了涡轮叶片算例验证。结果表明:上述方法对于热障涂层整个损伤演化过程的预测误差在±10%以内。

金属海绵阻力特性数值计算
张丽芬, 葛鑫, 胡兴龙, 韦瑞荣, 余邦拓, 刘振侠
2024, 39(10): 20220638. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220638
摘要:

采用体心立方结构和Kelvin结构重建金属海绵的胞体结构,分析比较了单相流和两相流下金属海绵内部阻力、不同切角时金属海绵内部阻力。结果表明:①体心立方结构能够达到的孔隙率e的范围为68.01% < e < 98.01%;而Kelvin结构能够达到的孔隙率的范围为72.1% < e < 98.7%;②油滴质量分数为9.1%、进口速度小于20 m/s时,两相流计算的压降比单相流计算的压降高约5%;③切向角为30°的Kelvin结构金属海绵与实际金属海绵的阻力特性一致性较高,能够较好地表征金属海绵的阻力特性。

变温循环冷气对涡轮导叶寿命影响
陈英涛, 梁书伟, 艾延廷, 梁子键
2024, 39(10): 20220834. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220834
摘要:

为提高燃气轮机涡轮导叶的可靠性及其使用寿命,引入变温循环冷气的概念,以某涡轮叶片为例,开展了燃气涡轮叶片热冲击循环疲劳寿命研究,对燃气轮机涡轮导叶进行启-停循环载荷谱下的应力状态的三维流固热耦合有限元分析,针对叶片在变温循环冷气的热冲击应力变化规律,得到叶片在循环中的稳态与过渡态下的温度场、应力场分布,之后对各个计算工况下的叶片结构强度与疲劳寿命进行分析与评估。搭建试验台,对该型燃气轮机涡轮导叶进行定温冷气循环下的热冲击疲劳试验,与有限元分析结果进行比对,得到结论:三维流固热耦合有限元分析所得叶片应力较大区域为叶片尾缘及叶盆中部,与热冲击试验所得破坏区一致,通过改变冷气循环温度可有效地提高叶片热疲劳寿命。

航空发动机腐蚀敏感性试验系统研制
马平昌, 刘玥, 高飞, 芮鹏, 徐海博
2024, 39(10): 20220835. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220835
摘要:

针对航空发动机腐蚀敏感性试验需求,设计研制了基于新风进气、直通式布局形式的腐蚀敏感性试验系统,并介绍了系统关键设计要点,包括供气量确定、大流量加湿、盐雾注入混匀一体化、动态盐雾含量检测等。为了验证关键技术设计的有效性,进行了系统性能测试,测试结果表明系统性能在腐蚀敏感性试验各阶段均满足标准要求,其中流量静态控制精度可达±1.6%,动态控制精度在±4.6%以内;静态温度控制精度可达±0.5 ℃,发动机运转过程实际温度与设定温度最大偏差为2.2 ℃;试验中系统最大加湿量可达550 kg/h,在加湿度量最大的阶段湿度控制精度处于+3%~−5%以内,而在加湿量最小的阶段湿度控制精度可达±2%;供气盐雾含量处于(200±18) ppb以内,盐雾粒径分布于0.3~10 μm之间,供气截面盐雾均匀性基本可达±10%。

梁式管接头结构的稳健性优化设计
刘勇, 任新江, 闫方超
2024, 39(10): 20220868. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220868
摘要:

为了提高梁式管接头的密封性能,以梁式管接头的结构参数为设计变量,对其进行稳健性优化设计。首先建立了带有椭圆弧凹槽的梁式管接头的有限元模型;其次分别以密封接触表面两道密封的最大接触压力和接触面宽为密封性能的定量指标,建立2阶响应面模型,利用遗传算法对响应面模型进行多目标优化求解;最后在多目标优化模型上增加表征目标函数稳健性的灵敏度附加项,求解得到了梁式管接头稳健的设计参数组合,并通过有限元数值模拟验证了稳健性优化结果的有效性。结果表明:当椭圆长半轴为1.156 mm、椭圆短半轴为0.315 mm、第1道密封名义宽度为0.429 mm时,梁式管接头的密封稳健性更好,稳健性设计达到预期目标。

基于开裂能密度的柔性接头摆动疲劳寿命预测
张金尧, 任军学, 薛牧遥, 童悦, 郑庆, 汤海滨
2024, 39(10): 20220826. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220826
摘要:

为准确预测柔性接头的摆动疲劳寿命,将开裂能密度作为驱动弹性件疲劳裂纹扩展的损伤参量,借助材料的疲劳裂纹扩展试验和单轴拉伸疲劳试验建立了柔性接头的摆动疲劳寿命预测模型,并用有限元分析结果计算了柔性接头在12.3 MPa、6°摆角工况下的开裂能密度,进而对柔性接头的摆动疲劳寿命进行预测。结果表明:预测试验工况下柔性接头的摆动疲劳寿命为107次,实测寿命为120次,两者较为一致,且预测的裂纹位置和开裂平面与实际试验的失效位置较为吻合。模型预测柔性接头的摆动疲劳寿命与实测疲劳寿命之比为1/1.12,分布在2倍分散因子之内,满足工程疲劳寿命的预测要求。

航空涡轴发动机复杂转子叶片系统动力学特性研究
金淼, 王艾伦, 王青山, 尹伊君, 衡星, 张海彪
2024, 39(10): 20220739. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220739
摘要:

基于赫兹接触理论与数理统计相结合的方法,构建了含有弹性、弹-塑性、完全塑性的3个变形过程在内的端齿等效接触动力学模型。针对航空涡轴转子系统复杂的结构特征,采用有限元和哈密顿变分原理建立了含有接触效应的端齿连接结构在内的航空发动机复杂转子-叶片耦合系统的动力学分析模型,并通过与有限元结果对比验证了模型的有效性。在此基础上,研究了不同预紧力作用下耦合系统的固有频率、稳态响应以及瞬态不平衡响应特性。研究结果表明预紧力对端齿连接结构的接触状态影响非常明显,在预紧松弛状态下,其连接界面滑移会引起有效接触界面的抗弯刚度和抗扭刚度的减少,从而引起端齿连接刚度下降,同时在耦合系统的轮盘处x方向,扭转振动与叶尖弯曲方向处的瞬态和稳态不平衡响应的幅值有明显放大现象,而当预紧力设计范围为2.0×104~2.0×105 N,此时端齿连接结构近似等效于刚性连接。本文研究结果可为含有端齿连接结构的航空涡轴发动机轴向预紧力的设计提供了定量的参考依据。

联合载荷下燃油泵调节器声振特性分析
胡学满, 侯亮, 卜祥建, 周毅博
2024, 39(10): 20220849. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220849
摘要:

为了探究高集成燃油泵调节器在结构载荷和流体载荷联合作用下的动力学特性,比较其工作状态与非工作状态的响应差异。根据液压系统工作原理,建立液压模型,获得极限工况下燃油主要作用区域的压强。基于Ploymax法识别结构系统的阻尼,由响应控制原理和系统特征重构激励点载荷,并结合大质量法(large mass method, LMM)实现载荷形式的转化。利用声固耦合法求解组合边界下系统的模态和振动响应,采用间接边界元法(indirect boundary element method, IBEM)计算声学响应。研究表明:相比于非流固耦合结果,耦合自由模态变化程度小,考虑机匣振动及燃油预应力作用下的耦合振动噪声峰值响应在低频段明显降低,第一阶频率降低17.3%,该频率下最高噪声值降低约14.3 dB,600 Hz以后响应有增大趋势。

裂纹深度逐渐增加的转子动力学特性试验
韩冰, 刘占生, 何鹏, 颜培刚
2024, 39(10): 20220856. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220856
摘要:

对含有转轴裂纹故障的多盘转子系统振动特性进行测试。试验中采用精密线切割的加工方式在转子上由浅入深预制不同深度的裂纹,以此模拟实际工况下裂纹故障逐渐恶化的过程。测量裂纹转子升速阶段轴承座附近的振动位移信号,试验结果表明:相比于裂纹深度为转轴直径50%的情况,当裂纹深度达到转轴直径的60%时,临界转速处的1×响应峰值以及1/3临界转速区域的3×响应峰值显著降低,而1/2临界转速区域的2×响应峰值则会突增。该结果可为预警转子断裂事故提供依据。

发动机高温结构腐蚀损伤检测与评估方法研究进展
胡剑辉, 齐红宇, 李少林, 石多奇, 杨晓光
2024, 39(10): 20220198. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220198
摘要:

针对航空发动机高温结构无损检测问题,综述了其腐蚀损伤检测与评估方法研究进展。从检测机制、信号特征及技术的应用与研究等方面,重点介绍和比较了常用于Ⅰ型热腐蚀(均匀腐蚀)与Ⅱ型热腐蚀(点蚀)两种发动机高温结构中常见热腐蚀损伤的无损检测技术。归纳了已有的基于无损检测手段的强度评估方法。在对比几种检测技术的检测能力的基础上,阐述了无损检测应用于发动机高温结构腐蚀损伤检测的难点和未来发展方向。从现有研究现状来看,目前的无损检测技术难以对发动机高温结构腐蚀损伤的视情维护提供有力支撑。今后应重点在复杂结构的检测、更强检测能力的实现、多技术协调应用等方面开展研究,以提高对发动机高温结构腐蚀损伤的检测评估能力。

TSHBM法及其在干摩擦阻尼叶片响应计算中的应用
孙扬, 周标, 臧朝平
2024, 39(10): 20220195. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220195
摘要:

建立了以时间谱形式的谐波平衡法为核心的新型非线性强迫振动响应高效计算方法,并应用于含接触界面的干摩擦阻尼叶片结构响应分析。基于时间谱形式的谐波平衡法的原理和特点,建立非线性强迫振动响应通用求解方案;根据接触非线性的特性,提出了干摩擦力及解析雅可比矩阵计算的适应性处理方案,形成了含接触界面的叶片结构新型非线性振动响应高效预测方法。数值仿真结果表明:在带燕尾型榫根的叶片单扇区有限元模型中,分别保留1阶和3阶谐波阶次时,该方法的非线性振动响应计算时间消耗相较于传统的多谐波平衡法分别削减37%和46%,因此该方法在易用性、可推广性和计算效率方面具有独特的优势。

抑扰型刷式密封刷丝浮升效应流固耦合数值分析
孙基生, 孙丹, 赵欢, 慕伟, 任国哲, 徐文峰
2024, 39(10): 20220770. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220770
摘要:

提出抑扰型刷式密封结构,基于arbitrary Lagrange-Eulerian(ALE)流固耦合方法建立抑扰型刷式密封刷丝浮升效应三维瞬态求解模型,研究不同抑扰孔结构刷式密封泄漏特性和速度特性,以及抑扰孔结构参数对刷式密封刷丝浮升效应的影响规律。研究结果表明:在传统刷式密封前挡板设置抑扰孔可改变前排刷丝受力状态,前排刷丝受到与扰动方向相反的力矩,有效抑制刷丝浮升效应产生,显著提升传统刷式密封封严性能。相较于易产生刷丝浮升效应的传统刷式密封,降低抑扰孔高度、增加抑扰孔直径和排数,均可有效降低刷式密封泄漏量,其中增加抑扰孔排数至3排可降低30.2%泄漏量。设置抑扰孔结构可抑制刷丝浮升效应引起的前排刷丝形变,相比于传统刷式密封,抑扰孔高度设置为3.75 mm、抑扰孔直径设置为1.5 mm与抑扰孔排数设置为3排,分别使刷丝自由端平均变形量减少53.2%、34.8%和54.0%。

航空发动机磨损故障多目标融合诊断
马佳丽, 陈果, 康玉祥, 王雨薇, 苗慧慧, 曹桂松
2024, 39(10): 20220191. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220191
摘要:

针对多种油液分析数据的特点,建立了航空发动机磨损故障融合诊断方法,实现基于油液分析数据的航空发动机磨损状态综合评估。该故障融合诊断方法包括磨损故障定性分析、定位分析和定因分析。定性分析以光谱、铁谱和颗粒计数原始分析数据为输入,基于(Dempster-Shafer)证据理论获得发动机磨损故障定性诊断结果;在定位分析部分,建立了基于深度学习的滚动轴承故障部位识别模型,以能谱分析原始数据作为模型输入,实现了航空发动机磨损部位的智能识别;最后,在定性分析部分,利用定性结果和定位结果,根据领域专家的经验,建立了基于if-then的知识规则,找出发动机磨损故障原因;利用实际油液监测数据对所提方法的有效性和可靠性进行验证,诊断精度最高可达到100%,结果充分表明了该方法的正确性、有效性。

基于多核监督流形学习的旋转机械故障诊断
杨长远, 马赛, 韩勤锴
2024, 39(10): 20220184. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220184
摘要:

为了准确地对旋转机械进行故障诊断,提出了一种多核监督流形学习算法(multi-kernel supervised manifold learning,MKSML)。MKSML算法可以有效地对高维故障数据进行特征选择,筛选出区分度高的低维故障特征。借助监督学习的思想,增强了同类样本的聚集性和不同类样本之间的差异性;同时基于所设计的多核函数提出了加权邻域图构建方法,能够保留近邻点之间的距离信息和角度信息,有效地抑制故障特征选择时样本中的异常值和噪声的干扰。通过灰狼优化算法调整MKSML算法相应的参数,使算法能够应用于不同类型的旋转机械故障诊断。在此基础上,建立了一种基于MKSML算法的旋转机械故障诊断模型,并进行了轴承故障诊断实验以及齿轮故障诊断实验。

燃烧、传热、传质
有限元方法在热障涂层研究领域中的发展与应用
刘延宽, 王源生, 王璐璐
2024, 39(10): 20220762. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220762
摘要:

分别从热生成氧化物(TGO)生长行为及应力应变、热障涂层(TBC)整体热力学性能、热障涂层结构优化及寿命预测三大方面进行概述,分析近些年来有限元方法在该研究领域中的发展与应用,总结目前研究中存在的问题和局限性。目前研究的发展方向主要是将失效理论、多物理场耦合以及Python子程序等与复杂的物理模型相结合,以获取更为准确的有限元分析结果。然而受限于真实TGO形貌毫无规律、高温条件下材料物性参数不充足、陶瓷层内微观孔隙随机分布等诸多问题,所得计算结果相比实际仍存在一定差距。今后可以从物理模型精细度、层间边界条件、动态生长模拟等方面进行更深入的研究。

基于主被动TVS技术的低温推进剂贮箱控压特性
周振君, 吴俊, 巩萌萌, 吴勇, 赵允宁, 程龙
2024, 39(10): 20220331. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220331
摘要:

为研究主被动热力学排气技术在低温贮箱压力控制方面的特性,搭建了集成主被动热力学排气系统的低温试验平台,开展了被动热力学排气(PTVS)控压、混合控压以及主动热力学排气(ATVS)等模式,贮箱加热分为0、40 W和80 W工况下的液氮贮箱压力控制正交测试,并进行了持续时间10 h的长耗时低温贮箱控压过程测试。试验结果表明:控压循环时间随着加热功率的增加而减少,控压循环频率更高;输入功率不变时,PTVS单次循环控压时间最长,混合控压单次循环时间最短。混合与ATVS结合的低温贮箱控压方法在近10 h的测试过程中运行稳定,将贮箱压力控制在预定区间内。节流制冷量的输入削弱了外界漏热的影响,液相升温速率逐渐降低趋于平缓,液相温度最终接近热分层处流体温度。

飞机热管防冰技术的研究现状及展望
李云单, 陈小明, 龚欢, 李淼, 连文磊
2024, 39(10): 20220771. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220771
摘要:

为深入认识和发展热管防冰技术,重点论述了不同类型热管在飞机防冰领域上的研究现状,总结了环路热管、旋转热管和重力热管在飞机机翼和发动机前端部件防冰上的理论和实验研究成果,梳理了防冰用环路热管和旋转热管的主要特点,并对热管防冰技术的发展方向进行了展望。结果表明:热管防冰技术的研究仍处于起步阶段,大多停留在热管防冰系统设计及其可行性验证;提出后续研究应以实验为主,采用数值计算和实验研究相结合的方法,重点关注热管防冰系统在机上环境和结冰气象条件下的运行特性,明确热管工质特性、工作温度、充液率等因素对热管防冰系统传热性能的影响等建议,为热管防冰系统的设计优化及实际应用提供理论和实验支撑。

旋流器套筒扩张角对燃烧室出口温度分布的影响
郑剑文, 江立军, 刘涛, 唐超, 文一帆
2024, 39(10): 20240164. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20240164
摘要:

为研究旋流器套筒扩张角变化对燃烧室出口温度分布的影响,针对配装套筒扩张角分别为90°、80°、70°和60°共4种方案双级旋流器的全环回流燃烧室开展了出口温度分布试验,并结合三头部模型燃烧室粒子成像测速仪流场试验结果对其影响原因进行了分析。结果表明:随着套筒扩张角由90°减小为60°,出口周向温度分布均匀性变差,出口温度分布系数(OTDF)由0.198上升到0.334。套筒扩张角变化对出口径向温度分布曲线的影响较小,出口径向温度分布系数(RTDF)在0.077左右。在试验范围内,燃烧室出口温度分布品质随套筒扩张角的减小而恶化。

单头部燃烧室中超临界煤油燃烧特性
郑榆山, 王世伟, 肖保国, 周瑜, 李天宇
2024, 39(10): 20220823. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220823
摘要:

为深入了解超临界煤油在航空发动机中的燃烧特性,基于某型航空发动机双旋流燃烧室单头部模型,开展了不同环境压力及当量比下超临界煤油燃烧直连式试验及数值模拟研究,获得了煤油喷注状态对燃烧室燃烧特性的影响规律。结果表明,相同试验条件下,煤油由亚临界转变为超临界状态对于出口中心点温度值未产生明显影响,但在一定程度上提高了燃烧室出口温度均匀性,出口温度分布系数由最大0.315下降至0.294。煤油以超临界态喷注时,出口温度均匀性随着当量比增加而提高,出口温度分布系数在380 kPa条件下由0.294降低至0.195,580 kPa时由0.398降低至0.210。基于自有CFD软件针对各工况开展了燃烧室流场数值模拟,获得的温度分布变化规律与试验一致。研究结果表明,煤油以超临界状态喷注可增强油气掺混,着火燃烧提前,主燃区向上游迁移,出口温度分布均匀性提高。

微通道内表面活性剂溶液的流动沸腾特性
孙鸿, 芮子樑, 彭浩
2024, 39(10): 20220850. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220850
摘要:

实验研究了溶质浓度为0~800 mg/kg的表面活性剂十二烷基硫酸钠(SDS)水溶液在水力直径0.8 mm的平直和树形微通道中的流动沸腾特性。结果表明:SDS对两种微通道的传热效果均有显著强化作用,在平直和树形微通道中,最大传热系数分别达1.5×105 W/(m2·K)和6×104 W/(m2·K),400 mg/kg和200 mg/kg的SDS水溶液使最大传热系数分别提升40%。这是由于SDS显著增加了成核点数量,大量气泡团聚且作为整体运动,工质流动的过程中与壁面摩擦产生活化气泡干扰主流运动,增强对流传热。平直微通道中流动充分发展,不稳定膜态沸腾阶段易见局部干涸点,树形微通道中气液相混合更加均匀,压降波动幅度较小。SDS使单相阶段压降显著减小,沸腾阶段对压降的影响随体积流量增大而减小,体积流量为150 mL/min时压降的变化小于6%。

冲压发动机喷管超临界压力燃油冷却特性
史一诺, 单勇, 谭晓茗, 张靖周, 孙文静
2024, 39(10): 20220704. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220704
摘要:

在获取冲压发动机喷管典型热负荷及其换热边界条件的前提下,构建一种纵向带肋超临界压力燃油冷却多通道结构,对比分析了燃油流动方向、燃油流量(68~204 g/s)、燃油进口温度(300~640 K)、燃油超临界压力(3~5 MPa)对通道内超临界压力燃油的流动和换热特性影响。结果表明:超临界压力燃油消耗275 g/(s·m2),就能够将喷管壁面最高温度由2 986 K降低到1 200 K以下;燃油与喷管内燃气流动方向一致时,可充分利用燃油换热的入口段效应,降低喷管入口壁面高温,喷管进出口壁面温差减小,轴向热应力减小;燃油质量流量增加,冷却通道内表面传热系数提高,冷却效果提高,但是燃油压降逐渐增加;燃油进口温度过高会使通道近壁处流体的热扩散系数急剧增大,造成传热恶化,存在某一最佳进口温度使燃油压降最低;在燃油进口温度较低的情况下,燃气侧壁面温度和燃油压降随燃油压力变化不敏感。

二次燃烧反应对空水两用涡轮机性能影响
张安静, 秦侃, 王瀚伟, 王谦, 罗凯
2024, 39(10): 20220671. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220671
摘要:

为使跨介质航行器同时适应水下和空中介质航行,开展了新型双模涡轮机的二次燃烧反应过程研究。该涡轮机于空中工作时以煤油和空气为燃料,于水下工作时以鱼推3推进剂为燃料。而在涡轮机出水起飞阶段,煤油和鱼推3推进剂需同时燃烧,由于鱼推3推进剂的燃烧产物中含有大量的CO、H2和CH4,会在与煤油燃烧剩余的空气混合后产生二次燃烧现象。为分析起飞工况时二次燃烧反应造成的影响,通过数值模拟研究了二次燃烧反应对空水两用涡轮机性能的影响。结果表明:两种燃气发生了化学反应,鱼推3燃气中的CO、H2和CH4几乎被完全燃烧;二次燃烧反应主要发生在尾喷管前段,燃烧段的最大温度从712 K增加到2 185 K,提高了尾喷管的出口速度,使得推力大约增加了30.24%。该研究为空水两用涡轮机起飞工况时推力的增加提供思路。

超临界射流掺混控制中激励振幅的影响
原敏鹏, 冯岩岩, 向勇, 宋彦萍
2024, 39(10): 20220848. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220848
摘要:

针对超临界氮气圆形湍流射流,采用雷诺平均数值模拟方法,研究了不同雷诺数条件下曲张激励模态的振幅对类气态射流掺混流场特性的影响。结果表明:在研究的雷诺数范围内(1.5×105~6.1×105,基于射流孔径),无激励射流势核长度和扩张角基本保持不变,超临界氮气射流混合受雷诺数影响较小;雷诺数较低时(小于2.3×105),随激励振幅的增加,射流掺混效果增强,25%振幅控制下射流密度势核可缩短58%,扩张角增大87%,曲张激励有效提升了射流出口的传热性能并解除固壁效应;雷诺数较高时(高于3.0×105),射流的湍动能升高,剪切层变薄,层内速度、密度和温度梯度更大,控制增强掺混的难度增加,当雷诺数为6.1×105时,射流密度势核缩短和扩张角增大程度约为较低雷诺数条件下的76%和23%,雷诺数对掺混控制效果有较大的影响。

等压差下冲击气膜/多斜孔复合冷却特性分析
吴加州, 张净玉, 王龙, 何小民
2024, 39(10): 20220785. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220785
摘要:

针对某型斜流驻涡燃烧室的火焰筒连续壁面短、气膜叠加效果差等问题,构建了冲击气膜/多斜孔复合的冷却结构。在等压差条件下开展了多种冷却方案的综合冷效试验研究,同时结合数值仿真,获得了冷/热流压差、狭缝-多斜孔间距比、冲击间距比等参数对流动和综合冷效的影响规律。结果表明:与单一的多斜孔和冲击气膜结构相比,冲击气膜/多斜孔复合冷却方案有效解决了气膜初始段冷效不高、轴向壁温分布不均匀的问题,面积平均综合冷效相比纯多斜孔冷却提升约3.2%;增大冷/热流压差可显著提高综合冷效,狭缝-多斜孔间距比过大不利于下游气膜的叠加,而冲击间距比的减小能够明显提升冲击气膜段的综合冷效。

航空模型燃料与氢气掺混微尺度燃烧数值模拟
陈星赫, 苏晟, 王娟
2024, 39(10): 20220769. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220769
摘要:

对二维三级后台阶微燃烧器中以3种碳氢化合物(69% C10H22、11% C9H18、20% C9H12)混合的Jet A-1模型燃料与氢气的掺混在纯氧中的燃烧进行了数值模拟,分析了燃料掺氢比、进气流速对微燃烧器内燃烧特性的影响。结果表明,所有火焰均可以稳定在微燃烧器第一后台阶(距离微燃烧器入口3 mm处)之前。随着掺氢比增加,火焰位置逐渐前移,火焰长度缩短,且微燃烧器内部的高温区面积减少,最高温度降低,上游燃烧强度更高但下游更低,CO和CH4质量分数减小,裂解反应的发生位置前移且裂解产物的质量分数降低。随着入口进气流速增加,燃烧反应的高温区扩大,火焰中心位置和火焰前沿向微燃烧器出口移动和拉伸,掺氢比对壁面温度的影响减小,微燃烧器中心线OH质量分数整体增加,CO2质量分数减小,CH4质量分数增加,且裂解反应的发生位置后移且产物质量分数增加。结果表明:低速下可以掺混少量氢气得到更高的壁温从而获取更多能量。低速可能影响燃烧区燃料燃烧时的化学反应,从而造成上游的OH生成量减小。掺氢比的增加以及流速的降低会使CO质量分数波动更加明显。CO2的质量分数最高时的掺氢比为25%。在高掺氢比和低进气流速下,乙炔大部分是靠燃料直接裂解生成,只有少量是通过丙烯的二次裂解生成。

基于多级设计概念的肋化内冷通道流动换热特性
刘国庆, 郑少飞, 杨燕茹, 李海旺, 王晓东
2024, 39(10): 20220861. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220861
摘要:

利用数值仿真方法,研究了4种肋片构型(直肋、斜肋、V肋和反V肋)和两种设计方法(均匀设计和多级设计)下肋化通道的流动换热特性,进一步明确多级设计概念的有效性和适用性。结果表明:采用多级设计后,4种肋片构型的换热性能均有不同程度的下降,其中直肋降幅最小(低于3.00%),斜肋降幅最大(达到12.76%);流动阻力展现出标志性的下降,其中直肋减阻效果最差,摩擦因子降低36.15%~37.67%,反V肋实现最佳的减阻效果,摩擦因子降低46.98%~50.32%;最终,多级设计有效地增强了肋化通道综合冷却效果,在雷诺数为100000时,与现有均匀设计相比,基于多级设计的反V肋综合性能因子(Nu/Nu0)/(f/f0)提高81.29%。分析表明,沿着流动方向线性减少的肋片尺寸,一方面有效地抑制二次流动,另一方面促使主流产生下压效应,强化壁面流体冲击效果,进而在轻微损失换热性能的基础上,实现标志性的减阻效果。

气动热力学与总体设计
不同轴向间距对对转螺旋桨气动和声学特性的影响机理
冯和英, 崔盼望, 仝帆, 陈正武, 李抢斌
2024, 39(10): 20220838. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220838
摘要:

基于非线性谐波法和声类比理论,研究了转子轴向间距对对转螺旋桨气动特性和噪声的影响规律及其物理机制。以某型对转螺旋桨为研究对象,研究了6种具有不同转子轴向间距的对转螺旋桨模型。计算结果表明:对转螺旋桨转子轴向间距的变化对对转螺旋桨总效率有一定的影响,对总拉力系数和总功率系数影响不大。转子轴向间距的增大,对前后排转子之间的轴向速度有显著的影响,对转子后气流轴向速度影响不大。随着转子轴向间距的增大,前后排转子之间的径向速度逐渐减小,进而减弱了对转螺旋桨转子间的滑流收缩。通过改变转子轴向间距,相比最小轴向间距,对转螺旋桨噪声最大降低约10 dB,干涉噪声降低约10 dB以上,效率提升了1.4%。随着转子轴向间距的增大,前排转子85%叶高处的压力面和吸力面1阶谐波压力幅值在尾缘处分别降低1836 Pa(89%)和1277 Pa(90%),后排转子75%叶高处的压力面和吸力面3阶谐波压力幅值在前缘处分别降低266 Pa(78%)和209 Pa(85%)。

可调收敛喷管发动机高空台冲压校准和测量性能近似修正方法
吴锋, 刘涛, 邓燃, 王靖元, 徐全勇
2024, 39(10): 20220862. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220862
摘要:

针对控制规律与海拔高度相关带可调收敛喷管发动机,提出了在冲压条件下进行校准试验的方法。该方法通过冲压与等冲压试验结果比较获得修正系数,实现冲压条件下校准试验结果的近似修正。针对某型涡扇发动机,进行了高空台试验和总体性能仿真,获得了喷管控制偏差时发动机性能变化比例,基于冲压条件下试验结果修正得到了标准海平面条件下发动机性能。该方法表明:冲压条件下进行校准试验的方法是可行的,获取的发动机推力等主要性能参数与出厂试车结果相差小于2.0%。

航空发动机易损性仿真与评估技术研究
李兆红, 邢洋, 裴扬, 柴政, 郭鹏超
2024, 39(10): 20220442. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220442
摘要:

为提高飞机的作战生存力,提出了一种航空发动机易损性评估的计算仿真方法。以某型发动机为对象,对发动机致命性部件进行识别,建立了发动机易损性评估模型,选取弹丸作为典型威胁,使用易损性仿真分析软件对发动机杀伤概率等易损性指标进行量化计算。根据开发的易损性计算软件计算结果,方向1和方向7,压气机机匣、低压转子和高压转子的B级杀伤概率较高。考虑可能落实的发动机易损性缩减措施,提出针对发动机的易损性设计改进建议,并通过算例计算分析改进效果。提出的方法对于航空发动机防护以及生存力设计有指导意义。

逆特征线法的适用性分析
刘传振, 孟旭飞, 白鹏
2024, 39(10): 20220761. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220761
摘要:

使用逆特征线法(iMoC)由给定激波形状求解轴对称流场,并研究其适用性。比较左右特征线交织和左特征线流线交织推进这两种推进方式,发现使用逆向左特征线和流线交织的方法求未知解点,操作比较简单,而且稳定性更好。将激波形状分为凹曲线和凸曲线,分别分析逆特征线法的适用性:对于凹激波形状,结合斜激波关系式证明,使用逆特征线法一般是可以求解波后流场的;对于凸激波形状,当激波角沿轴向减小过多时会发生左行特征线交叉,导致逆特征线法不适用,并进而提出在不适用的凸激波形状段,可以使用一段膨胀流代替。最后结合计算流体力学技术验证本文的方法和结论,为推进逆特征线法在乘波体和进气道设计中的应用提供理论支撑。

稀薄滑移流区超高速非矩形防热瓦缝隙流动结构和热环境的数值模拟
靳旭红, 姚雨竹, 程晓丽, 周靖云
2024, 39(10): 20220755. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220755
摘要:

为了量化高超声速飞行器表面防热瓦缝隙的局部压力和热载荷,采用直接模拟Monte Carlo (direct simulation Monte Carlo, DSMC) 方法模拟了稀薄滑移流区的防热瓦缝隙流动,考虑3类缝隙外形,即标准矩形缝隙、前部较浅缝隙和后部较浅缝隙,获得缝隙底部形状变化对缝隙内部流动特征、缝隙表面压力和热环境的影响规律。结果表明:缝隙底部形状的变化几乎不影响缝隙顶部及其附近的流场,包括流线样式、涡核位置、分离/再附处的密度分布,从而对缝隙下游侧面顶部表面压力和热流的影响也可以忽略。然而,相对于标准矩形缝隙,缝隙前部或后部变浅都会导致其底面热流变大,尤其是缝隙后部变浅甚至会使得底面的峰值热流增大近100倍。防热瓦缝隙底面一般直接就是飞行器表面,在航天器防热设计中,应特别注意这类缝隙后部较浅情况下的底面压力和热载荷。

推力测量中进气冲量的误差分析与不确定度评定
杨桥, 吴锋, 王靖元, 徐全勇, 李红莉
2024, 39(10): 20220846. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220846
摘要:

介绍了高空模拟试验中,发动机推力统计需要的进气冲量的测量方法,以及不确定度构成因素。提出了进气冲量测量存在受雷诺数影响的流量系数测定误差和附面层速度损失造成的进气速度计算误差;并对这两项误差的不确定度进行了理论分析。以涡扇发动机飞行包线上的典型工况点为例,开展了数值仿真和试验测量,获得了相应的进气冲量测量不确定度。结果表明:推力测量中进气冲量的不确定度为1.2%~1.4%,由雷诺数偏差引起的流量系数误差以及进气速度的计算误差不可忽视,有必要在校准方法或修正方法中予以考虑。

第二动力系统建模及性能分析
袁昌坤, 刘娇, 刘火星, 周志鸿
2024, 39(10): 20220197. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220197
摘要:

为分析飞机第二动力系统的整体工作特性,采用部件级建模方法和多种群遗传算法对包含辅助动力装置(APU)、引气管路和空气涡轮起动机(ATS)在内的第二动力系统进行稳态建模。利用参考数据对比验证了仿真模型的可靠性,仿真结果误差小于3.5%。仿真计算得到引气管路的损失特性和APU、ATS的工作特性,针对整体系统开展仿真分析得到系统的温度特性、高度-速度特性、负载特性,结果表明引气管路的效率会随引气参数发生显著变化,第二动力系统各部件工作存在耦合关系,系统的当量功率等总体性能参数随高度增加而衰减,系统效率随飞行速度的增加而下降,研究结论为先进第二动力系统设计提供参考。

高超声速杆-盘-自耦合冲压横向射流概念的减阻防热数值模拟
王子玉, 方蜀州, 郭建, 倪子健
2024, 39(10): 20220775. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220775
摘要:

对高超声速杆-盘-自耦合冲压横向射流构型的减阻防热效果进行数值模拟。相比单纯减阻杆-气动盘,杆-盘-自耦合冲压横向射流构型将剪切层推离壁面,扩大了靠近钝体的回流区,并将分离激波推离减阻杆,再附激波强度明显减弱,组合构型减阻防热特性显著提高。研究了杆-盘-自耦合冲压横向射流构型的减阻防热机理,并研究了不同参数对减阻防热效果的影响:在研究范围内,侧向排气口角度从30°增加到90°,减阻防热效果不断提升,但是当侧向排气角度从90°增加到120°,减阻防热效果略有降低。对于侧向多排气口,第二侧向排气口距离钝体壁面越远,减阻防热性能越好。在研究范围内,减阻防热效果最好的构型,与同参数减阻杆-气动盘构型相比,钝体壁面斯坦顿数峰值降低39.7%,构型阻力系数降低19.3%。

基于神经网络的SST湍流代理模型研究及应用
梁爽, 郭明明, 易淼荣, 田野, 宋文艳, 杨茂桃, 张依, 乐嘉陵
2024, 39(10): 20220759. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220759
摘要:

针对传统湍流模型参数众多且获取复杂流动数据慢的问题,研究多种神经网络算法用于求解超声速流动中雷诺平均(Navier-Stokes)求解器的湍流代理模型。以超声速流动条件下的凹槽为例,应用拉丁超立方抽样方法,获取标准SST湍流模型的9个参数样本空间;采用自主研发的高超声速内外流耦合数值模拟软件AHL3D,在来流马赫数为2.92下开展数值模拟,获得壁面压力数据,构建数据集;搭建了深度神经网络(deep neural networks, DNN)、残差神经网络(residual neural network, ResNet)、长短时记忆网络(long short-term memory, LSTM)等多种模型对数据集进行训练,从而形成SST湍流代理模型。实验结果表明:在给定SST湍流模型系数下,3种神经网络代理模型均能高精度地预测壁面压力,可决系数达到了0.99以上,与数值模拟求解器结果基本一致,可用于快速获取不同湍流模型参数下的壁面压力。

直升机旋翼翼型高效优化设计方法
崔森润, 李国强, 张卫国, 杨小权, 畅舒羽
2024, 39(10): 20220819. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220819
摘要:

基于传统双时间方法的共轭梯度旋翼翼型优化设计方法效率低下,难以满足工程实际多点多工况的优化需求,针对直升机旋翼翼型非定常多点多目标优化设计问题,耦合高效的时间谱方法和多重网格方法,发展了一种适用于直升机旋翼翼型悬停、前飞和机动等多种运动状态的多点多目标优化设计方法,其中,Navier-Stokes方程和共轭方程的求解均采用时间谱方法进行物理时间项的离散,同时还采用几何多重网格加速收敛,以提翼型优化计算效率。算例选取典型旋翼翼型NACA0012与OA209分别开展悬停、前飞和机动等状态的定常优化与非定常优化。结果表明:该静态与动态气动外形优化设计方法具有较高精度,能够实现直升机旋翼的悬停、机动和前飞等复杂运动状态下的翼型多点多目标优化设计;相比于传统的双时间共轭梯度优化设计方法,时间谱共轭梯度优化设计方法能够提高翼型优化计算效率5倍以上。

短距/垂直起降飞机近地面机腹温升影响特性数值模拟
李春, 李广超
2024, 39(10): 20220831. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220831
摘要:

通过计算流体力学方法和响应面法获得了机腹温升关于喷管落压比、来流速度及喷管出口离地高度的2阶响应曲面回归方程,以及显著影响飞机机腹温升的关键因素。分析了喷管落压比、来流速度和喷管出口离地高度对飞机机腹温升的交互影响作用,并得到了给定工况范围内机腹温升最大的工况。研究表明:仅考虑单因素影响时,机腹温升随落压比、来流速度和喷管出口离地高度的增大而减小;考虑两因素交互作用时,只有高度与落压比对机腹存在交互影响;考虑单因素2阶影响时,喷管出口离地高度、来流速度和喷管落压比均对机腹温升存在2阶效应。优化获得的机腹温升最大的工作点是尾喷管出口离地高度为3倍尾喷管出口直径、喷管落压比为2、来流速度为0 m/s,此时的机腹温度变化为13.92%。

叶轮机械
核心驱动风扇与压气机匹配特性研究
黄磊, 张军, 何旭东, 李清华, 楚武利, 肖双强
2024, 39(10): 20220798. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220798
摘要:

为了提高带核心驱动风扇的压气机的气动性能,研究核心驱动风扇与压气机的匹配设计技术是非常必要的,两者的匹配对下一代发动机核心压缩部件性能至关重要。核心驱动风扇与压气机的匹配设计需要考虑4个主要的方面:一维匹配设计、子午布局匹配设计、叶片造型参数匹配设计和二维流场匹配,在此设计基础上开展全三维的匹配分析以及部件试验验证。试验结果表明:串装试验结果与全三维模拟的不同涵道比的核心驱动风扇和压气机特性变化趋势是一致的,验证了高效率核心驱动风扇与压气机匹配设计方法的有效性,揭示了核心驱动风扇和压气机性能匹配随涵道比变化的基本规律,涵道比增加,核心驱动风扇压比匹配低,从而导致压气机压比匹配得更高,反之涵道比减小,压气机匹配压比则更低。

真实安装角偏差影响压气机性能的不确定性量化
姬田园, 楚武利, 张皓光, 董杰忠
2024, 39(10): 20220858. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220858
摘要:

为研究叶片安装角偏差对压气机性能及稳定性的影响,以单级轴流亚声速压气机为研究对象,采用任意多项式混沌方法作为不确定性量化方法,量化研究了叶片安装角偏差对压气机气动性能和流场结构的不确定性影响。研究发现:性能参数与安装角偏差之间均为完全单调相关,且随着质量流量减小,压气机性能波动程度总体呈减小趋势。安装角偏差改变了气流攻角,在大流量工况下,由于叶根区域负攻角程度最为严重,因此该区域内流场波动程度最大;而在小流量工况下,叶顶间隙泄漏涡受安装角偏差影响明显,叶顶区域流动损失波动程度最大。同时,由于近失速工况下叶顶间隙泄漏涡的发展方向以及膨胀程度随安装角偏差发生变化,叶顶区域堵塞程度受到影响,最终导致压气机稳定性产生波动。

高马赫数低雷诺数的涡轮叶栅试验
段文华, 陈伟杰, 赵鑫雨, 乔渭阳
2024, 39(10): 20220827. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220827
摘要:

以高速低压涡轮叶型为研究对象,在高马赫数低雷诺数条件下,对叶栅损失进行了平面叶栅试验研究和数值模拟研究。试验研究了等熵出口马赫数范围0.66~1.23,雷诺数范围1.1×105~9.0×105条件下平面叶栅损失特性,并对典型工况下的流场进行了数值模拟。重点分析了高亚声速条件下雷诺数对叶栅性能的影响及跨声速条件下不同雷诺数条件下激波对边界层流动的影响。结果表明:在高亚声速条件下,随着雷诺数的降低,吸力面从无分离逐步发展为闭式分离泡,最终开式分离;层流分离的起始位置受等熵出口马赫数影响不大,出口马赫数影响分离边界层的转捩和再附。跨声速条件下叶片吸力面将会发生激波层流边界层干涉,干涉后的边界层流动取决于雷诺数大小和激波的强度。数值模拟的结果与试验结果一致性良好,但在极低雷诺数条件下对压力系数的预测存在数值上的差异。

频闪照明图像采集法及涂料脉冲发光时间影响
葛宁, 高丽敏, 李瑞宇, 欧阳波, 王磊
2024, 39(10): 20220565. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220565
摘要:

提出了频闪照明图像采集方法来解决压力敏感涂料测量技术应用于旋转模型的图像采集问题,根据该方法组建了测量系统。以小型风扇为对象开展了图像采集实验,探索了涂料脉冲发光时间对图像质量影响。结果表明:图像运动模糊长度不超过4像素时,图像的清晰度与静止状态的参考图像基本一致。在总涂料发光时间一致时,涂料脉冲发光时间越短,图像噪声水平越小,信噪比越高,适用于较高轮缘速度的旋转对象。

火箭发动机
水下垂直运动航行体的尾喷流特性实验
张春, 许统华, 刘新辉, 王宝寿
2024, 39(10): 20220824. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220824
摘要:

针对水下航行体尾部绕流与超声速气体射流相互作用的流动问题,开展了水下垂直运动航行体的尾喷流特性实验,通过高速摄像系统记录空泡形态演变过程,并采用动态测力系统测量空泡流发展过程中航行体底部压力的脉动特征。结果表明:静水环境中超声速气体射流形成的空泡主体形态逐渐演变为类椭球状气囊,局部发生Rayleigh-Taylor失稳后出现鼓包现象,射流贯穿距离随喷管扩张比的增加而减少;剪切绕流中通气启动阶段可能形成不对称空泡壁面,绕流与射流相互作用进而导致空泡发生摆动,稳定工作阶段空泡摆动现象逐渐消失;射流对喷管近场不断产生扰动,航行体底部压力相继呈现瞬态冲击压力峰值、初期宽幅脉动、工作阶段高频脉动、出水后停止脉动的特征;航行体高速运动形成的剪切绕流可以抑制尾喷流高频振荡,200~1200 Hz频带段内的压力振荡信号显著减少。

一种三扰流片机构的侧向力调节特性
张汝衡, 杨军, 姚保江, 杨石林, 张兵峰
2024, 39(10): 20220733. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220733
摘要:

针对扰流片机构3个扰流片圆周对称的布局特点、径向旋转的作动方式,本文提出一种仅以三扰流片旋转角为变量的侧向力计算方案。数值计算和试验结果表明:该扰流片机构进行推力矢量调节时,喷管扩张段壁面几乎不产生侧向力,侧向力主要由3个扰流片配合差动产生。俯仰侧力与2号扰流片和1、3号扰流片旋转角平均值之差呈正相关;偏航侧力与1、3号扰流片旋转角之差呈正相关。在进行起始角度为52°,终止角度为23°的小角度调节时,三扰流片间气动力干扰很小,在3%以内,推力损失与扰流片旋转角近似呈线性关系。侧向力计算结果与试验结果偏差在6%以内,验证了该方法的正确性,所提出的计算式具有封闭可解性,能够根据推力损失和俯偏方向的期望侧向力反向求解出目标旋转角,进而提供一种三扰流片机构姿态调节的方法。

有气体吹入的燃气发生器头腔充填过程仿真
韩佳宁, 周晨初, 陆嘉伟, 于锐渤, 张黎辉
2024, 39(10): 20220772. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220772
摘要:

以高压补燃液氧煤油火箭发动机起动过程为背景,研究有气体吹入的燃气发生器头腔充填过程。首先通过实验,确定马尔基涅利经验关系式所需系数$ n $为2.29,验证了经验关系式的准确性;其次利用有限元分割建立有气体吹入的燃气发生器头腔的一维分布参数模型,并将实验数据与经验关系式、一维分布模型仿真结果进行对比分析,证明了该模型的准确性。结果表明:一维分布参数模型稳态压强与实验数据平均值误差为0.429%,经验关系式(集中参数模型)误差为1.464%;喷嘴喷注面积增加,头腔内建压速度减慢,且稳定压强值降低;头腔体积增加,建压速度减慢,但压强稳定值不变;头腔摩擦因数增加,压强稳定值与充填速度降低。

自动控制
涡扇发动机主燃油系统低频脉动问题分析
孙昊博, 李凌汉, 刘晓峰
2024, 39(10): 20220660. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220660
摘要:

针对某型涡扇发动机主燃油系统中存在低频脉动,影响发动机工作安全性的问题,对燃油流路中低频脉动的产生机理进行分析,明确低频脉动的影响因素,从脉动的影响因素出发,结合主燃油系统的工作原理和相关附件、管路装配关系,定位系统中低频脉动大的原因,并提出一种通过调整活门型孔尺寸抑制低频脉动的改进措施。改进后的活门随发动机开展整机试验验证,试验结果均表明:改进措施合理有效,对低频脉动的抑制效果显著,随着发动机的工作状态点和脉动基准值的变化,脉动幅值可降低5%~84%,大幅提升了发动机主燃油系统的工作可靠性,保证了发动机试车安全。

涡轮发动机供气系统流量和压力的控制方案
薛永建, 刘高文, 马佳乐, 白杨, 龚文彬, 林阿强
2024, 39(10): 20220781. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220781
摘要:

开展了供气系统质量流量(简称流量)和压力的控制方案研究,提出采用多元线性回归预测和自适应比例调节的改进控制方法,对实验台各流路的电动阀门集成控制。设计一台测量控制系统操作台,采用西门子programmable logic controller(PLC)作为主控制器,可实现对46台电动阀门的自动控制,并且保留远程手动控制功能。该控制方式可根据不同电动阀门调节速度改变增加幅度,使得阀门调节更加平顺。基于实验台的管路情况,该控制方式相较于常规proportion integral differential(PID)控制,实验台各气路压力和流量超调量减少20%以上,调节时间缩短40 s以上,对于大流量工况,稳态性能可提高2%以上。

多电辅助动力装置用双绕组感应发电机变频交流发电系统励磁控制技术
史建宇, 张宇飞, 郭子韬, 刘皓喆, 卜飞飞, 黄文新
2024, 39(10): 20220549. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220549
摘要:

当飞机主电源出现故障时,辅助动力装置(auxiliary power unit, APU)可作为备用电源代替故障的发电机供电。以多电辅助动力装置为背景,研究了一种双绕组感应发电机变频交流发电系统,并提出基于控制绕组磁链定向的变频交流励磁控制技术。该发电机定子上有两套绕组,一套为控制绕组,用于调节发电机励磁,一套为功率绕组,用于输出变频交流电能;两套绕组仅通过磁场耦合。采用控制绕组磁链定向对控制绕组电流进行解耦,将控制绕组电流分为无功电流和有功电流,在此基础上分别对功率绕组侧交流电压、控制绕组侧直流电压进行控制。实验结果显示,该系统在交流侧突增、突卸满载时,电压突变在±10 V以内,恢复时间不超过1.3 s。研究成果表明:采用该励磁控制技术能够使感应发电机平稳运行,且交流输出电压具有良好的稳态性能和动态性能。

安全性、适航
航空发动机燃油计量装置稳态特性仿真
杨世宇, 林远方, 徐向华, 梁新刚
2024, 39(10): 20220776. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220776
摘要:

为研究燃油计量装置的稳态工作特性,提升质量流量调控性能,基于Python语言自主开发了航空发动机燃油系统一维稳态流动仿真程序,通过建立完善的部件库和高效的求解算法,实现了含压力控制部件的复杂流路仿真模拟。从系统的角度分析了计量装置的工作特点和各参数对流动的影响规律,结果表明:在设计点工况下,计量活门能够正常工作的开度范围是0.3~0.85,过大或过小的开度均不利于质量流量的调控;仅有预紧力可以改变计量活门的开启边界,压差活门参数对供油性能的影响程度随计量活门的开度呈现单调变化;在压差活门的作用下,燃烧室供油量对各系统参数的敏感性较低,参数改变范围内的变化不大于10%,燃油泵的内泄漏是影响供油量的重要因素之一。