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当期目录

2024年  第39卷  第7期

结构、强度、振动
低供油压下挤压油膜阻尼器空穴效应试验研究
陈亚龙, 马会防, 黄延忠, 张广辉
2024, 39(7): 20220061. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220061
摘要:

挤压油膜阻尼器(squeeze film damper, SFD)正常工作时避免不了会出现油膜空穴,为了研究SFD长时间运行时转子基频振动变化以及SFD油膜空穴效应对SFD内外环金属表面空化侵蚀情况,基于全尺寸航空发动机高压转子试验台开展了低供油压力(0.02~0.05 MPa)下SFD空穴效应试验研究,考察SFD在临界转速处长时间运行时转子基频振动变化,以及长时间运行后油膜空穴对SFD内外表面形貌的影响,试验结果表明:长时间运行后SFD油膜空穴会对SFD内环表面产生侵蚀作用,形成水滴形、椭圆形以及形状不规则的凹坑群,证明了在临界转速附近考核SFD空穴效应是SFD低供油压力下安全运行必要的试验内容。

基于HP滤波和Wiener过程的柱塞泵剩余使用寿命预测
高文科, 王状状, 张曦文, 王圣垚, 冀宏
2024, 39(7): 20230217. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20230217
摘要:

柱塞泵的性能退化主要由关键摩擦副的泄漏加剧所致,通过理论分析关键摩擦副的泄漏量,引入等效间隙的退化率参数和工况因素建立了柱塞泵的总泄漏量计算模型。在考虑测量数据误差的情况下采用HP(Hodrick-Prescott)滤波方法滤除随机噪声,借助柱塞泵总泄漏量计算模型结构,应用Wiener过程构建了滤波后的柱塞泵退化模型,并依此建立了其剩余使用寿命模型。模型分析结果表明:依据HP滤波分解方法所建的退化模型,柱塞泵工作900 h失效概率小于1%,而未滤波数据所得失效概率为28%,HP滤波数据更符合实际情况。

GH4169电子束焊接头高温疲劳寿命预测模型
刘小刚, 李张辉, 于盛吉, 彭伟平
2024, 39(7): 20220418. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220418
摘要:

为建立GH4169电子束焊接头的高温疲劳寿命预测模型,开展了电子束焊接头多个温度下的疲劳试验,获得其不同温度下的应力-寿命(S-N)曲线,分析了温度对接头疲劳性能的影响规律。对疲劳断口进行金相分析和扫描电镜(SEM)观测,研究其高温疲劳损伤机理。结果表明,温度对接头疲劳性能的影响与载荷水平有关,当应力水平大于980 MPa时,随温度升高,接头的疲劳性能呈现明显的下降趋势;此外,接头室温下为穿晶脆性断裂,而高温下呈现出解理断裂特征。在上述分析基础上,考虑屈服强度及晶粒尺寸随温度的变化,结合疲劳试验数据对Basquin模型中材料参数进行修正,建立电子束焊接头高温疲劳寿命预测模型。结果表明:当仅考虑屈服强度因素对参数进行拟合,模型的预测精度较低,而综合考虑屈服强度及晶粒尺寸的影响,修正后的模型预测精度较高,其误差在±2倍分散带以内。

蠕变-疲劳耦合作用下推力室内壁结构损伤分析
王红建, 王超, 施蔚, 杜大华
2024, 39(7): 20220481. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220481
摘要:

可重复使用液体火箭发动机能大幅降低航天运输成本,其中推力室内壁结构的循环使用寿命是影响可重复使用性能的关键因素。基于Chaboche随动强化模型和Norton蠕变模型建立推力室内壁材料的本构方程;采用瞬态热-力耦合分析方法,获得推力室各工况下的温度场与应力-应变分布;通过Lagneborg累积损伤法建立损伤模型,其中考虑了蠕变-疲劳的耦合作用,以预测内壁结构损伤及循环寿命。研究结果表明:推力室内壁结构损伤形式以低周疲劳损伤和蠕变-疲劳耦合损伤为主,其中低周疲劳损伤占比65.8%,蠕变-疲劳交互作用损伤占比29.8%,因此为了准确预测推力室内壁结构的循环使用寿命,需考虑结构在蠕变-疲劳耦合损伤作用下的影响因素。

基于联合LLE和SSR的滚动轴承故障诊断方法
张康智
2024, 39(7): 20230263. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20230263
摘要:

针对滚动轴承振动信号具有较强的非线性,且包含较多冗余和无关特征,导致提取本质特征和故障识别困难,提出一种基于联合局部线性嵌入和稀疏自表示(joint locally linear embedding and sparse self-representation, JLLESSR)与参数优化支持向量机的滚动轴承故障诊断方法。该方法构造了一个统一的特征提取框架,依靠局部线性嵌入(locally linear embedding,LLE)挖掘高维数据的局部几何结构,同时通过稀疏自表示(self-representation)在低维空间挖掘高维数据的全局几何结构,得到表征滚动轴承运行状态的嵌入特征。然后,将得到的特征输入至交叉优化支持向量机(cross-validation support vector machine,CV-SVM)中进行故障识别。最后,在常见滚动轴承故障数据集上对所提出的方法进行测试,实验结果表明提出的方法能有效识别出滚动轴承不同类型的故障,并且故障诊断精度可达98.5%。

转子系统的动力学“临界跟随”特征及其试验验证
周旋, 廖明夫, 侯理臻, 朱东华, 王瑞, 景琰婷
2024, 39(7): 20230690. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20230690
摘要:

为了深入探究转子系统“临界跟随”现象的机理,建立悬臂转子模型,分析“临界跟随”状态下的转子动力学特性,设计搭建了悬臂转子试验器,并在高速超转试验台上进行试验验证。研究结果表明:当直径转动惯量与极转动惯量相等时,从一定的转速开始,盘的振动摆角响应会随转速持续增大;具有“临界跟随”特征的模态振型表现为,直径转动惯量与极转动惯量相等的盘位于振型节点,在不平衡力矩作用下,盘心振动位移为零,但盘的摆角不为零且随转速增加而增大,其相位角维持不变;若转子结构并非简单的单盘,则需计算组件的直径转动惯量与极转动惯量,以此检验是否会出现“临界跟随”;考虑转轴质量时,盘的惯量符合直径转动惯量与极转动惯量相等时,不会出现“临界跟随”现象,但会出现自振频率在较宽的范围与转子转速靠近,使“共振”区域变宽;“临界跟随”使得转子对不平衡激励非常敏感,应在转子动力学设计时予以避免。

短精密螺栓连接结构组合偏心预测及安装相位优化
张譍之, 孙惠斌, 颜诚, 况侨
2024, 39(7): 20220421. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220421
摘要:

为了有效提高短精密螺栓连接结构的装配精度,分析了两级盘组合后形心、质心偏心影响因素,阐述了两级盘配合过程中的平动转动行为和定心原理,建立了两级转子形心偏差预测模型、初始不平衡量预测模型。提出了以短精密螺栓连接的转子盘安装相位为变量,形心偏心和初始不平衡量最小为优化为目标的工艺优化模型,通过实物实验进行了验证。结果表明:形心偏差模长最大相对误差为13.28%,组合不平衡量的计算结果精度最大提高了37.3%,工艺优化结果与实验结果相符,对于短精密螺栓连接结构装配工艺优化具有重要的参考意义。

反旋流对梳齿密封动力特性影响机理及有效性
张乃丹, 张万福, 周庆辉, 顾乾磊, 李春
2024, 39(7): 20220479. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220479
摘要:

对比分析了不同预旋比下反旋流装置对梳齿密封各腔室内压力、周向流速、周向旋流增长率及动力特性系数,对反旋流梳齿密封的有效性进行定量分析与判别。研究表明:反旋流装置对密封周向流动有较强的抑制作用,且对各腔室压力有不同影响,其中对C3~C6腔室压力作用效果较明显;引入周向旋流增长率衡量反旋流装置作用效果,添加反旋流装置后,密封周向旋流增长率沿泄漏方向降低至C8腔室,在C9腔室处略有回升,无反旋流密封基本保持不变。添加反旋流喷嘴使C3~C6腔室直接阻尼增大,且各腔室交叉刚度均减小,各腔室有效阻尼提高,总有效阻尼增大稳定性增强。预旋比使C1~C2腔室的直接阻尼有显著变化。添加反旋流喷嘴后,腔室交叉刚度在高预旋比下减小更多,有效阻尼受预旋影响较小,反旋流对进口正预旋有较好抑制作用。

转子多重干摩擦阻尼动力吸振器及其减振特性
杨庚, 王帅, 郑昌军, 毕传兴
2024, 39(7): 20220488. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220488
摘要:

针对转子过临界转速时振动过大问题,提出一种具有紧凑结构的多重干摩擦阻尼吸振器,通过集成多个具有高强度的悬臂梁式振子,结合适于高温复杂环境的干摩擦阻尼,构建能够在复杂恶劣环境下工作的环形吸振器。为对吸振器进行参数设计与减振特性分析,采用有限元和拉格朗日方程方法对吸振器-转子系统进行动力学建模,并利用基于时频域转换的谐波平衡法实现对系统振动响应的高效求解。在此基础上,研究吸振器质量比、频率比、振子个数以及干摩擦界面法向正压力等参数对其减振性能的影响,分析其减振性能对于参数偏离的敏感性,结果表明:多重干摩擦阻尼吸振器能有效降低转子过1阶临界转速的振幅,减振幅度最高可达70%,且具有较好的鲁棒性。

气动热力学与总体设计
低温风洞排气塔流致振动的理论及数值研究
张伟, 高鑫鑫, 高荣, 张小斌, 程俊
2024, 39(7): 20220422. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220422
摘要:

为分析排气塔在自然风载和内流共同作用下的结构安全性,采用理论和数值模拟方法分析了排气塔的流致振动响应情况。理论分析获得了排气塔在自然风载作用下的顺流响应和均值响应。采用计算流体力学方法,shear stress transport (SST)k-ω湍流模型和动网格数值技术实现了排气塔的双向流固耦合数值模拟,获得了排气塔在内外流动混合作用下的速度、压力和涡量分布。表明排气塔在特定风载下的旋涡脱落频率接近1阶模态频率,塔体应力较小,在许用应力范围内。

迎风角对加油稳定伞气动特性的影响
吴金华, 黄霞, 刘志涛, 郭林亮, 张磊
2024, 39(7): 20220524. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220524
摘要:

为研究迎风角对加油稳定伞气动特性的影响,设计了一种1∶1全尺寸可变迎风角加油稳定伞,可真实模拟恒定阻力特征加油稳定伞和自适应变阻力特征加油稳定伞的结构特点,并在FL-14风洞建立了加油稳定伞气动特性测量试验方法,通过试验获得了不同迎风角对加油稳定伞张开过程、变形结果以及阻力的影响。结果表明:加油稳定伞完全张开所需的风速随迎风角增大呈现增大趋势;相同风速下,迎风角越大加油稳定伞阻力越大;受风载后,恒定阻力特征加油稳定伞迎风角不变,自适应变阻力特征加油稳定伞迎风角减小;1 mm骨架片的自适应变阻力特征加油稳定伞在迎风角46°、风速55~75 m/s范围内达到良好的自适应阻力特征调节效果,阻力值基本稳定。

分布式电推进系统飞/发一体化性能分析
王笑晨, 陈玉春, 贾琳渊
2024, 39(7): 20210700. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20210700
摘要:

为探究涡轮-电分布式推进(turbo-electric distributed propulsion,TeDP)系统的性能方案对飞机任务油耗的影响,建立了推进系统的性能模型和飞/发一体化评估模型。以150座商用客机为例,研究了推进系统设计参数对飞机质量、油耗的影响,并分析了不同电池放电策略能够带来的收益和负面影响。结果表明:燃气涡轮发动机的涡轮前温度和电力系统的相对额定功率均存在使任务油耗最低的最优值;电池的能量应优先用于在负载端无法满载工作时提供功率补充,该放电策略在电池能量密度超过400 W∙h/kg时就能实现任务油耗的降低。本文建立的飞/发一体化设计方法可为涡轮-电分布式推进系统的综合优化设计提供参考。

雷诺数指数与雷诺数比的关系分析与应用
倪明, 魏佐君, 赵晨彦, 任光明, 甘晓华
2024, 39(7): 20220397. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220397
摘要:

雷诺数指数(RNI)与雷诺数比(RNR)作为常用的雷诺数相关问题重要无量纲数广泛地用于航空发动机研发过程中,然而前者多用于工程研制阶段,后者多用于研究初期阶段,两者长期处于应用层级割裂状态。为了厘清RNI与RNR之间的关系,首先用Π定理和无量纲数代数推导两种方法推导出了RNI,结果揭示了RNI的物理含义为考虑马赫数修正的RNR,代表了雷诺数强相似性原理;RNR仅基于表速相似,代表了雷诺数弱相似性原理。其次,比较了雷诺数指数与雷诺数比之间的关系,在两者的相对差仅为温度的函数,在工况温度比处于0.94~1.06的范围时,RNI与RNR两者相差±3%以内,认为两者可以互换;因为工况间温度比差距过大目前以RNR为自变量的雷诺数修正公式在实际使用中误差过大的原因之一。最后,给出了一种基于RNI为1.0、保证雷诺数强相似性的冷热态工作点模化方法,作为RNI的应用范例,并给出了两组冷热态换算结果,计算得到冷热态工况的Π函数是一致的,因此可以认为冷热态模化满足相似性原理。分析并解释了RNI与RNR的关系,可作为航空发动机研制各阶段中雷诺数相关问题无量纲参数选取的依据。

一种前缘带锯齿的斜楔激波/边界层干扰
卜炜峻, 谢旅荣, 林华川, 潘纪富, 于平贺
2024, 39(7): 20220474. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220474
摘要:

为探究三维锯齿构型对入射激波/边界层干扰流场结构的影响,对一种前缘带锯齿的斜楔/底板流场进行数值仿真分析,并总结了不同锯齿深度对流场的影响规律。结果表明:与前缘平直斜楔相比,锯齿斜楔受溢流的影响。入射激波呈现为三波系曲面结构,激波强度减弱,波角减小,流场结构后移;底板上分离区呈现出“凹”型的空间结构,分离区展向表现为中间低、两边高,流向表现为中间短,两边长。随着锯齿深度增大,流场结构更加后移,分离区的三维特性更加明显。在溢流模型中,受侧面溢流影响,对称面处的分离最大,分离区呈现出三维的“半凹”结构;对比基准溢流模型,锯齿溢流降低了入射波系强度,使侧面溢流减少。

基于改进花授粉算法的航空发动机装配总体规划
章斌, 卢洪义, 宋汉强, 刘舜, 杨禹成, 桑豆豆
2024, 39(7): 20220420. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220420
摘要:

针对航空发动机结构复杂、零件数量多且装配效率低、装配成本高的问题,提出了一种改进花授粉算法(improved flower pollination algorithm, IFPA)的装配顺序优化方法。以装配优先性、装配稳定性、装配聚合性、装配重定向性和基础部件位置为影响因子构建优化目标评价体系,采用了不同的表示方案、反对立学习的初始种群生成、动态调整的转换概率,在全局授粉和局部授粉规则中引入了均匀变异和精英变异,并加入遗传突变。运用在航空发动机低压压气机装配规划上,验证了IFPA的有效性,并讨论了IFPA的参数影响,并同粒子群算法、遗传算法、蚁群算法和花授粉算法进行比较,该算法找到最优序列的概率分别提高了41%、42%、41%和20%,验证了IFPA在求解装配序列规划问题上的优越性。

燃烧、传热、传质
基于小波去噪和卷积神经网络的发动机爆震识别
胡春明, 刘铮, 刘娜, 宋玺娟, 杜春媛
2024, 39(7): 20220414. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220414
摘要:

在活塞式航空煤油发动机上进行爆震试验研究,首先使用小波去噪对发动机缸压信号进行噪声提取,然后对0°~45°曲轴转角内的噪声信号进行快速傅里叶变换将一维时域噪声信号展开成二维时频域特征图,最后将特征图输入到训练好的卷积神经网络(convolutional neural networks, CNN)中进行爆震识别。验证结果表明:轻微和严重爆震都会在10°~30°曲轴转角内产生幅值较大噪声信号,与无爆震循环的时频域特征图有明显区别;在爆震特征提取上小波去噪要优于带通滤波,在爆震特征识别上CNN方法要优于支持向量机(support vector machine, SVM)方法;小波去噪和CNN结合的爆震识别方法对发动机4种不同运行工况的爆震识别准确率都能达到91%以上;小波去噪结合CNN方法对爆震循环的查准率为83.16%,查全率高达98.79%,能够准确地识别出发动机的爆震循环。

平板式预膜喷嘴雾化特性
刘凯, 李宗禹, 曾文, 王方
2024, 39(7): 20220062. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220062
摘要:

试验研究了韦伯数、气液动量比对预膜喷嘴雾化特性的影响。应用高速相机正面拍摄获得油膜表面波动形态,并用本征正交分解法分析了油膜波动频率,利用液相不连续思想获取油膜厚度;应用相位多普勒粒子分析仪获得了油滴索太尔直径。结果表明:气液动量比对油膜厚度影响较大,韦伯数对油膜波动频率影响较大。气液动量比由0.75增大到30.39,最小油膜厚度由0.38 mm减小到0.15 mm,而雾化粒度仅由38.8 μm减小到33.5 μm;韦伯数由11.91增大到61.51,油膜波动频率由2.9 Hz增大到207.0 Hz,初始雾化距离明显减小,雾化粒度由37.1 μm减小到24.9 μm。

燃气分析法测量小尺寸全环燃烧室出口温度场
资海林, 马瑛, 张阳, 李维, 张险
2024, 39(7): 20220212. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220212
摘要:

为探索燃气分析法测量小尺寸全环燃烧室出口温度场的应用,介绍了适应小尺寸全环燃烧室出口通道高度的多点非混合式水冷燃气取样探针设计,燃烧室出口分别布置2 支5 点非混合式水冷燃气取样探针和双铂铑热电偶,随位移机构旋转180°,实现正、反双向数据采集,测量二氧化碳(CO2)、一氧化碳(CO)和未燃碳氢化合物(UHC)3种组分的体积分数进而计算燃气温度。试验结果表明:燃气分析法与热电偶法测量的燃烧室出口温度分布基本一致,两者测量的相对偏差在2%以内;同时表明燃气分析法在测量航空发动机燃烧室温度场具有测温上限高、测量准确的优点。

射流预冷对航空发动机进气温度的特征性分析
冯爽, 李宝宽, 杨晓晰, 谢业平, 张海洋
2024, 39(7): 20220131. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220131
摘要:

为了研究射流预冷技术对预压段温度场的影响,采用欧拉-拉格朗日方法建立了液滴雾化蒸发过程的三维数学模型。气液两相之间的传质和动量交换是通过双向耦合的方法实现的。通过与已有试验结果的比较,验证了该数学模型的准确性。采用响应面法分析了水气比、喷射速度、液滴尺寸和喷嘴锥角对航空发动机进气温度的影响,建立了四因素三水平响应面法。结果表明:发动机进气空气温度的降温比为3.67%~26.02%。建立了基于多元回归方法的可视化非线性多变量设计优化方程,得到了水气比、喷射速度、液滴尺寸和喷嘴锥角对进气冷却效果的影响。当水气比为0.08、液滴尺寸为10.47 μm、喷射速度为39.52 m/s、喷嘴锥角为24.79°时,发动机最低预压缩冷却段温度为449.60 K。

巡航高度对飞机燃油箱水污染物生成特性的影响
杨文举, 邵垒, 曾宪君, 周宝成, 贺佳伟, 杨家豪
2024, 39(7): 20220487. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220487
摘要:

为研究巡航高度对燃油箱内水污染物生成的系统性影响,基于传热传质方程建立水污染物生成模型,对不同巡航高度下燃油箱内的溶解水、析出水、冷凝水、游离水等水污染物生成特性进行计算。结果表明:飞行过程中产生的析出水主要在爬升阶段,且巡航高度越高产生的析出水越多,11 km巡航高度产生的析出水较7 km时多出5.5%;冷凝水主要产生在巡航阶段,冷凝水总量随着巡航高度的增加而减少,11 km巡航高度产生的冷凝水较7 km时减少了34.4%;飞行过程中产生的游离水总量随着巡航高度的增加而增加,但增加幅度逐渐减缓,9 km巡航高度产生的游离水较7 km增加了1.88%,11 km巡航高度产生的游离水较9 km增加了0.92%。

叶轮机械
基于骨架特性的压气机可调叶片模型特性修正
李斌, 严红明, 李方刚, 曹传军, 杜辉
2024, 39(7): 20220459. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220459
摘要:

基于骨架特性原理,建立压气机可调叶片(VSV)变几何性能模型。介绍了压气机骨架特性处理方法的优点和适用性。基于压气机骨架特性处理方法,开发一种VSV模型修正方法,通过调整流量系数、功系数和损失系数的比例修正系数,实现压气机特性随VSV任意角度变化的高精度建模。建立自动优化方法,提高执行效率,减少人工干预。同时,与某型压气机VSV联调试验结果进行对比,相对误差达到小于0.2%的水平,验证了修正方法的正确性和精度;选用比例系数修正特定骨架特性的修正方法,可推广至压气机特性的其他二次影响修正(如雷诺数效应)。

轴流压气机叶片与机匣处理一体化优化设计
范忠岗, 巴顿, 邱佳慧, 杨晨, 杜娟
2024, 39(7): 20220069. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220069
摘要:

针对一台低速轴流压气机搭建了叶片与机匣处理一体化优化设计平台,基于自由变形技术关联设计参数与工程参数,实现多目标优化。综合考虑效率和裕度指标,在峰值效率不降的情况下获得了7.21%的裕度拓宽量。针对最优方案,分析了叶顶堵塞及损失分布,探讨了叶片与机匣处理一体化优化设计的扩稳机理。研究发现:叶片弯掠和机匣处理组合作用下,最大堵塞位置由24.7%叶顶轴向弦长后移至33.6%叶顶轴向弦长,最大损失位置由21.4%叶顶轴向弦长后移至30.6%叶顶轴向弦长,叶顶泄漏涡的抑制和低能堵塞区的消除是一体化优化设计扩稳的主要原因。

平面叶栅风洞流场品质的被动调控策略
蔡明, 高丽敏, 晋文浩, 雷祥福
2024, 39(7): 20220482. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220482
摘要:

为了提升高负荷叶型的平面叶栅试验流场品质以保证试验数据的可靠性和准确性,建立了平面叶栅流场品质的评价参数,提出了中间流线型上端壁及其与出口可调尾板组合的两种被动调控方案。采用试验验证的数值模拟方法研究了以上两种方案对高负荷平面叶栅流场品质的调控策略。结果表明:两种调控方案均能够有效抑制上端壁区域的流场恶化,进而提升平面叶栅的来流准确性、流场周期性以及二维性。采用与平面叶栅理想中间流线相匹配的上端壁安装角和周向距离,以及尾板安装角时,两种方案对流场品质的提升效果最好。中间流线型上端壁组合出口尾板方案优于中间流线型上端壁方案,使叶栅中间3个叶片通道的进口马赫数偏差不超过±0.005,来流攻角偏差不超过±0.3°;叶栅进口和出口马赫数的周期性偏差不超过0.005,气流角的周期性偏差不超过0.3°;设计攻角下叶栅轴向速度密度比(AVDR)达到1.1,叶栅二维性较好。两种调控方案对叶栅大攻角工况的流场品质调节具有很好的适用性。

波纹对高亚声叶型性能影响试验与机理分析
杨光, 高丽敏, 王浩浩, 黄萍
2024, 39(7): 20220480. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220480
摘要:

基于压气机叶片加工过程中出现的波纹现象,加工出4种波纹形式叶栅试验件并开展平面叶栅吹风试验,得到波纹对叶型性能及表面负荷的影响规律并进行机理分析。结果表明:叶背波纹现象整体上增加叶型损失。负攻角下,叶背波纹对流场的影响会传播至叶背下游和叶盆,整体改变叶型表面压力分布。气流在波纹出现位置产生“加速-减速”的周期性更迭,波纹宽度直接决定了更迭的频次,不同的波纹初始相位影响叶背前缘区域加速趋势。叶背波纹会改变前缘“吸力峰”强度,波纹对叶型前缘转捩位置的作用机制与叶型自身特性有关,当波纹起始位置在原始叶型转捩位置前,吸力峰强度的变化会改变前缘转捩位置。

叶尖定时测量误差的高精度实验分析与修正
蒙一鸣, 肖志成, 欧阳华
2024, 39(7): 20220475. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220475
摘要:

叶顶位移的精确测量是叶尖定时(BTT)技术应用于旋转叶片振动模态重构和实时状态监测的基础。设计了一套基于激光位移传感器的高精度BTT标定装置,在实验中直接获取叶顶位移的时域标定数据,并以此确定了转速波动是叶顶位移测量误差的主要来源之一。在此基础上,提出了局部5阶拟合的转速波动修正方法以提升BTT测量精度,并在标定装置上完成实验验证。结果表明:局部5阶拟合的转速波动修正方法在不同工况下均能有效提高BTT测量准确度。在旋转叶片非线性升转状态下测量误差最高降低90%;在恒定转速条件下误差可以降低38%至63%。将该算法应用在一台单级轴流压气机的实验数据中,修正的误差达0.4 mm,有效降低了BTT技术实时测量叶顶位移量的不确定度。

火箭发动机
阻塞率对液液针栓多喷注单元喷雾场特性的影响
王凯, 唐亮, 雷凡培, 杨岸龙, 周立新
2024, 39(7): 20220419. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220419
摘要:

为了研究阻塞率对针栓式喷注器喷雾场特性的影响,基于平面针栓喷注单元的研究思路,设计了结构可更换的平面针栓多喷注单元试验件,同时采用分相识别的PLIC VOF(piecewise linear interface calculation volume of fluid)多相流仿真方法及高速摄影试验方法,开展了阻塞率对液液针栓多喷注单元的雾化角、喷雾扩散角及液雾空间分布的影响规律研究。对于径向圆孔,阻塞率的改变通过改变径向孔直径及个数实现;对于径向矩形孔,阻塞率的改变还可以通过改变矩形的高宽比实现。研究发现:阻塞率对喷雾场的液雾空间分布有重要影响。在径向喷注孔总动量比不变时,阻塞率对喷雾场的影响主要通过喷雾扇空间间距的直接影响和转化为有效动量比的间接影响两种途径实现,径向孔形状对喷雾场的影响本质上也转化为阻塞率及有效动量比的影响。径向孔直径改变和形状改变造成的阻塞率变化对雾化角的影响仅通过有效动量比间接实现,喷注单元的雾化角理论模型也适用于多喷注单元;阻塞率对喷雾扩散角和液雾空间分布的影响则通过两种途径共同产生。另外,高的总动量比工况下,液雾径向分布范围会增大,相邻单元间相互作用会使得雾扇中心区和外侧区液雾分布量均增加。

针栓式变推力固体火箭发动机中针栓所受载荷
武婷文, 王健儒, 白彦军, 张璞
2024, 39(7): 20220472. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220472
摘要:

为研究不同因素对针栓式变推力固体火箭发动机内流场流动特性、发动机性能参数及针栓所受载荷的影响,探究其控制性能,采用数值仿真的方法,对不同针栓型面及针栓尾部凹槽设计下的喷管内流场进行计算研究。结果表明:针栓式变推力固体火箭发动机的推力调节范围很大,针栓受力变化也大;针栓型面的改变对针栓载荷无显著影响,最大载荷下降28%;针栓尾部凹槽的设计可以在较大程度上平衡针栓载荷,最大载荷下降56%;针栓阀体导流槽的设计对于针栓所受载荷的降低有显著作用,最大载荷下降91%,大大增强了针栓式变推力固体火箭发动机的控制性能。

基于POD的超声速尾喷焰流场时空降阶模型
孙傲, 牛青林, 王晓冰
2024, 39(7): 20230419. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20230419
摘要:

采用大涡模拟(LES)方法计算三维非定常喷焰流场,采用低通滤波器获得流场的低频、高能量的大尺度相干结构,利用傅里叶变换和本征正交分解(POD)在尾喷焰方位角上进行空间缩减,通过在主导POD时间模态中提取傅里叶模态进行时间缩减,建立超声速尾喷焰湍流的时空降阶模型(ROM)。结果表明:低通滤波器与POD截断均可对尾喷焰的中高频、低能量的小尺度结构实现滤波;前两阶方位角模态占据了射流中80.9%的能量,且主导方位角模态下的压力POD空间模态因压缩波与激波的交互作用在射流核心区出现尖锐峰值现象;尾喷焰温度和组分的POD空间模态因复燃效应的发生在下游呈现出剧烈扰动,第2阶方位角模态的POD空间模态呈现出交替的波包结构,且具有稳定的波长;尾喷焰温度与组分的POD空间模态呈现出相似的波包结构;基于傅里叶模态能量选择的时间缩减方法不仅可以降低数值不稳定性而且重建精度高。该研究可为超声速尾喷焰流场演化规律和特征提取提供理论方法,也可为目标智能化特征工程应用提供支撑。

自动控制
民航客机推力目标值计算方法
李仪, 苏三买, 梁凯恒, 朱天宇
2024, 39(7): 20220454. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220454
摘要:

推力管理是民航客机飞行管理系统的重要功能之一。在整个航线内,飞行管理系统根据不同飞行航段以及不同飞行状态,确定飞机对发动机的推力需求,并以此作为推力目标值形成发动机油门杆控制的指令,其中推力目标值的计算是推力管理的核心。针对民航客机各飞行航段的特点,采用飞行动力学方法对飞机爬升、巡航、下降三个航段中不同飞行方式下的推力目标值计算方法进行研究。以波音737-800实际飞行记录数据为算例,进行推力目标值计算方法仿真对比验证,结果表明:所计算的推力目标值变化趋势与飞行性能理论相符,典型航段推力目标值计算与实际飞行数据的对比误差不大于3%。所提出的推力目标值计算方法可为民航客机推力管理系统设计提供参考。