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结构、强度、振动
双转子发动机整机高涡转子动应力测试方法
钱正纬, 郭仁飞, 马立强, 张岩松, 孙国玉
2024, 39(9): 20220996. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220996
摘要:

设计了一种基于“遥测+长跨距引线导管”的双转子涡扇发动机整机高压涡轮转子动应力测试机构,并结合轴间遥测冷却仿真设计及定制化的高温应变计,在国内完成了双转子涡扇发动机整机高压涡轮转子动应力测试,获取了整机状态下全转速范围内高压涡轮转子叶片的动应力数据。测试结果表明:该设计的动应力测试机构及其冷却方法有效解决了双转子发动机整机高压涡轮转子测试信号引出困难、信号传输稳定性差等问题,定制化的高温应变计及其安装防护技术克服了整机高压涡轮叶片上极端高温、气流冲刷、空间狭小等恶劣安装条件。该测试方法可为相关测试任务提供重要借鉴。

考虑大变形的涡轮叶片热应力有限元算法研究
罗杰, 何旭, 李彬
2024, 39(9): 20220915. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220915
摘要:

以航空发动机涡轮叶片为研究对象,基于有限单元法,采用六面体八节点单元,提出考虑几何非线性影响的热应力计算方法;使用B-bar和混合网格技术提高了复杂网格的求解精度;采用更新拉格朗日格式考虑了大变形条件下的几何非线性问题,使用Newton-Raphson迭代方法进行涡轮叶片热应力数值求解。通过缺口平板、立方体、悬臂梁、圆环算例,与ABAQUS对比,热应力、大变形模型的相对精度达到99%;最后讨论了考虑大变形对热应力的影响,在温度、气动、离心力载荷工况下,考虑大变形后,涡轮叶片变形量减小,热应力降低,相对计算精度提高4.67%。提出的考虑大变形的热应力数值算法,可用于涡轮叶片径向间隙设计和服役寿命评估,为航空发动机零部件精细化设计提供理论和计算工具支撑。

制造误差对盘鼓组合转子模态特性影响分析
邹存建, 韩清凯, 张昊, 卢崇劭, 翟敬宇
2024, 39(9): 20220727. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220727
摘要:

为了探究制造误差对转子模态特性的影响规律,基于转子动力学和摄动理论对转子模态局部化、振型阶跃和频率转向特性发生机理进行了阐述;从转子装配工程实际出发,采用自定义函数对典型配合面制造误差形式进行表征,并生成点云数据;采用皮肤模型法将制造误差引入到转子有限元模型中,并针对该模型开展了制造误差对其频率转向、振型阶跃以及模态振型局部化特性分析;采用振型位移局部化因子对制造误差引起的转子振动模态局部化程度进行了量化分析。结果表明:当考虑制造误差且达到一定程度时,会诱发转子失谐,导致转子系统刚度发生变化,加剧频率转向特性;同时通过模态置信准则图分析可知,模态振型发生了错位阶跃和顺序阶跃现象;制造误差导致的失谐效应会使振动能量在转子的部分区域进行聚集,使某些在理想模型下落在频率通带的频率在失谐后落到了频率禁带内,出现了模态振型局部化现象;进一步对其量化分析表明,采用振型位移局部化因子能够有效表征振动模态局部化程度。论文研究方法和结果可为复杂转子装配技术提供参考。

基于小波分析和卷积神经网络的滚动轴承早期故障告警方法
刘西洋, 陈果, 尉询楷, 刘曜宾, 王浩, 贺志远
2024, 39(9): 20220622. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220622
摘要:

针对航空发动机主轴承状态监测中存在的真实故障样本难以获取、变工况通用告警阈值难以界定以及早期微弱故障难以识别问题,提出一种滚动轴承早期故障通用告警方法。该方法仅基于正常样本训练卷积神经网络,依靠退化数据与正常数据间的特征距离来构造演化状态指示器,并基于训练标签实现不同工况数据告警阈值的统一,同时利用小波频带包络信号对早期高频故障的敏感性实现提前预警;然后,基于拉依达准则划分演化阶段,确定退化与失效阈值;最后基于粒子滤波对剩余寿命进行了逐步跟踪预测。3组试验结果证明,基于不同故障试验数据的小波分析和卷积神经网络(Wavelet-CNN)特征,其退化阈值与失效阈值能被归一化在0.6和1.0附近,且对退化开始时间的预测较非小波方法分别提前13.01%、12.33%及13.70%。

带中介轴承双转子系统的“可容模态”优化设计方法
王瑞, 廖明夫, 程荣辉, 丛佩红, 雷新亮
2024, 39(9): 20220623. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220623
摘要:

为解决航空发动机双转子系统无法避开临界转速的问题,建立带中介轴承的双转子系统模型,考虑不平衡敏感度、阻尼器效果和中介轴承载荷影响,构建低压激励模态可容度评价函数和高压激励模态可容度评价函数,确定双转子“可容模态”优化设计目标函数和约束条件,建立了带中介轴承双转子系统的“可容模态”优化设计方法。研究发现,采用“可容模态”优化设计方法,与传统的“临界转速裕度”准则设计相比,带中介轴承的双转子系统轮盘最大振幅减小39.83%,轴系总质量减轻2.32%,支承外传力减小64.98%,表明所建立的带中介轴承双转子系统的“可容模态”优化设计方法是有效的。

基于自适应Kriging的中介机匣结构可靠性分析
邸昊源, 李洪双
2024, 39(9): 20220707. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220707
摘要:

为了探究中介机匣在多失效模式下的结构可靠性分析方法,建立了参数化有限元模型进行确定性分析。考虑航空发动机中介机匣的材料性能、几何参数及外部载荷的不确定性,对中介机匣两种最典型失效模式:静强度失效以及刚度失效建立极限状态函数。通过构造两失效模式下的自适应Kriging(adaptive Kriging,AK)模型并结合广义子集模拟(generalized subset simulation,GSS)方法评估中介机匣结构失效概率,并基于Copula函数理论对中介机匣失效模式的相关性进行建模,明确两失效模式之间的相互影响,并与AK-GSS方法计算结果进行对比。结果表明:中介机匣结构系统失效概率在10−6量级;相较于传统方法,AK-GSS方法求解中介机匣结构失效概率时计算时长缩减了87.7%且几乎未损失计算精度。除此之外,考虑中介机匣两失效模式相关时AK-GSS方法依旧具有高精度。

榫连接结构微动疲劳模拟件设计及试验
鄢林, 胡殿印, 田腾跃, 毛建兴, 王荣桥
2024, 39(9): 20220606. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220606
摘要:

提出了基于损伤控制参量一致的榫连接结构微动疲劳模拟件设计方法。在几何相似的基础上,保证最大相对滑移距离与临界距离内等效应力分布的一致性,确定模拟件的二维结构尺寸;在此基础上,以临界裂纹长度内应力强度因子一致为目标,优化分析确定模拟件的三维结构尺寸;开展了某型发动机涡轮榫连接结构模拟件的微动疲劳试验,试验观测到裂纹萌生于接触面边缘,裂纹初期扩展方向垂直于接触面,断裂时的裂纹长度与仿真结果相比误差小于5%,由此验证模拟件设计方法的合理性。

航空发动机涡轮榫接结构虚拟试验技术
黄宏扬, 胡殿印, 赵炎, 陈高翔, 鄢林, 潘锦超
2024, 39(9): 20220620. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220620
摘要:

为解决航空发动机涡轮榫接结构疲劳试验成本高、周期长,且试验过程状态难以实时监控等问题,开展了涡轮榫接结构疲劳的虚拟试验技术研究。通过涡轮榫接结构模拟件的疲劳试验获取载荷-位移数据,构建NARX(nonlinear auto regressive model with exogenous inputs)神经网络模型,开展位移初步预测;在此基础上采用Kalman滤波引入实测数据对预测状态进行修正,实现疲劳虚拟试验位移的实时预测和更新且预测误差均小于5%;最后,基于3D MAX和Unity 3D平台,构建高度保真的涡轮榫接结构数字模型和虚拟环境,实现涡轮榫接结构疲劳虚拟试验过程的直观展示以及数据可视化。

浅槽动压整体式浮环密封静力与动力特性数值研究
赵欢, 姜金裕, 孙丹, 王双, 李延鹏
2024, 39(9): 20220697. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220697
摘要:

建立了浅槽动压整体式浮环密封静力与动力特性多频椭圆涡动求解模型,在验证数值计算方法准确性的基础上,分析了无槽、矩形槽、螺旋槽及T型槽4种结构整体式浮环密封的静力与动力特性,研究了不同结构与工况参数下的整体式浮环密封泄漏量、浮升力以及动力特性的变化规律,分析了槽型对整体式浮环密封转子稳定性的影响,揭示了动压槽型对整体式浮环密封动力特性的影响机理。研究结果表明,泄漏量与浮升力随着偏心率的增加而增大,相较于无槽浮环密封,矩形槽泄漏量最大,T型槽的浮升力最大,为无槽浮升力的434.7%;在同一涡动频率下,矩形槽的有效阻尼最大且为正值,切向气流力与转子涡动方向相反,从而抑制转子的涡动,提高转子稳定。

刷式密封刷丝浮升效应流固耦合数值研究
孙基生, 孙丹, 赵欢, 慕伟, 张杰一, 温帅方
2024, 39(9): 20220182. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220182
摘要:

基于简化悬臂梁模型分析了刷式密封刷丝浮升效应理论,采用ALE(arbitrary Lagrange-Euler)流固耦合方法建立了刷式密封刷丝浮升效应三维瞬态数值求解模型,在验证了数值模型准确性基础上,研究了刷丝总体变形特性,量化分析了刷丝自由端轴向、径向和总体变形量,研究了结构参数与工况参数对刷式密封刷丝浮升效应的影响规律,揭示了刷式密封刷丝浮升效应诱发机理。研究结果表明:刷式密封刷丝浮升效应是前排刷丝受非定常径向气流作用产生的刷丝扰动现象,刷丝浮升效应会使前排刷丝向来流方向发生较大变形,并使前排刷丝与转子面产生径向间隙,泄漏量增加。当进出口压比从2提高至4,刷丝自由端平均变形量增加了47%,将前挡板保护高度从1.5 mm提高至2.5 mm,刷丝自由端平均变形量增加了36%,均使刷丝浮升效应增强。刷式密封前挡板与刷丝束间隙提供的径向气流通道,进出口压差在前挡板与刷丝束间隙内产生的径向压力梯度是刷丝浮升效应的诱发条件,提高刷丝直径和降低前挡板与刷丝束间隙均可降低刷丝浮升效应。

考虑微观组织演化的DD6单晶高温合金蠕变剩余寿命预测
尤文超, 王荣桥, 胡殿印, 赵炎, 潘锦超, 张斌, 陈校生
2024, 39(9): 20220628. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220628
摘要:

以DD6单晶高温合金为研究对象,通过描述微观组织演化现象分析材料位错运动硬化机制,建立考虑微观组织演化的多尺度蠕变本构模型;并通过表征蠕变损伤状态,提出考虑蠕变损伤的材料蠕变剩余寿命预测方法。试验结果表明,本文提出的蠕变模型比θ映射模型模拟精度提高了57.6%,模型参数比K-R损伤模型减少了1/3;基于蠕变剩余寿命模型的预测结果的平均预测误差为5.59%,说明模型的有效性。

气动热力学与总体设计
通用飞机螺旋桨翼型多目标优化
王志, 王赫鸣, 王紫荆, 项松
2024, 39(9): 20220636. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220636
摘要:

为获得具有较高气动性能、较低气动噪声的翼型,对某通用飞机螺旋桨所用RAF-6翼型进行优化设计。首先,使用CFD/FW-H(Ffowcs Williams-Hawkings)方法对翼型进行了流场与声场数值仿真计算;其次,分别研究翼型最大厚度、最大厚度位置、后缘下弯角度与后缘下弯位置4个设计变量对其气动性能与气动噪声的影响规律;进而,以巡航状态为设计点,以高升阻比及低气动噪声为优化目标对翼型进行多目标优化设计,获得Pareto解集;最后,通过试验验证翼型优化后的螺旋桨拉力提高14.7%,气动噪声降低2.3 dB。

旋翼/涡轴发动机动力涡轮联合变转速对性能影响研究
伊卫林, 崔志伟, 郑霆锴
2024, 39(9): 20220077. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220077
摘要:

分别建立了考虑飞行工况条件的旋翼最优转速及功率需求计算模型、动力涡轮可变速的涡轴发动机性能分析模型,以此发展了旋翼/涡轴发动机转速联合优化分析方法及程序,并以UH60A直升机及T700涡轴发动机为对象进行了典型飞行包线下的性能分析。结果表明:动力涡轮转速可变后压气机、高压涡轮稳态匹配工作线变化不大,但动力涡轮自身等熵效率随转速降低有明显下降,其性能需进一步提升。与定转速运行模式相比,完成典型飞行任务后,旋翼/涡轴发动机协同变速运行可使得总耗油量明显降低约5%。

风洞流场校测中测试排架对方向场影响的研究
丛成华, 赵芳, 易星佑, 余永生, 王宁
2024, 39(9): 20220081. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220081
摘要:

为确定排架设计参数对低速风洞流场校测中方向场局部气流偏角的影响,采用数值模拟与试验对比验证的方式进行了研究,证明当前所采用的方法能够对排架设计参数进行有效评估。采用该数值模拟方法,针对排架的阻塞度、偏离试验段轴线距离、安装角度以及方向场探针的长度等参数,对局部气流偏角测量的影响进行了分析,得到了影响规律,并建立了影响模型。结果表明:排架的阻塞度、排架偏离试验段轴线距离以及方向场探针的长度对局部气流偏角的测试影响明显;如排架气动尺寸或测试方法设计不当,将导致测试结果与真实结果差异较大,得到错误的风洞方向场品质的评估结果。

涡轮导向器喉道尺寸对燃气涡轮起动机性能的影响
樊小倩, 汪洋冰, 刘一鸣, 白杰
2024, 39(9): 20230775. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20230775
摘要:

以某燃气涡轮起动机的燃气涡轮导向器为研究对象,采用试验及数值模拟方法研究了燃气涡轮导向器喉道尺寸对燃气涡轮起动机整机及部件性能的影响。针对A、B、C型三种燃气涡轮导向器(喉道平均外径分别为ϕ111.27 mm、ϕ111.94 mm、ϕ112.34 mm)的试验研究结果表明:C'型燃气涡轮起动机较A'型燃气涡轮起动机,正常起动时间缩短14%,失效起动输出轴脱开转速升高7.1%,最大输出功率增加11.6%,起动机性能显著提高。数值结果表明:C''型较A''型涡轮级流量增加3.6%,动力涡轮最大输出功率增加12.2%,动力涡轮功率增加归因于流量增加、温度增加、温降增加的叠加效应。总之,燃气涡轮导向器喉道外径通过影响涡轮级性能改变了燃气涡轮起动机整机的匹配特性,使整机性能存在一定的分散性。

混合动力分布式电推进飞行器总体设计
李嘉诚, 盛汉霖, 陈欣, 史昊蓝, 张天宏
2024, 39(9): 20220693. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220693
摘要:

以运-7飞机作为参考机型,进行了分布式电推进飞行器的总体设计与性能分析。设计了改型后的分布式电推进飞行器的动力系统,包括螺旋桨参数设计,机翼参数修正,电动机功率计算与选型,螺旋桨气动设计,最终完成混合动力系统的设计。完整地计算了改型后飞行器的各部分质量增减情况并分析其飞行性能,相比参考机型,航程与航时分别增加了540 km与1.2 h,增加幅度超过20%,最终进行了分布式电推进飞行器的三维建模与气动特性分析。为分布式电推进飞行器建模、仿真与控制及工程应用提供了理论依据。

舰艉流场主动控制对直升机配平操纵的影响
叶毅, 陈仁良
2024, 39(9): 20220646. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220646
摘要:

为研究舰艉流场对直升机配平操纵的影响,采用了数值模拟和直升机飞行动力学模型相结合的方法,通过computational fluid dynamics(CFD)数值模拟得到舰艉流场,并探究加入流场主动控制下的舰艉流场特征,同时考虑舰艉流场对直升机的影响,建立耦合的直升机舰面起降飞行动力学模型。计算得到直升机在有无艉流下相对悬停配平结果,并进一步对比分析有无流场主动控制对直升机配平操纵的影响。结果表明:舰艉流场对直升机起降影响显著,且相比较于无控制时舰艉流场对直升机操纵的干扰,增设吹气装置可有效抑制舰艉流场下洗,减小所需总距操纵杆量7.8%,脚蹬操纵量7.5%,改善其他相应操纵,减轻驾驶员操纵负荷。

三维前飞扑翼运动学参数优化
徐启炎, 朱建阳, 朱名康, 谢鹏
2024, 39(9): 20220083. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220083
摘要:

采用田口试验和数值求解三维N-S方程相结合的方法,以提升扑翼的升举效率为目标,对缩减频率、扑动振幅和俯仰振幅这三个运动学参数进行优化。结果表明:与最差参数组合扑翼相比,最佳参数组合扑翼的时均升力系数提升了52.1%,升举效率提高了85.52%;运动学参数对扑翼气动性能影响的强弱依次为缩减频率,扑动振幅和俯仰振幅。进一步通过对扑翼表面的流场分析发现,采用最佳参数可以增强贴附在扑翼表面上涡流的强度,以及促进扑翼尾迹反卡门涡街的形成,从而使扑翼具有更好的气动特性。

分布式电推进系统气动-推进耦合特性
徐德, 许晓平, 夏济宇, 周洲
2024, 39(9): 20220681. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220681
摘要:

采用了基于k-ω SST(shear stress transpot)湍流模型求解雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程的动量源方法(MSM),针对带增升襟翼的分布式动力机翼二维简化模型,开展了垂直起飞-过渡-巡航飞行状态下的气动-推进耦合特性及物理机理研究。研究表明:涵道的抽吸效应使分布式动力机翼呈现增升减阻现象,并推迟了机翼流动分离。相比于自由来流条件,涵道喷流中的增升襟翼失速偏角从12°显著增大到34°,同时增升襟翼诱导喷流偏转,使分布式动力构型总升力得到有效提升。

侧风条件下露天试车台流场特性的数值模拟
康宜勤, 王司昭, 张巍, 邢菲, 周伟
2024, 39(9): 20220689. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220689
摘要:

采用CFD数值仿真方法,针对典型露天台进行三维简化建模,建立合适的边界条件,利用侧风设备产生的侧风风场,对露天试车台与发动机进行三维流场仿真。在此基础上,开展典型侧风风速、风向条件下的露天台与发动机联合仿真,分析在不同侧风条件下发动机进口及试验风机出口的流场特性,阐述侧风风速、风向对侧风设备出口风场均匀性及发动机进口气动交界面流场的影响规律。结果表明:随侧风速度增加,侧风装置出口风场品质提高,发动机进口流场畸变程度增加;随侧风角度增加,侧风装置出口风场品质先提高后变坏,而发动机进口气动交界面的平均总压恢复系数和最大周向畸变指数变化趋势不同;最大周向畸变指数更适合评估本研究中发动机进口流场畸变情况。

低雷诺数下低压涡轮叶片振动对分离及转捩的影响机制
张英强, 张燕峰, 朱淼怡, 董旭, 王名扬, 卢新根
2024, 39(9): 20220631. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220631
摘要:

低压涡轮叶片振动显著影响边界层演化过程和流动状态,进而影响气动性能。为了探究低压涡轮叶片振动对分离转捩的影响机制,利用数值模拟手段对比分析了低雷诺数(Re=25000)下低压涡轮叶片不同频率的振动对吸力面边界层分离及转捩和流动损失的影响。研究表明,叶片因振动与流体产生的相对运动使分离流与主流提前相遇从而引发转捩提前,限制分离泡的发展,缩减分离泡的尺寸,削弱分离泡内部回流掺混。叶片振动使边界层厚度有所减小,削弱了尾缘附近的流动阻塞与尾迹掺混,大幅度降低了分离及转捩过程中的湍流脉动水平,上述变化使总压损失得到了大幅度降低,最高可以降低23.02%,气动性能得到大大改善。

燃烧、传热、传质
燃烧室陶瓷复合材料火焰筒应用与技术分析
曾青华, 陈炫午, 曾琦, 李子万, 谢鹏福
2024, 39(9): 20220629. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220629
摘要:

基于航空发动机及燃烧室发展趋势与特点,分析新一代航空发动机燃烧室对陶瓷复合材料的需求,阐述火焰筒陶瓷复合材料的组分构成、类型特征及高温耐腐性等特性,总结不同制备方法下火焰筒陶瓷复合材料的工艺原理和优缺点,并详细讨论了陶瓷复合材料在燃烧室火焰筒上的应用现状,最后结合陶瓷复合材料显著的各向异性特点与挑战,提出燃烧室陶瓷复合材料火焰筒设计的关键技术。结论认为,陶瓷复合材料火焰筒在燃烧室上应用的技术优势明显,其在多型先进军民用航空发动机上的服役状况验证了发展陶瓷复合材料火焰筒技术路线的可行性,但由于陶瓷复合材料对热应力的高度敏感及其复杂的传热与力学特性,使得其工程应用依然存在很大技术挑战;当前陶瓷复合材料火焰筒在工程应用上亟需攻克的关键技术包括陶瓷复合材料火焰筒冷却设计、陶瓷复合材料燃烧室的燃烧组织设计、陶瓷复合材料火焰筒构件间的连接设计、陶瓷复合材料火焰筒强度正向设计等。

轮毂波瓣对同轴分级燃烧室燃烧不稳定性的影响
郑维新, 张志浩, 吕光普, 刘潇
2024, 39(9): 20230668. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20230668
摘要:

针对同轴分级燃烧室,研究了分别向塔式旋流器的主燃1级和主燃2级轮毂添加波瓣结构时的燃烧不稳定性。通过冷态实验对比了不同燃烧室结构下冷态流场之间的差异,再应用大涡模拟方法获得了燃烧室全局释热率脉动频谱以及一个脉动周期内的涡量和释热率等参数云图的变化,借助动力学模态分解分析了不同燃烧室结构下的速度和释热率等模态。向主燃1级轮毂添加波瓣能够降低强漩涡出现的频率,释热率脉动幅值为全局平均释热率的4%,相比原型燃烧室下降了约45%,其释热率模态表现为高频小振幅。而向主燃2级添加波瓣则导致最大涡强度升高,主频为471 Hz的释热率脉动幅值达到了全局平均释热率的30%以上,还出现了周期性回火,不利于燃烧室稳定运行。

结冰风洞发动机进气模拟系统稳流量进气控制方法研究及应用
冉林, 易贤, 赵照, 熊建军
2024, 39(9): 20220673. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220673
摘要:

针对结冰风洞发动机进气部件试验稳流量进气控制难题,结合提供进气条件的发动机进气模拟系统的工作原理,提出采用卡尔曼滤波无模型自适应控制方法,通过建立系统动态线性化数据模型,利用卡尔曼滤波对实际动态流量输出做真值预估,估值与期望值的差值经过动态数据模型计算,得到调节系统抽气设备转速的输入量,进行稳流量进气控制,最后应用于某型号发动机进气部件防冰试验。试验结果表明:发动机进气模拟系统运行稳定可靠,输出的进气流量符合试验要求,进气稳流量控制精度达到0.1 kg/s。

基于不稳定性理论的离心喷嘴液雾SMD半理论预测
高昭, 刘玉英, 张权, 黄勇, 王东辉
2024, 39(9): 20220626. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220626
摘要:

基于液膜雾化的不稳定性理论,同时考虑离心喷嘴锥形液膜气液相互作用过程中开尔文-亥姆霍兹(K-H)不稳定性和瑞利-泰勒(R-T)不稳定性对液膜破碎的影响,建立了离心喷嘴液雾索太尔平均直径(SMD)半理论预测模型,并在燃油温度240~300 K、燃油压力0.5~3 MPa条件下开展了离心喷嘴燃油雾化全息试验和激光多普勒粒子分析仪(PDPA)测试验证试验。研究表明:液膜表面同时存在流向波和周向波,燃油压力和燃油温度的降低,均会抑制液膜表面不稳定性的发展,使得液雾SMD增大,且相较于K-H不稳定性,燃油压力变化对R-T不稳定性的影响更为显著;模型可实现对变物性、结构和工况离心喷嘴液雾SMD的良好预测,最大预测误差在±15%左右,对离心喷嘴的雾化性能预测和结构优化设计具有一定的工程应用价值。

混合物填充速度对火焰加速及DDT转变特性实验
张永辉, 张启斌, 赵明皓, 王可, 范明华, 范玮
2024, 39(9): 20220690. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220690
摘要:

为研究脉冲爆震发动机中燃料/氧化剂混合物填充速度对火焰加速与缓燃向爆震转变过程(DDT)的影响,以乙烯为燃料、氧气体积分数为40%的富氧空气为氧化剂,进行了实验研究。采用不同的燃烧室构型、不同点火位置和不同的障碍物数量,在混合物填充速度为0、2.5、5.7、8.9 m/s和14.1 m/s的条件下,均成功获得充分发展的爆震波。结果表明:混合物填充速度越大,火焰发展也越快,对于能够起爆的工况,缓燃向爆震转变的时间最多可降低至填充速度为0 m/s时的38.9%;填充速度为8.9 m/s时,使火焰成功转变为爆震燃烧所需的障碍物数量由3对可减少为2对。提高混合物填充速度后,缩短DDT长度与点火段长度,依然能够成功建立爆震波,这对优化脉冲爆震发动机燃烧室构型,进而减少发动机长度和质量、提升推进性能具有一定的指导意义。

椭圆锥孔对导叶前缘冷效的影响及优化
江艳, 李海旺, 谢刚, 周志宇
2024, 39(9): 20220736. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220736
摘要:

采用数值仿真方法对椭圆锥孔在高压涡轮导叶前缘的气膜冷却效率进行了探究,分析对比了椭圆柱孔的两个结构参数流向扩张角和径向扩张角对前缘气膜冷却效率的影响,且分别在流向扩张角为0°~18°和径向扩张角为0°~16°范围内对椭圆锥孔进行了优化。结果表明:流向扩张角为1.4°且径向扩张角为11.1°时的椭圆锥孔表现出最高的气膜冷却效率,其相较于圆柱孔的冷却效率提升了147.5%,且椭圆锥孔的结构参数随气膜冷却效率的变化规律可拟合成四次方函数关系,当径向扩张角很小时,气膜冷却效率随流向扩张角增大,反之,气膜冷却效率基本随流向扩张角增大而减小;当流向扩张角较小时,气膜冷却效率大致随径向扩张角的增大而先增后减,当流向扩张角较大时,气膜冷却效率基本保持不变或呈现一个较小的增幅。

垂直微柱蒸发器干涸阈值模型求解及尺寸优化
高申宝, 焦凤, 何永清
2024, 39(9): 20220723. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220723
摘要:

对现有干涸阈值模型进行优化,加入重力的影响,并与毛细作用力和渗透率的求解方法进行组合,得到了平均误差约为7%的表征垂直微柱蒸发器换热性能的最佳组合模型(Darcy_avg(S)+SE)。利用该模型研究了微柱几何结构的影响,发现蒸发器最大换热能力在渗透率与毛细压力间平衡,几何尺寸接近最佳间距比(d/l≈0.35)及高的微柱对应更高的散热能力,具有更小后退接触角的微柱群对应更高的干涸阈值。重力作用下干涸长度的增加导致干涸阈值的显著降低,遗传算法能有效地用于求解不同干涸长度下的最优尺寸。排列方式影响干涸阈值,最佳间距比下叉排布置的微柱阵列较顺排布置换热能力提升近13%。

截面渐变稳态射流燃烧室燃烧与排放数值模拟
祁治伟, 王骥飞, 刘秋洪
2024, 39(9): 20220725. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220725
摘要:

针对近年来对燃气轮机低污染排放的要求,为了利用某椭圆形燃烧室低排放的优势,改善其出口不易匹配后方燃气涡轮的不足,提出了一种截面渐变概念,使稳态射流燃烧室入口为椭圆形截面,出口为圆形截面。使用数值模拟方法对其燃烧特性和出口处的流动与排放特性进行了研究,探究了截面渐变技术对燃烧室排放特性和流动特性的影响。与圆形燃烧室对比,截面渐变稳态射流燃烧室NO排放量降低了51.26%,保持了椭圆形燃烧室低排放的优势;与椭圆形燃烧室对比,有2.85%的NO排放量增加,但出口温度的均匀性提高了4.27%,同时能为后方燃气涡轮中的叶片提供更匹配的温度分布,证明了该截面渐变概念的可行性,可以为后续更多截面渐变技术研究作参考。

涡轮级间燃烧压力恢复系数对涡扇发动机的性能影响仿真
肖阳, 龚建波, 张坤, 李丹, 汤东
2024, 39(9): 20220679. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220679
摘要:

为了分析级间燃烧室的压力恢复系数在不同飞行状态下,对中等涵道比带级间燃烧室混合排气涡扇发动机净推力和单位燃油消耗率的影响,基于原未带级间燃烧室发动机的循环参数,增设了级间燃烧,建立了部件级稳态性能计算模型,仿真结果表明了:当涡扇发动机在飞行高度为5 km,飞行马赫数为0.8,级间燃烧室压力恢复系数由0.92变为0.8时,单位燃油消耗率相对增加12.2%;而当飞行高度为5 km,飞行马赫数为1.8,级间燃烧室压力恢复系数由0.92变为0.8时,单位燃油消耗率相对增加20.3%。所用的计算程序在进行模型仿真时,级间燃烧室压力恢复系数基本不变,而在现有的级间燃烧室研究中表明:级间燃烧室压力恢复系数会随着飞行马赫数的增加而变大,当飞行马赫数由0.8变为1.8时,级间燃烧室压力恢复系数会相对增大2%以上,因此对计算结果采用了变级间燃烧室压力恢复系数的视角,研究了其对发动机性能的影响。

动力传输
减速器回差的动态特性研究
石照耀, 程慧明, 俞志勇, 左广祥, 于渤
2024, 39(9): 20230541. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20230541
摘要:

基于传动误差对回差的动态特性展开研究,综合考虑转矩、加载速率和转速的影响,解析了回差与传动误差的关系,论证了回差的动态特性,研究发现可通过正反向传动误差相减得到回差。探讨了回差的分类,可分为动态回差、准静态回差和静态回差。给出了回差的测试方法,动态回差可通过双向传动误差法得到,准静态回差和静态回差可以通过滞回曲线法获得。以小型减速器和大型减速器为例,进行了回差的试验研究,验证了回差的动态特性;研究发现动态回差和准静态回差是动态变化的,而静态回差不受加载速率依赖性的影响,试验结果与理论分析一致。最后指出了该研究在理论和工程应用方面的价值。

基于短时傅里叶变换及其倒频谱的滚动轴承静电监测
刘若晨, 顾双双, 孙见忠, 左洪福, 贝绍轶
2024, 39(9): 20220699. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220699
摘要:

针对滚动轴承在常规监测方法下耦合多激励源问题,引入静电监测技术,提出了基于短时傅里叶变换及其倒频谱的故障特征提取方法。设计搭建了滚动轴承静电监测试验平台,采集正常和故障情况下滚动轴承的静电、振动信号。从静电信号的时域、频域和时频域角度对比研究,证明了使用时频分析联合倒频谱的方法能准确提取出与实际轴承故障位置相匹配的特征值;对比同步振动信号的故障特征,展现了静电信号低频特征突出、高频衰减快的特点。试验结果表明:滚动轴承发生早期磨损故障后会伴随强烈的静电现象产生。对静电信号进行短时傅里叶变换及倒频谱分析,能有效去除高频激励源,凸显出低频段内轴承故障特征。相比于振动检测,静电检测采集的信号源能较为直接地反映轴承故障信息,为设备故障诊断提供了新思路。

参数自适应CYCBD的滚动轴承复合故障特征提取
项伟, 刘淑杰, 李宏坤, 曹顺心, 吕帅, 杨晨
2024, 39(9): 20220716. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220716
摘要:

针对滚动轴承早期故障信号特征难以准确提取与分离问题,提出参数自适应最大2阶循环平稳盲解卷积(CYCBD)的滚动轴承复合故障特征提取方法。基于不同的故障类型,以谐波能量比指标为适应度函数,采用麻雀搜索算法自适应获取解卷积的最佳滤波器长度和循环频率,利用得到的最佳参数组合对原信号中的故障成分逐一提取,并对解卷积后的信号开展包络谱分析,实现轴承复合故障的诊断。分析结果表明:所提出方法能够在强噪声背景下,清晰准确地分离出轴承故障实测信号中的内圈故障频率的1~4倍频及外圈故障的1~6次谐波分量,而其他常用方法只能提取到少数故障频率且分辨能力较低,所提出方法的诊断效果明显,具有更高的应用价值和推广性能。

基于改进复合多尺度样本熵的行星齿轮箱故障诊断
李伟, 王付广, 王东生
2024, 39(9): 20220691. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220691
摘要:

针对多尺度样本熵受样本长度影响较大,且粗粒化过程较粗糙,易忽略有效信息的不足,在复合多尺度样本熵的基础上,以采样点间能量分布作为权重进行粗粒化计算,提出了改进的复合多尺度样本熵,并将其应用于行星齿轮箱故障诊断。通过仿真信号研究不同参数和不同噪声特性对改进复合多尺度样本熵算法的影响,将其与多尺度样本熵、广义多尺度样本熵、复合多尺度样本熵进行对比,验证了本文改进算法的稳定性。结合变分模态分解、主成分分析和支持向量机对行星齿轮箱实验信号进行故障诊断。对比结果表明:所提方法能够有效地实现不同工况和不同结构行星齿轮箱太阳轮常见故障诊断,且故障识别率达到95%以上,具有一定的有效性。

层叠式推力箔片轴承静特性仿真及试验研究
徐科繁, 张广辉, 韩佳真, 黄钟文, 吉世伟
2024, 39(9): 20220672. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220672
摘要:

为阐明层叠式推力箔片轴承的流-固耦合机理,基于有限差分法和厚板单元建立了该轴承数值仿真模型,借助Newton-Raphson法将基于一阶滑移模型的可压缩雷诺方程线性化,基于迭代求解获取了该轴承静特性随工况参数的演变规律,搭建了层叠式推力箔片轴承起飞转速试验台,明确了起飞转速判断依据,数值结果和试验结果吻合较好。研究结果表明:当转速不大于20000 r/min时,考虑滑移边界后轴承承载力普遍下降3%左右,此时应考虑该影响。由于二次楔形效应,小间隙时轴承压力分布呈明显的“双峰”状。轴承间隙内摩擦状态的改变会导致试验数据波动,据此可确定轴承起飞转速。与文献数据和试验数据的对比结果表明,相关数值仿真模型更适用于分析轴承重载情况。

含局部缺陷的成对角接触球轴承接触载荷分析
许恩典, 徐腾飞, 杨利花, 李子航, 胡禧龙, 王浩泽
2024, 39(9): 20220443. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220443
摘要:

建立了外滚道含局部缺陷的成对角接触球轴承(DACBBs)准静态力学模型,并考虑了缺陷深度、周向宽度以及轴承的时变特性。在此基础上,对纯径向和联合载荷两种工况下局部缺陷的尺寸和位置对DACBBs内部接触载荷的影响进行了系统研究。结果表明:接触载荷对缺陷非常敏感,当左右列轴承分别或共同含局部缺陷时,轴承两列的载荷分布有较大差异。含缺陷的那列轴承载荷分布会产生局部突变现象,突变的幅值和宽度随缺陷尺寸的增大而增大,而不含缺陷的另一列轴承突变很小。另外,成对轴承应视为整体进行研究分析,不同安装方式下,缺陷产生的影响也有较大差异。当前研究对揭示DACBBs的失效机制、可靠性分析以及设计具有重要意义。

一种用于滚动轴承故障诊断的改进EWT方法
盛嘉玖, 陈果, 康玉祥, 贺志远, 王浩, 尉询楷
2024, 39(9): 20220677. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220677
摘要:

针对经验小波变换(EWT)在滚动轴承故障信号最优频带提取中存在的问题,提出一种基于提取能量包络趋势线以自适应划分频带的改进EWT方法,并应用于滚动轴承故障诊断。利用Teager能量算子将频谱转换成能量谱,通过反复希尔伯特变换得到能量包络线。提取极大值并平滑处理,获得能量包络趋势线,对其进行1阶差分,选取有效极值点以自适应划分频带。构造一种归一化故障特征频率显著性指标,作为故障诊断和最优共振频带选取的有效判据。通过滚动轴承故障仿真和试验数据对算法进行验证。结果表明:相比于原始EWT,该方法可有效识别滚动轴承早期故障并合理选取最优共振频带。针对外、内圈故障数据所提指标可平均提升48.0%和174.1%。

火箭发动机
氢氧燃烧加热器点火试验和数值仿真研究
方昕昕, 伍军, 康忠涛, 王振锋, 翟小飞, 李宏斌, 黄可武, 王世茂, 刘龙, 代雄
2024, 39(9): 20220821. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220821
摘要:

点火试验和数值仿真研究了氢氧燃烧加热器,对比了二组元和三组元两种不同构型的加热器性能。试验结果表明:二组元和三组元燃烧加热器均实现了“自点火”,相较于三组元燃烧加热器,二组元燃烧加热器点火延迟时间减小约17.0%。试验中二组元和三组元燃烧加热器分别稳定燃烧190 ms和189 ms,没有出现不稳定燃烧。试验和数值仿真得到的高温点火区分布类似,三组元加热器高温点火区更集中于氢气喷孔之后,二组元加热器高温点火区呈现V形。从试验喷嘴图像可见,相较于二组元燃烧加热器,三组元燃烧加热器在喷嘴出口处烧蚀的面积更大,烧蚀部位的温度更高,与数值仿真结果一致。

阀门开启时差对150 N自燃推进剂发动机工作过程的影响
陈锐达, 田增, 陈泓宇, 徐辉
2024, 39(9): 20220683. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220683
摘要:

为了研究阀门较大开启时差对采用自燃推进剂的空间液体火箭发动机工作过程的影响,对150 N发动机开展高空模拟热试车,考察了氧阀、燃阀分别先开40、100、500、1 000 ms对发动机工作稳定性、点火推力峰值和响应时间的影响。试验结果表明,发动机均可以成功点火,稳定后的推力值基本不变。氧阀先开、燃阀先开时的点火推力峰值分别约为稳定推力的1.01~1.05倍和 1.04~1.07倍,与两阀同步信号开启时相当。燃阀先开时,启动响应时间延长了约16 ms。阀门单独打开时,氧化剂发生了充分闪蒸,流场中部夹杂冰粒喷出,燃料发生了部分闪蒸。当阀门开启时差达到500、1 000 ms时,氧阀、燃阀单独打开过程中,输出推力分别约11、6 N,分别占稳定推力的7%和4%,且后者输出推力呈现波动下降的趋势。

双喷管运载火箭起飞阶段发射平台热环境研究
赵晨耕, 乐贵高, 苏逸飞, 孙中一, 王逸尘
2024, 39(9): 20220717. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220717
摘要:

以双喷管运载火箭动力系统构成的发射平台为研究对象,采用数值模拟的方法对火箭起飞阶段发射平台的热环境展开研究。基于三维可压缩Navier-Stokes方程、k-ε方程湍流模型、2阶迎风TVD(total variation diminishing)离散格式,构建了双喷管运载火箭燃气射流模型。研究表明:喷管中心轴线与导流槽的交点处为导流面的冲击最大处,温度和压强极高,火箭尾焰射流冲击导流槽造成的反溅可能会进一步恶化发射台的热环境。火箭起飞过程中的漂移会加大射流对发射台的冲击,使其表面温度和压强迅速升高,减少其使用寿命。该研究为运载火箭起飞阶段发射平台的热环境评估提供了有效的方法,对热防护系统的安全设计具有重要的工程应用价值。

柔性接头摆心漂移测量误差的理论与实验研究
张金尧, 任军学, 薛牧遥, 童悦, 郑庆
2024, 39(9): 20220710. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220710
摘要:

为定量研究柔性接头摆心漂移测量的误差来源,利用ANSYS计算了接头在容压10 MPa、不同摆角下的摆心漂移。结合某柔性接头的实验结果分别研究了摆杆形变、水平位移传感器推杆测量误差、铅垂位移传感器推杆测量误差及铅垂传感器水平方向偏移这4种误差对摆心漂移的影响,并研究了柔性接头自身结构误差对于摆心漂移测量的影响。结果表明:修正4种误差后的测量结果与仿真结果吻合良好,证实了摆心漂移测量的误差来源,其中水平位移传感器推杆测量误差占柔性接头摆心漂移圆柱包络面高的总误差的65.98%,铅垂位移传感器推杆测量误差占接头摆心漂移包络面半径总误差的77.32%;柔性接头自身结构的误差也会影响摆心漂移的测量,弹性件与增强件厚度误差引起的散布趋势较为一致,结果可为柔性接头摆心漂移测量误差分析提供理论指导。

固体火箭发动机喷焰瞬态特性实验
魏天宇, 傅德彬, 刘浩天, 冯自瑞, 刘岭岳
2024, 39(9): 20220088. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220088
摘要:

以固体火箭发动机系留实验采集图像数据为基础,采用图像均值与方差分析、喷焰典型位置亮度时间序列的快速傅里叶变换(FFT)、改进Hilbert-Huang变换(改进HHT)等方法对其瞬态特性进行分析处理。分析结果表明:在获取的频带内,喷焰整体不存在明显的主脉动频率,各个频率上均存在较小的脉动分量,且核心区的脉动幅值要小于湍流混合区,同时湍流混合区的脉动与核心区的脉动之间存在相关性,基于改进的自适应噪声完备集合经验模态分解算法(ICEEMDAN)的改进HHT变换可作为分析固体火箭发动机喷焰等非平稳信号瞬态特征变化机理的有效手段。

针栓结构参数对液氧/甲烷发动机跨临界燃烧效率的影响
谭天军, 张斌, 李志强, 向纪鑫, 徐吉峰, 任和, 郑晓霞
2024, 39(9): 20220825. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220825
摘要:

为了研究跨临界燃烧下针栓结构参数对燃烧效率的影响,采用标准k-ε湍流模型、非绝热稳态扩散火焰面模型,同时考虑流体真实物性,对液氧/甲烷针栓式发动机跨临界燃烧进行数值研究。分析不同物性计算方法对推力室内流场影响,并分析针栓喷注器径向环缝宽度、轴向环缝宽度对发动机燃烧效率的影响。结果表明:考虑跨临界效应时,形成的中心回流区和高温区域均较小。在一定范围内,径向环缝增大,燃烧效率先减小后增大,轴向环缝宽度增大,燃烧效率降低,轴向环缝宽度取较小值而径向环缝宽度取较大值时,可获得较高的燃烧效率。动量比小于1时,增大轴向动量可有效改善混合;动量比大于1时,增大轴向动量对改善混合的作用减弱。燃烧效率随动量比增大而降低,当不同工况的动量比值接近时,总动量较大工况的燃烧效率更高。

当量比对常温煤油-氢气-空气旋转爆轰传播影响
黄瀚黎, 吕亚锦, 郑权, 吴明亮, 肖强, 王放, 翁春生
2024, 39(9): 20220712. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220712
摘要:

为研究当量比和氢气质量分数对旋转爆轰波传播特性的影响,燃料采用煤油和氢气,氧化剂为空气,数值模拟了旋转爆轰过程,分析了旋转爆轰波传播特性、内流场组分分布特征以及爆轰波稳定性。计算结果表明:随着氢气质量分数的增加,旋转爆轰波成功起爆的当量比范围逐渐变窄,爆轰波压力峰值整体呈下降趋势,爆轰波传播速度呈上升趋势,速度亏损随当量比增加先减小后增大。贫燃条件下,富燃区燃料与氧化剂掺混不均匀且氧气呈条状带分布;富燃条件下,缓燃区增大缓燃加剧,富氧区边缘呈波浪状。爆轰波在当量比1.0~1.2之间传播稳定性较高;从点火到形成稳定旋转爆轰波的时间在当量比为化学恰当比时达到极小值,但随氢气质量分数增加而逐渐增加。

叶轮机械
多级透平试验模化准则研究
石䶮, 周晟鋆, 黄单, 彭生红
2024, 39(9): 20240143. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20240143
摘要:

为提升多级透平中温模化试验的流场相似性,构建并校验了两级透平三维数值模型,定量研究试验模化准则选取对流场相似性的影响,提出了一种调整工质比热比的新方法。结果表明:中温模化条件下的工质比热比与设计值不相等,导致多级透平流场相似性沿流动方向逐渐下降;保证膨胀比模化准则时,末级透平动叶气动载荷系数降低4.78%,出口气流角偏差达3°~5°;保证折合功率模化准则时,末级透平折合转速偏大1.29%,动叶气膜冷气出流背压下降2.5%~6.5%;将空气燃烧转变为燃气再与水蒸气掺混,可以得到与不同等级重型燃气轮机真实燃气比热比相等的试验工质;在中温试验条件下使用该工质,多级透平的折合转速、折合功率、膨胀比相等三个模化准则同时满足,气动参数与设计值偏差不超过−0.54%~0.52%。

轴向间距对单级风扇纯音噪声的影响
束王坚, 陈聪聪, 杜林, 孙晓峰
2024, 39(9): 20220692. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220692
摘要:

针对单级风扇纯音噪声的远场声辐射预测,介绍了一种混合计算方法。其中,非线性谐波(NLH)方法用于转静干涉载荷声源的计算,声类比方法用以获得自由场的辐射声场,机匣的散射作用通过边界积分方法(BIEM)加以考虑。该混合方法可以同时预测管道内的声传播和管道外的声辐射。采用NASA的Advanced Noise Control Fan(ANCF)项目中的单级风扇作为研究对象,研究了实验间距下转静交界面位置的影响,确定交界面位置取在转静间距0.5倍,此时和远场声辐射实验结果最为接近。随后研究转静轴向间距对纯音噪声的影响,随着间距的减小,静子表面非定常载荷幅值、远场噪声指向性声压级相应增加。在低频下噪声指向性形状保持一致,高频噪声的指向性形状和声压级变化明显。

渐缩型连接孔对双层壁冲击冷却的影响
刘雨松, 朱华, 严彪, 李亮
2024, 39(9): 20220718. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220718
摘要:

为探究叶片前缘双层壁冲击冷却中连接孔结构对整体流动和换热特性的影响,建立了具有0°、5°、10°、15°、20°倾角的5个渐缩型连接孔冲击冷却模型,采用ANSYS CFX进行数值模拟。结果表明:在双层壁冲击冷却结构中将连接孔调整为渐缩形态能显著提升综合换热能力。当连接孔倾斜角从0°增大到20°,其倾角变化对结构内、外腔室流动损失影响不大;内靶面平均努塞尔数随倾角的变化几乎不变,但外靶面换热强度随着倾角增大先增强后削弱。当连接孔倾角为15°时,外靶面平均努塞尔数最大,相比标准结构提升了19.7%;总综合换热因子随连接孔倾斜角的增大呈现先增大后减小的趋势,倾角为15°时,综合换热因子达到最高,相比于标准结构提升了12.15%。

基于TILS算法的汽轮机叶片排序方法
刘谊, 郭闯强, 朱映远, 张庆利
2024, 39(9): 20220612. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220612
摘要:

通过优化汽轮机叶片的安装顺序,来减少安装后的残余不平衡量。对此提出一种阈值式迭代局部搜索(threshold iterative local search,TILS)算法,该算法在迭代局部搜索(iterative local search,ILS)算法基础上,采用阈值限定扰动与随机扰动相结合的方法来跳出局部最优解,减少了平均到达局部最优解所需的迭代步数。实验证明,该方法可以在短时间内找到一个近似最优叶片排序组合,相对于ILS算法,搜索效率提高了20%以上。计算得到的合成质径积的近似最优解,相对于现有分组排序法、遗传算法、云自适应遗传算法(CAGA)等方法,分别减小到其最优解的0.33%~31%,且计算时间也大幅度减小。

安全性、适航
激光选区熔化航空发动机制件适航符合性验证方法研究
郭婧, 何歆, 周晨阳, 付秋菊, 刘伟, 王天元, 吴宇
2024, 39(9): 20230765. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20230765
摘要:

针对民用航空发动机激光选区熔化制件适航符合性验证需求,总结了激光选区熔化技术在航空发动机中的应用现状,分析了激光选区熔化制件适航符合性验证相关参考资料要求,研究了激光选区熔化航空发动机制件适航符合性验证方法。目前,国外已有激光选区熔化航空发动机制件通过了适航审定,而我国在该领域仍处于起步阶段。基于相关参考资料及传统工艺适航符合性验证方法,认为激光选区熔化航空发动机制件的适航符合性验证方法主要应包括:建立激光选区熔化材料规范、认证激光选区熔化工艺、鉴定激光选区熔化成形材料是否合格及确定设计用材料性能。

飞行器沉积静电充电电流计算方法
童晨, 李海龙, 尚嘉伟, 段泽民, 司晓亮, 李志宝, 黄业园, 孙国庆, 颜伟, 仇善良
2024, 39(9): 20220633. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220633
摘要:

创新性地利用有效投影面积的概念来计算有效面积系数K。在Comsol软件中利用Spalart-Allmaras(S-A)湍流模型与粒子曳力模型改进了标准中的计算公式,以某型飞机为例进行了流场及粒子追踪仿真。结果发现粒子直径越大,有效投影面积越大;飞行速度高,粒子碰撞数量越多;随着巡航高度的增加充电电流密度增加。最终得出飞机的充电电流密度最大为395 μA/m2,与实际观测值接近误差在1.25%以内。

自动控制
VCE身份证动态模型部件特性快速自动修正方法
邹泽龙, 黄金泉, 周鑫, 周文祥, 鲁峰
2024, 39(9): 20220680. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220680
摘要:

为实现模型部件特性快速自动修正的工程需求,提出一种针对身份证模型部件特性的增强型自动修正策略,以稳态试车数据为输入,依据可测传感器组合,分析选取合适的特性修正系数组合,并耦合个体试车数据对共同工作方程进行设计,利用多点修模的双环策略快速自动修正部件特性,实现某型变循环发动机身份证模型的快速自动修正。采取逆流路扰动及Newton-Raphson迭代阻尼系数自调整法和特性图外插保护逻辑等方法提高算法的运行速率和稳定性。仿真结果表明:修正后模型输出最大误差小于0.1%,在2.10 GHz处理器的计算机上单、双涵道模式与常规部件级模型相比,耗时减少98.6%以上,所修正后模型可用于控制律设计以及为确定发动机当前真实状态提供参考。