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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
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20230775
摘要:

本文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。

分排式三股流喷管流动与噪声特性数值研究
杨玉明, 周莉, 史经纬, 王占学
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20230078
摘要:

采用数值模拟方法研究了引入第三股流后喷管的流动与噪声机理,第三股流涵道比增大对流动与噪声特性的影响。结果表明:引入第三股流使得风扇流速度核心区长度增加,主流核心区末端与自由来流的直接掺混轴向距离缩短,两者间的湍流掺混峰值下降约2.63%,但由于喷流下游剪切层厚度增加,有限的低速第三股流在各方向上的降噪效果有限。第三股流涵道比的增大方便实现,这不仅可以在降低耗油率的同时增加发动机推力,还可以降低排气系统的宽频噪声。第三股流涵道比增大至2.52,不仅使得主流核心区末端的湍流掺混强度减弱,而且使得第三股流与自由来流间强剪切层的掺混强度减弱,主流核心区末端的掺混强度相较于设计工况降低8.57%,各方向上的总声压级均降低,降低峰值约2.37 dB。

反应进度对燃气分析法测温系统误差的影响
李昊, 刘勇, 张祥, 杨晨, 刘重阳
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20230075
摘要:

基于焓值守恒法计算燃气温度的误差通常认为来源于直接测量和高温分解的影响,在某型高温升燃烧室的测试中发现:高温环境下以热电偶测量结果作为参考标准来评价燃气分析法的性能会引入较大响应误差,因此采用Sandia实验室的湍流火焰数据作为参考标准对各测点温度进行对比分析。结果显示焓值守恒法计算的温度与实验中测量的温度整体平均误差较小,但是在反应初始区域以及燃烧区域出现较大误差。进一步研究发现:燃气分析法测温不确定度主要来源于反应进度,采用反应进度变量能够对温度计算结果的不确定度进行量化,进而对燃气分析测温法的适用范围进行判断和限定,为进一步研究焓值守恒测温法在湍流火焰和发动机燃烧室测温中的应用以及不确定度评估提供了参考依据。

复合材料薄壁锥壳振动响应仿真及试验分析
王治州, 马艳红, 韩丁, 王永锋, 洪杰
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20230073
摘要:

以某超燃冲压发动机尾喷管为对象,采用三维有限元分析方法,建立尾喷管有限元模型,开展薄壁锥壳振动特性分析、随机振动环境下的结构动力响应分析和相应的动力学试验验证。结果表明:尾喷管模态丰富,振动形式主要为多阶节圆、节径振动;在受到轴向随机振动载荷时,总体表现为周向阶数m=6、轴向阶数n=1为主的振型,喷管后段振幅较大,对加速度有明显放大,可能成为动力学设计的薄弱位置;仿真与试验能较好地对应,模态频率的误差在10%以内,符合工程计算要求。因此仿真方法具有实际应用价值,为超燃冲压发动机的动力学设计及评估提供了参考。

低雷诺数下叶片振动对高亚声速压气机附面层流动的影响机制
陈才艳, 张燕峰, 张建设, 张英强, 董旭, 王名杨, 卢新根
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20230086
摘要:

为了探索低雷诺数Re下高亚声速压气机叶片振动对附面层流动状态的影响,利用数值模拟手段分析了压气机叶片在不同振动频率下叶片表面附面层分离、再附及转捩的变化规律和流动损失的变化规律。研究表明,在Re=1.5×105条件下,叶片振动引起附面层垂直壁面法向的相对速度增加,使得分离后的附面层提前与主流发生掺混,促使转捩提前,此时壁面附近法向位置处的法向速度型更饱满,这提升了附面层抗分离的能力,限制了分离泡的发展。此外,叶片振动造成附面层和分离泡厚度变“薄”,这使得尾缘堆积的低能流体减少,削弱了尾缘附近流动堵塞和尾迹掺混,进而减少流动损失,改善了低Re条件下高亚声速压气机叶型的气动性能。

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
, 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。

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
, 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。

三维前飞扑翼运动学参数优化
徐启炎, 朱建阳, 朱名康, 谢鹏
, 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。研究结果表明: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。

含衬经的三维机织复合材料参数化建模方法与力学行为
郭颖钊, 崔海涛, 温卫东, 张宏建, 赵思钰, 鞠宏奎, 郭俊华
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220950
摘要:

为了能够更为准确地描述机织复合材料的细观结构和力学行为,建立了一种适用于含衬经的三维机织复合材料的参数化模型构建方法,讨论了几何模型内部各参数之间的等式约束关系,并以此建立了几何约束模型以实现对几何模型的参数化描述。在几何约束模型的基础上,重点讨论了参数化模型的建立方法,以输入参数建立了几何模型与实际结构的映射关系,提高了几何模型对实际结构的还原程度,对材料的分析与设计具有指导意义。采用渐进损伤模型预测了三维机织复合材料的经向强度,并与试验结果进行对比。在拉伸载荷作用下,经纱和接结纱以纵向断裂失效为主,纬纱以横向开裂失效为主,富树脂区的失效模式为拉伸断裂,经向强度预测值为853.6 MPa,相对误差为2.3%,与试验结果基本吻合。

高压涡轮导叶压力面异型气膜孔特性
江艳, 李海旺, 谢刚, 陶智, 周志宇
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220963
摘要:

研究采用数值仿真方法对高压涡轮导叶压力面上圆柱孔、扇形孔、簸箕孔和后置孔的流动和传热特性进行了对比分析。其中扇形孔在展向上扩张12°,后置孔在流向上扩张7°,簸箕孔在两个方向上都有扩张。结果表明:在所研究的吹风比范围内,扇形孔和簸箕孔的绝热气膜冷却效率最大,且当吹风比为2时,扇形孔和簸箕孔的气膜冷却效率分别最高比圆柱孔提高了128.9%和146.9%。此外,簸箕孔的热流密度净收益最大,比圆柱孔提高了28.8%,说明簸箕孔是最佳方案。另外研究发现,展向扩张角对流动和换热特性的影响大于流向扩张角,且气膜冷却效率对热流密度净收益的影响大于传热系数。

类椭圆形CMC火焰筒多斜孔冷却性能数值分析
于国强, 隋正卿, 陈正扬, 倪政, 杜金康, 高希光, 宋迎东
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20230084
摘要:

为了提高陶瓷基复合材料火焰筒壁面的冷却性能,在现有的圆形多斜孔冷却结构的基础上,设计了一种新型类椭圆形多斜孔冷却结构。同时,采用三维数值模拟的方法将两种多斜孔结构的冷却效果进行了对比。结果表明:新型类椭圆斜孔特征模拟件相较于圆孔特征模拟件,壁面高温区域明显变窄,高温热斑减少,温度分布更加均匀;在经纱方向,类椭圆斜孔特征模拟件高应力区域减少,应力集中现象减弱;在纬纱方向,类椭圆斜孔特征模拟件与圆孔特征模拟件均存在高应力区域。

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
, 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、完全塑性的三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。

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
, 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。

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
, 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。

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
, 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合格及确定设计用材料性能。

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
, 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。

航空花键接触刚度仿真与试验
李英杰, 赵广, 袁运博, 侯志强, 郭梅, 张大义
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20230070
摘要:

针对航空花键接触刚度数量级高导致的直接试验测量难度高、误差大的现状,以某型号航空发动机花键连接结构为研究对象,经过合理的简化与缩尺设计,建立相应的花键结构模型。仿真得到花键接触刚度及其随传递扭矩、横向力的变化规律,并搭建与仿真模型一致的试验台进行刚度测试。结果表明:当横向力不变时,花键的接触刚度随传递扭矩的增大而非线性增大,并逐渐趋于稳定;当花键处于相同的扭矩和横向力作用时,处于加载和卸载过程中的花键接触刚度值不同,并出现迟滞现象;试验测得在所有扭矩下的花键平均刚度值为20.48 MN/m,仿真结果与试验结果的平均误差为8.54%,试验与仿真结果取得了较好的一致性。该研究为航空花键接触刚度的研究提供了参考。

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
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220733
摘要:

针对扰流片机构三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,侧向力主要由三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52°~23°以内的小角度调节时,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。

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
, 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降低明显降低总耗油量约5%。

新型开缝翅片管壳侧传热与阻力特性
丁天翔, 彭浩, 马杰
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20230076
摘要:

设计了一种新型开缝翅片,通过实验与数值模拟研究新型开缝翅片的流动传热特性,分析翅片间距与相对开缝高度对新型开缝翅片的传热与阻力特性影响规律,并采用幂函数多元非线性拟合获得相关的流动传热关联式。研究表明:新型翅片管相较于平直翅片管壳侧综合传热性能提升了1.46~1.64倍。在雷诺数Re=9500、相对开缝高度为0.5时,翅片间距从1.6 mm减小到1.0 mm,空气侧努塞尔数Nu增加了19.44%,空气侧f增加了39.54%,综合传热性能增强了6.88%;在雷诺数Re=9500、翅片间距为1.2 mm时,相对开缝高度从0.4增大到0.7,空气侧Nu增加了11.55%,空气侧f增加了4.74%,综合传热性能增强了9.84%。最后提出了平均偏差在10%以内的努塞尔数Nu和阻力系数f的计算关联式。

基于深度学习的湍流火焰三维羟基浓度场的时间超分辨率成像
钟越, 蔡敏男, 徐文江, 杨帆
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20230071
摘要:

针对火焰三维羟基浓度场的高速测量难度大、成本昂贵的问题,提出一种基于深度学习的帧重建模型Cycle-3D-CNN,用于连续时间的湍流火焰三维羟基浓度场数据。使用基于循环一致性的三维卷积神经网络(3D-CNN),以数值驱动的方式实现了更高的时间分辨率。在实验分析中使用该模型分别实现了三维羟基浓度场时间序列的两倍和3倍时间分辨率提升,验证了其良好的重建性能。在两种实验结果中,峰值信噪比(PSNR)均值分别达到了33.57 dB和30.37 dB,结构相似性(SSIM)指数分别达到了0.899和0.813,均优于传统的帧重建方法。

叶片单一与耦合误差对轴流压气机性能的影响
楚武利, 何旭东, 杨吉博, 刘凯烨
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220941
摘要:

由于加工工艺等因素的限制,在实际的加工过程中,理论叶型与实际叶型之间总会存在微小误差。针对跨声速压气机转子Rotor 37,采用数值模拟和NIPC(非嵌入式多项式混沌方法)相结合的方法,研究轴向位置度误差与安装角误差对压气机气动性能的不确定性影响。结论表明:对于轴向位置度和安装角服从零均值标准正态分布的加工误差,两者单一变化或耦合变化时,转子气动性能对各误差敏感性基本一致,只有个别参数有区别。轴流压气机气动性能与各个误差的相关性有强弱之分,加工时应当关注强相关性的性能参数。叶片耦合误差对压气机的影响为叶片轴向位置度误差和安装角误差的影响的叠加。

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
, 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。

螺头/螺母约束状态对螺纹松动特性的影响
张功平, 刘文光, 黄政, 李可昊, 成龙
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20230675
摘要:

为研究螺头/螺母约束状态对螺纹松动特性的影响,提出了约束螺头或螺母的两种螺纹连接防松结构,建立了单搭接螺栓连接结构的精细有限元模型,分析了横向振动条件下不同防松模型螺纹松动的过程,并进一步讨论了不同模型在不同加载、螺纹面摩擦因数、承压面摩擦因数等条件下的螺纹松动特性,通过螺纹松动试验验证了防松效果。结果表明:在相同条件下,对于未约束螺头和螺母的普通连接结构,在振动前期螺栓预紧力损失最大,最容易发生松动;对于约束螺头的新型连接结构,其螺栓预紧力衰退最慢、损失最少,具有很好的防松效果;而对于约束螺母的连接结构,其螺纹松动最快,不具有防松效果;工程中可以考虑设计螺头被约束的连接结构,以提高螺纹连接防松能力。

飞机表面过冷水膜流动特性及控制研究进展
贾滢暄, 沈一洲, 刘森云, 许杨江山, 沈汝洵
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20230199
摘要:

为深入认识飞机表面过冷水膜的流动控制对于防/除冰的重要性,从过冷水膜形成过程和水膜结冰模型两个方面阐述了过冷水膜对飞机结冰的影响,进而提出了过冷水膜流动控制的主要思路和方法。介绍了过冷水膜流动的影响因素,系统分析了风速等环境参数以及粗糙度等材料表面本征特性对过冷水膜流动的影响。在此基础上,总结了调控液滴运动间接控制过冷水膜流动的研究现状,并提出了利用梯度非润湿表面直接调控过冷水膜流动的新思路,全面展望过冷水膜流动控制发展中亟需解决的重要问题与发展趋势。

考虑冲击激励的局部缺陷角接触球轴承振动特性
雷春丽, 宋瑞哲, 樊高峰, 刘凯, 薛伟, 李建华
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20230211
摘要:

为了更详细地表征具有局部缺陷的角接触球轴承的运行状态,针对传统模型未考虑不同缺陷类型及其引起的冲击力等问题,建立了考虑冲击激励的局部缺陷角接触球轴承动力学模型。根据不同缺陷类型分别提出角接触球轴承局部缺陷时变位移激励模型,在此基础上,建立了与缺陷尺寸以及轴承转速有关的瞬时冲击力函数;基于Hertz接触理论和冲击力函数,提出外圈具有局部缺陷角接触球轴承动力学计算方法;研究了具有故障的球轴承振动特性,并通过实验验证,获得了不同参数对轴承动力学响应的影响规律。计算结果表明:随着缺陷尺寸和载荷的增大,轴承故障特征的频率均不变,但其幅值增大;随着主轴转速的增大,轴承故障特征的频率增大,幅值发生变化;这3个影响因素的增大均会加剧轴承的振动。

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
, 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。

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
, 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%。

飞行器二元变几何进气道调节机构多目标优化设计
齐海涛, 刘旭, 刘咄, 孟浩洋, 苏航
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20230118
摘要:

针对高超声速飞行器二元变几何进气道调节机构质量轻、能耗低、精度高的设计需求,对机构开展了多目标优化工作,获得了综合性能最优的设计方案,并验证了方案的可行性。首先通过受力分析与软件ADAMS仿真的手段,得到楔板与喉道板作动所需的最小驱动力;然后建立了机构质量、能耗和刚度的数学模型,确定了机构的设计变量与约束条件,采用NSGA-Ⅱ优化算法进行多目标优化得到帕累托解集,通过层次图的绘制实现了帕累托前沿的可视化,并选取了一组最优解作为设计方案;最后通过机电概念设计模块(MCD)运动学仿真分析对方案的可行性进行验证。结果表明:与优化前相比,机构的质量降低了6.48%,能耗降低了8.35%,并且能够满足调节作动的行程需求。

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
, 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。

三维冰形激光测量技术在结冰风洞中的应用
魏龙涛, 左承林, 郭向东, 刘森云, 郭奇灵
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220958
摘要:

介绍了ROMER测量仪在结冰风洞中测量冰形三维结构的原理,提出了一种模型-冰形快速重构方法,通过风洞试验获得了典型的霜冰、粗糙冰和羊角冰,使用ROMER测量仪对积冰三维形貌进行了测量,获得了模型表面的积冰三维数据。结果表明:霜冰三维结果与实际冰形结果高度一致,可以准确地测量出积冰细节特征;三维扫描可以测量出热刀法无法获取的粗糙冰结果;与热刀法获取的羊角冰二维轮廓相比,三维冰形结果在同一剖面的冰形轮廓的结冰范围和冰角高度基本一致,平均冰形厚度偏差约2.5 mm。

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
, 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。

对转盘腔轮缘斜向密封几何对燃气入侵影响的数值研究
宋彦庆, 隋秀明, 佟鑫, 宋权斌, 赵巍, 赵庆军
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220955
摘要:

采用数值模拟方法研究了高压轮缘斜向密封几何对燃气入侵的影响,结果表明:小封严冷气流量下,高压轮缘末端径向扩张引起轮缘间隙内压力梯度减小,延缓了低压轮缘边界层分离,而高压轮缘径向扩张引起下端区主流流速增大,流体抵抗逆压梯度能力增强,上述因素综合作用导致轮缘间隙内封严涡涡核径向位置上移,受封严涡卷吸而发生的燃气入侵程度减弱,封严效率因而提升46.95%。随着封严冷气流量的增大,盘腔内封严冷气压力逐渐提升,冷气出流能力增强导致封严效率逐渐提升,高压轮缘径向扩张诱发的封严涡涡核径向上移作用效果弱于冷气流量增大对封严效率的影响,因而随着冷气流量的增加,封严效率的提升幅度逐渐减小。

Langtry-Menter转捩模型的高超声速修正与验证
李城锐, 江中正, 吴昌聚, 杨雨欣, 邓思超
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220970
摘要:

针对高超声速边界层转捩流动预测问题,基于传统Langtry-Menter转捩模型和SST(shear stress transport)湍流模型开展高速修正方法研究,将高超声速横流判据修正、湍动能压力膨胀项可压缩性修正和压力梯度系数修正引入到原始转捩模型,以拓展模型在高超声速边界层流动转捩的预测能力,并采用超声速平板、0°攻角高超声速直锥、小攻角高超声速尖锥和HIFiRE-5等6个典型算例对修正后的转捩模型的预测能力进行验证。研究结果表明:修正后的转捩模型所预测的转捩起始位置、转捩终点位置和转捩区长度与实验结果基本吻合,壁面摩擦阻力和热流的计算结果与实验测量结果基本一致,修正后的转捩模型对高超声速边界层转捩的预测能力较好。

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
, 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。

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
, 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%。

航空发动机机匣三维动态位姿多目视觉测量
郭建英, 梁晋, 叶美图, 王明明, 刘辉, 滕光蓉
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220967
摘要:

针对航空发动机机匣刚度试验中相对位姿难以测量的问题,对常规双目视觉位姿测量方法进行了改进,提出了基于定位编码点的全局多目动态位姿测量方法。利用近景摄影测量技术获取机匣定位编码点在初始坐标系下的全局坐标,并通过矢量坐标转换方法转换至自定义的机匣数模坐标系下;运用数模编码点坐标求解多目相机外参,统一各测量相机坐标系,从而能够在自定义坐标矢量上对测量数据进行分析;通过多目动态位姿测量法获得机匣内外环测点在各变形状态下的三维坐标,进而解算出机匣测点在数模坐标系下的位移和姿态及其相对变化信息。试验证明,相对传统千分表测量方法,该方法的位移测量误差小于0.005 mm,弥补了传统测量方法难以测量试验件的不同部位相对姿态的缺点,为航空发动机机匣及相关壳体类的刚度试验提供了便捷的测量方法和可靠的数据来源。

基于旋量的测力台架模型分析和推力定位
李东, 张磊乐, 郑国良, 邢彦昌, 游广飞
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220960
摘要:

基于旋量理论和变形位移协调关系,对八分支正交盒式测力台架进行了旋量建模、模型求解、误差补偿和推力定位方面的研究。从台架的载荷偏心和测力耦合两大特点出发,建立了台架的旋量模型,并结合分支变形约束关系推导出辅助模型求解的约束方程。数值算例和仿真表明,旋量模型及约束方程的最大相对误差为9.147‰。基于测力单元变形与台架位移之间的协调关系,建立了误差补偿模型。数值算例和仿真表明,分力的最小补偿量为78.03%。此外,针对矢量推力定位的不确定性问题,通过旋量理论的Poinsot中心轴定理明确了其原因,即忽略了合力中纯力偶的影响。解析法表明,质心偏移对矢量推力不确定的影响为线性。

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
, 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。

基于自由变形型面的轴流涡轮叶片离散伴随优化
康伟, 王彦清, 徐全勇, 胡仕林
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220943
摘要:

针对涡轮机械单级气动优化问题,发展了基于自由变形型面技术的离散伴随CFD优化方法。对二维涡轮静叶与涡轮单级进行了优化分析,给出了叶型在约束条件下的最优形状。静叶优化得到的叶片前缘半径显著减小,厚度减小。在优化前后总压恢复系数减小了12.44%,而流动出口角约束在−74.66°,改变幅度为0.047%。对涡轮单级优化问题,考虑旋转效应后的动叶弯度提高,总效率提高了0.79%。而流动出口角约束在−70°,改变幅度为0.068%。结果表明所提方法在涡轮级气动性能优化问题上的有效性。与传统的有限差分方法,离散伴随方法对单级优化时间仅为有限差分的3%。

基于疲劳强度的RV减速器寿命计算与试验方法
张跃明, 李亿万, 纪姝婷
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220957
摘要:

为准确计算实际工况下rotate vector(RV)减速器的寿命,缩减耐久性寿命试验的周期和成本,以工业机械臂用RV减速器为研究对象,提出了一种基于疲劳强度理论的RV减速器疲劳寿命计算方法,设计并搭建试验台进行加速寿命试验。结合材料stress-fatigue life(S-N)曲线及Palmgren-Miner线性损伤累积理论,建立了RV减速器的基本寿命模型;构建RV减速器额定寿命与使用寿命的数学表达式,系统研究RV减速器负载与使用寿命之间的规律,设计基于S曲线加减速控制算法的加速寿命试验;搭建试验台试验并进行数据分析,验证RV减速器疲劳寿命计算方法的准确性。结果表明:利用该疲劳寿命计算方法所得RV减速器寿命与试验结果相对误差仅为6.3%,试验加速系数为20.7,试验周期与成本缩减效果显著。

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
, 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。

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
, 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。

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
, 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。

隐身进气道地面状态下流场结构
赵庆伟, 谢文忠, 李腾飞
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220994
摘要:

为探明隐身进气道在地面状态下流场恶劣的原因,分别对三角形和M形等斜切口面进气道在地面状态下的流场结构进行数值仿真分析,并研究了唇口占比和内通道偏距对M形进口进气道地面工作特性的影响规律。结果表明:三角形口面进气道在进口对称面附近形成一个巨大的三维分离涡(一半流场),而M形口面进气道在侧唇口和上唇口交汇处形成一对尺度相对较小的旋涡,而且三角形口面进气道出口畸变指数过大,难以满足进/发匹配要求。随着M形口面唇口占比的增加,进气道出口截面低总压区沿着侧壁逆时针偏转,并且涡旋方向发生改变,总压恢复系数逐渐增大,畸变指数先减小后增加。内通道偏距的增大会进一步加剧地面状态下流场的恶化。

纤维增强截顶圆锥壳固有特性计算及分析
许卓, 许沛尧, 郑利胜, 李晖, 李鹤, 顾大卫, 何明阳, 韩清凯, 闻邦椿
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220876
摘要:

以理论与实践相结合的方式分析了纤维增强截顶圆锥壳的固有特性。针对纤维增强复合圆锥壳的结构特性引入半锥角系数,考虑复合结构各向异性的影响,基于经典层合理论对其进行了理论建模;利用Rayleigh-Ritz法和正交多项式法求解了结构的固有特性。通过搭建相应的实验系统,以TC300/环氧树脂复合圆锥壳为研究对象进行测试,结果表明:该方法所获得固有频率的结果与试验测试结果间的误差在1.4%~2.3%之间,进而验证了所提出模型的正确性。最后,讨论了半锥角大小、不同约束方式和不同纤维铺层角度等参数对结构固有特性的影响规律。

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
, 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。

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
, 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。

SABRE4氦循环分流比对设计点氢流量影响分析
郑尚喆, 陈玉春, 王治华, 杜金峰, 高远, 黄新春
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220774
摘要:

针对协同吸气式火箭发动机(synergistic air-breathing rocket engine,SABRE),建立了基于部件法的发动机设计点热力学计算模型,分析了SABRE循环所需的最少氢质量流量(简称流量)。以节省氢流量为目的,分别在SABRE3发动机构型基础上增加了两个氦循环支路,提出了两个SABRE4简化方案,结合两种简化方案,提出了SABRE4整体方案,分析了各氦循环支路分流比对发动机设计点重要参数以及设计点氢流量的影响。结果表明:最小氢流量与通过换热器3的氦流量成正比,要减小所需氢流量,需要减少通过换热器3的氦流量;较低的氦循环支路分流比一有利于氢流量的降低,但同时增大了氦压气机设计压比,较低的氦循环支路分流比二有利于氢流量的降低,且有利于降低氦压气机设计压比,分流比一、分流比二的降低都会导致换热器接近换热限制边界;在换热器1前氦气总温不超过310 K,且氦压气机压比不大于11.0的情况下,SABRE4方案最小氢流量为SABRE3氢流量的83.3%。

Single-orifice/dual-orifice喷嘴的闪急沸腾喷雾特性试验
缪俊杰, 吴伟秋, 李宪开, 尹超, 姜凯琳, 范育新
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220940
摘要:

针对RP-3航空煤油,开展single-orifice/dual-orifice喷嘴闪急沸腾喷雾特性的试验研究,揭示煤油过热度和喷嘴结构参数对喷嘴内部两相流动和下游闪急沸腾喷雾形态的影响。试验研究表明:增加single-orifice喷嘴长径比会抑制喷嘴内部的空化作用,但能增强壁面沸腾作用下喷嘴内部的煤油相变,改善喷嘴下游射流的雾化效果;dual-orifice喷嘴的膨胀腔具有增大喷嘴出口含气率的作用,但过大的膨胀腔长宽比会导致喷嘴内部过热度降低,进而削弱喷嘴下游喷雾的雾化效果和对称性。相比single-orifice喷嘴,dual-orifice喷嘴通过膨胀腔增加流体停留时间的方式更易在小孔径比下促进航空煤油过冷喷雾向闪急沸腾喷雾的转变,有利于改善RP-3航空煤油的雾化效果并获得更大的喷雾宽度和雾化锥角,是在航空发动机燃烧室中实现闪急沸腾喷雾极具潜力的技术途径。

基于自适应Kriging的中介机匣结构可靠性分析
邸昊源, 李洪双
, 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。

垂直起降喷管的红外辐射特性数值分析
赵海宇, 王伟, 宋经远, 王青山
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220864
摘要:

为提高飞机排气系统的红外隐身性以及机动性,发展和提出一种多轴级联旋转式垂直起降喷管,并运用Malkmus统计窄谱带模型和反向蒙特卡洛法对常规巡航、垂直起降和中间形态S隐身模式下喷管红外辐射特性进行参数化研究。结果表明:相比于常规巡航模式喷管,垂直起降模式喷管红外辐射强度最大降低23%,S隐身模式喷管最大降低47%;舱段相对转角变化规律对S隐身模式喷管红外辐射特性影响显著,此外靠近出口的舱段相对转角变化规律对垂直起降模式喷管红外辐射特性影响较小。

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
, 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%。

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
, 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。

通用飞机螺旋桨翼型多目标优化
王志, 王赫鸣, 王紫荆, 项松
, 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。

基于改进 GRU 的航空发动机寿命预测自注意力优化算法
郭晓静, 徐晓慧, 郭佳豪
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220984
摘要:

航空发动机性能参数具有多元高维及时序性,可表征寿命退行,采用常规模型训练易导致梯度消失。因此提出一种改进门控循环单元(gated recurrent unit)的自注意力(Self-Attention)优化算法,分析数据源域行梯度及列间相关性,扩增寿命强相关列优化特征权重,加速模型收敛,提高预测精度。在发动机寿命预测数据集(C-MAPSS)上实验表明:该算法得到的寿命均方根误差(RMSE)落在区间[10.52,18.91],超前预测分值(score)落在区间[48.69,204.98],相比传统方法大幅降低,改善了寿命预测效果,能够为发动机寿命预测和超前维护提供有效解决方案。

舰艉流场主动控制对直升机配平操纵的影响
叶毅, 陈仁良
, 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。

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
, 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的提高叶片热疲劳寿命。

侧流对平流层飞艇螺旋桨气动载荷的影响
聂波, 王海峰, 杜晨曦, 马界祥
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20230207
摘要:

利用滑移网格技术和脱体涡模拟(DES)的非定常数值方法,采用螺旋桨缩比模型风洞试验验证了方法的有效性,完成了不同侧流状态下气动载荷数值计算。结果表明:螺旋桨旋转的瞬时气动载荷系数呈现周期性的非定常特性,沿桨叶径向的挥舞力矩随侧流偏角递增明显,在30°偏角时瞬时值与轴向力矩相当,60°时超过轴向力矩2倍;随桨叶数增多,一个周期内的波动频率增加,四叶桨拉力和扭矩系数相对时均值的波动幅度比两叶桨分别缩减了76.6%和70.1%。所研究方法可为桨叶结构和相关支撑机构的设计提供有效的输入依据。

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
, 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。

货运飞机装箱与配载组合优化
赵向领, 左蕾
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220844
摘要:

为了指导航空货运装箱操作,挖掘航班运力,提高运输效率,通过装箱与配载组合优化建模与求解,获得初步装箱方案。建立了分步优化模型、组合优化模型和改进的组合优化模型,3种模型以业载量装载最大和重心偏移指定位置最小为目标,综合考虑了实际装箱和配载操作中的各种限制条件,包括集装箱和飞机机舱的体积限制、质量限制、位置限制、平衡限制等各类约束。以B777F机型为例,采用商业求解器Gurobi对3种模型4类不同条件数据进行求解、验证和对比分析。实验表明:分步优化模型的求解速度最快,在限定时间内求解出来的案例平均使用时间为87.77 s;但重心偏差最大,平均偏差为1.35%平均空气动力弦长(MAC),部分案例出现不可接受情况,最大达到3.66%MAC,平均业载量最小,为97 412.37 kg。组合优化模型求解时间最长,48%的案例在限制时间内无法求解出来,求解出的案例平均使用时间为880.25 s,现实操作中很难接受。改进组合优化模型,求解时间可接受,平均为424.7 s,目标优化效果最好,平均业载量最大,为97 679.77 kg;所有重心偏差被控制在1.16%MAC以内,平均为0.79%MAC。

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
, 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。

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
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220819
摘要:

直升机旋翼飞行状态复杂,通常包括悬停、前飞、机动等复杂飞行状态,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。

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
, 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。

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
, 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%)。

静叶锯齿尾缘控制涡轮宽频噪声的数值研究
向康深, 陈伟杰, 连健欣, 乔渭阳
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20230120
摘要:

采用延迟分离涡/声类比(DDES/AA)混合模拟方法,探索了上游静叶“拱形”分布式尾缘(Bionic S)和下游动叶“拱形”分布式前缘(Bionic R)对涡轮湍流尾迹干涉宽频噪声的降噪效果和物理机制。研究发现:在10 kHz多数频率下, Bionic S和Bionic R都可以降低湍流尾迹干涉宽频噪声。在此基础上,初步分析了 Bionic S尾迹特征和仿生学降噪物理机制。Bionic S可以改变静叶尾迹特征,使其在展向呈现出周期性变化,进一步表现在压力脉动时-空相关系数上的周期性分布,表明仿生学构型极大的增强了不同展向位置压力脉动的相位延迟程度。其影响范围会扩展到尾迹在下游运输过程中与吸力面的整个干涉过程。而本身空间相关系数的“不连续”更说明了未来仿生学构型的降噪研究需要在三维流动环境中开展的必要性。

基于灵敏度分析的直升机旋翼桨叶模型修正方法
苏子献, 韩东, 崔钊
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220869
摘要:

为缩减直升机旋翼桨叶结构有限元模型与实际模型之间模态响应结果之间的偏差,采用一种基于灵敏度分析的模型修正方法,由于传统的灵敏度方法未考虑设计参数变化对灵敏度计算结果的影响,以及出现量化不统一等问题,针对直升机旋翼桨叶模型对该方法进行适当的改进。以碳纤维复合材料直升机旋翼模型桨叶为例,通过试验与有限元分析分别得到其实际模型与有限元分析模型的前6阶模态的固有频率,利用灵敏度方法对桨叶有限元模型的主要设计参数进行优化,使旋翼有限元模型与实际模型间固有频率的平均误差由8.15%降低至1%以内,误差有了明显的降低、精度有明显的提升。修正结果表明,基于灵敏度分析的模型修正方法能够有效提升直升机桨叶结构模型的精度。

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
, 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。

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
, 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%。

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
, 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。

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
, 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。

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
, 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。

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
, 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。

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
, 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。

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
, 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。

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
, 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。

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
, 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,本文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%。

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
, 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。

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
, 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。

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
, 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。

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
, 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%。

螺旋锥齿轮模态试验与模型修正
何宏图, 曹雪梅, 许浩, 侯圣文
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220978
摘要:

为准确提取螺旋锥齿轮模态参数,构建精确动力学模型,通过试验与仿真相结合的方法,采用移动力锤法进行模态试验,提取模态参数;基于实测数据建立精确仿真模型并进行模态分析;采用初等旋转变换法修正仿真模态振型,得到准确的试验和仿真模态置信度,提高分析精度;以试验模态频率为目标,采用响应面法修正模型材料参数。修正后固有频率最大相对误差由0.83%下降到0.353%,提高了仿真模型精度。试验与仿真频响分析结果表明,由仿真模型不准确导致的移频现象和加速度幅值误差得到有效控制,验证了动力学模型的准确性。研究方法为螺旋锥齿轮进一步的结构优化和减振避振奠定基础。

梁式管接头结构的稳健性优化设计
刘勇, 任新江, 闫方超
, 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$ a $为1.156 mm、椭圆短半轴$ b $为0.315 mm、第一道密封名义宽度$ c $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。

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
, 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。

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
, 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。

一种适用于二冲程航空重油活塞发动机的复合动力系统构型及其性能影响因素分析
王煜坤, 邵龙涛, 余涛, 耿泰, 徐征, 周煜
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20230203
摘要:

面向高功率密度和低耗油率,提出了一种航空活塞-涡轮复合循环动力系统构型,活塞子系统采用气缸水平对置的二冲程航空重油活塞发动机,涡轮机子系统由燃烧器和涡轮增压器组成。基于GT-POWER平台,采用缸压对比研究的方法验证了仿真模型的准确性。基于仿真模型研究了增压器效率、涡轮效率、补燃油量及海拔高度对复合循环动力系统性能的影响,并依据油耗与输出扭矩进行系统性能评估。研究结果表明,与单一航空活塞发动机相比,混合动力系统在极限状态下能将输出扭矩提升约30%;压气机效率提升10%产生的扭矩增益大于涡轮效率提升10%产生的扭矩增益;涡轮前补燃燃油流量在0.2 g/s时,能够将排温提升约150 K,所有工况点输出扭矩提升20%以上。因此,涡轮前补燃是提升航空活塞-涡轮混合动力系统性能的有效手段。

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
, 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。

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
, 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。

转输油模式对燃油箱热模型影响分析
王晨臣, 刘祎, 潘俊, 白文涛
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220877
摘要:

为研究飞行包线下飞机燃油箱燃油温度的变化情况,基于AMESim仿真平台建立了燃油箱热模型,以某飞行试验对应的边界条件为输入进行计算以验证模型的准确性,在此基础上分析了暖天飞行任务及不同转输油模式下各燃油箱燃油温度变化规律。结果表明:该仿真模型计算结果与飞行试验数据吻合良好,满足适航符合性验证的精度要求;在爬升和巡航阶段,中部油箱燃油温度始终高于其他油箱,机翼油箱由于外界环境的冷却作用燃油温度较低;转输油模式对中部油箱和集油箱燃油温度变化影响较大,在转输油模式2下各燃油箱燃油温度差异较转输油模式1更小。

变转速动力涡轮转子模拟系统设计及试验
张羽薇, 王四季, 张晋琪, 王虎, 廖明夫
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20230194