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高速V型兜孔滚针轴承保持架结构优化
娄智旭, 邱明, 周彩虹, 张文华, 董艳方
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20240220
摘要:

针对高速工况下滚针轴承保持架极易出现稳定性差的问题,以HK0608滚针轴承为研究对象,基于多体动力学分析软件建立了轴承动力学分析模型,并以保持架质心涡动半径偏差比和保持架打滑率为优化目标,采用正交试验、多元回归、主成分分析法及NSGA-Ⅱ多目标优化遗传算法对轴承进行了结构优化。结果表明:转速对质心涡动半径偏差比影响最大,径向载荷对保持架打滑率影响最大;当径向载荷为1084 N、转速为21036 r/min、壁面倾角为5.8°时保持架稳定性最好。同时,对保持架在不同转速和径向载荷下的稳定性进行了优化前后的比较分析,发现两者的保持架稳定性均随转速、径向载荷增大先升高后降低,并且优化后轴承的保持架稳定性得到提升。研究成果可为高速工况下滚针轴承结构设计提供参考。

非均匀来流下的液体射流初始破碎特征分析
何浩吉, 张通宇, 郭志辉
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20240111
摘要:

实验研究了液体射流喷射到速度为线性分布的横向来流中的初始破碎特征,通过高速相机结合背光法对射流破碎模式、柱破碎点、射流表面波和表面速度等破碎特性进行提取和分析,并对射流的变形和穿透规律进行了描述。在常压、320 K环境中,针对5种不均匀度来流速度分布,选取平均射流动量比$ {\overline {q}} $=20~80、平均气流韦伯数$ {{\overline {We}}_{\mathrm{g}}} $=5.6~40工况进行实验。结果表明:正梯度来流延迟了初始破碎的发生,负梯度来流使得初始破碎提前;来流的速度分布使射流的变形、穿透及表面波都变得复杂;来流不均匀性同样提前或延迟了柱破碎点位置。唯象分析可以有效地解释和关联非均匀来流下的液体射流初级破裂特性的测量结果,并提出了适应本实验条件下的射流变形和柱破碎高度的预测表达式。

倾转四旋翼机多涡系气动干扰非定常特性
张夏阳, 罗彬, 招启军, 管桐
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20240216
摘要:

针对倾转四旋翼机直升机和固定翼模式存在的复杂气动干扰现象,基于CFD方法建立了一套适用于倾转四旋翼机全机干扰流场模拟的数值方法,系统模拟了旋翼多涡系与机翼、机身之间的气动干扰,揭示了非定常气动特性的发生和演化机理。结果表明:在直升机模式下,前旋翼产生的桨根涡会作用在前机翼上表面,并在机翼下方卷起二次涡。后旋翼产生的桨根涡会受到前旋翼桨尖涡吸引,发生明显的左移现象并作用在后机翼前缘处;在固定翼模式下,前旋翼拖出的桨尖涡会快速向后移动,与后旋翼发生的气动干扰现象较少,前/后旋翼对机身压力分布影响较小,机身整体表现出典型固定翼机身压力特性。

基于综合动态筛选的航空发动机滚动轴承故障特征提取方法
刘新航, 栾孝驰, 赵俊豪, 肖邦, 沙云东
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20240210
摘要:

针对航空发动机滚动轴承故障信号时常受高频宽幅的强背景噪声影响导致特征难以提取与表征的问题,提出一种新的滚动轴承故障特征提取方法。该方法首先对采集到的轴承振动信号进行小波包分解,计算得到各个节点分量的峭度值、相关系数值和能量比;然后以方差为指标,为不同振动信号找到最适合该信号的权重,将其融合为综合动态筛选指标$ {K_{{\text{rε}}}} $;再计算各分量$ {K_{{\text{rε}}}} $的贡献度,选取贡献度达到阈值的前i个Node分量进行重构得到去噪后的新信号;最后通过包络谱提取轴承微弱故障特征。经仿真信号验证,去噪信号的信噪比相对于去噪前提升了8.82 dB。开展了某型航空发动机中介轴承故障模拟试验和某型涡扇航空发动机主轴承故障模拟试验,对所提方法分别进行了有效性验证。结果表明:该方法可准确提取航空发动机滚动轴承的故障特征频率及其倍频,进而实现故障诊断,经理论与试验验证,可作为航空发动机滚动轴承复杂信号处理和诊断的有效方法之一。

攻角对翼身组合体边界层转捩及气动热影响的数值研究
彭子昂, 于勇, 周玲, 刘国梁
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20230801
摘要:

为了深入研究攻角对其边界层转捩以及气动热分布的影响规律,提出一种大后掠翼构型的新型翼身组合体外形。采用改进的k-ω-γ转捩模式计算了Ma=6不同攻角条件下的边界层转捩情况。研究结果表明:攻角变化对翼身组合体边界层转捩和气动热的影响较为显著,并且壁面的边界层转捩具有从翼身连接处起始,往下游方向,沿连接处向两侧逐渐发展扩大的特点。随着攻角从−10°增大到10°,上表面机身和机翼上的转捩范围的变化趋势均为先减小后增加;下表面机身的转捩范围变化趋势先增加后减小,而机翼上则先减小后增加。并且,翼身组合体迎风面的热流密度分布主要受到边界层转捩作用的影响,而背风面的热流密度分布则受到流动结构和边界层转捩的共同影响。此外,在6°和10°攻角的机翼上表面上发现了流向热流密度条带结构。对比流动结构与热流密度分布发现,热流密度条带的形成与流向涡以及角区流向涡结构的演化有关。

航空发动机二级滑油泵地面及高空特性试验
李澍, 胡剑平, 王静, 吕亚国, 谭逸, 吴楠
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20240217
摘要:

以某航空发动机双级滑油泵为研究对象,根据滑油泵组试验需求,搭建了纯油介质环境下的滑油泵流量性能试验系统;开展了纯油介质下滑油泵的性能试验,探究滑油泵的高空特性,得到了纯油介质下不同工况参数对滑油泵流量性能的影响规律。结果表明:在地面试验中,滑油泵转速在10034014 r/min范围内,出口压力不超过600 kPa时,两级泵的容积效率随出口压力的变化小于5%,流量与转速成线性关系,流量随着转速增加而增加,而容积效率随着转速增加而下降。在高空特性研究试验中,两级泵在不同入口压力下第二级泵抽吸的滑油流量及其容积效率比第一级泵略高,随着入口压力下降,两级泵的流量和容积效率均明显下降。当飞行高度小于高空8 km时,两级泵的流量和容积效率急剧下降。随着转速升高,滑油流量和容积效率下降速度越快;当飞行高度为12 km时,各个转速容积效率均低于50%。

基于迭代计算的透明液体剖面线重建算法优化
王明远, 冯诗愚, 付子祺, 王晨臣, 范菊莉
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20240233
摘要:

对单视角下透明液体剖面线的重建算法进行了研究,通过在迭代计算误差产生的计算步骤引入修正因子来对重建过程进行修正。对修正因子的影响因素进行探究,给出了修正因子确定方法。对算法有效性进行了验证,并应用优化后的算法对多个的液面剖面线及三维液面进行重建分析,结果表明:修正因子的添加应根据曲线的曲率及重建过程底部特征点布置步长来分段确定,分段修正后整体精度提升30.88%,最大误差降低4 5.72%。优化后的算法提高了同步长特征点下的重建精度,对于文中所重建的标准液面剖面线和标准三维液面,在达到同样精度的前提下将特征点布置分别减少38.46%和20%;在累积误差控制方面具有良好的效果,且具有普遍适用性。

航空重油活塞发动机谐振增压系统设计及优化
赵振峰, 熊竞一, 俞春存, 张广辉, 王尚学
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20230398
摘要:

为了解决二冲程发动机进排气压力强烈耦合导致的增压匹配难题,在传统谐振增压系统设计方法的基础上,提出基于遗传算法的优化方法,综合考虑充量系数和扫气捕获率,对发动机的谐振增压系统关键参数进行优化设计,实现了工作海拔5000 m,发动机功率100%恢复目标。通过地面台架试验对谐振增压系统地面性能进行了验证,仿真结果和试验结果具有较好的一致性。研究表明:采用谐振增压方式能够有效地实现发动机的高空功率恢复,且基于遗传算法的谐振增压系统设计优化方法适用于复杂的多缸增压发动机谐振增压系统匹配。

考虑刷丝时变磨损的刷式密封摩擦磨损特性求解模型
兰可心, 赵欢, 孙丹, 杨泽敏, 徐文峰, 孙基生
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20230399
摘要:

提出基于Euler-Bernoulli梁理论和Archard磨损理论耦合方法考虑刷丝时变磨损的刷式密封摩擦磨损特性求解模型,分析刷式密封刷丝自由端与转子表面法向接触力、磨损率与磨损量,设计搭建基于柱面圆周摩擦方式的刷式密封摩擦磨损特性实验装置,在实验验证求解模型准确性的基础上,研究刷式密封工况参数与结构参数对刷式密封摩擦磨损特性的影响规律。研究结果表明:刷丝自由端与转子表面法向接触力与磨损率随摩擦时长的增加均呈对数型减小,最终趋近于0;磨损量随摩擦时长的增加先呈对数型增加,最终趋于稳定,在转速为2000 r/min和干涉量为0.4 mm时,刷丝磨损主要发生在前20 h,在第50 h时刷丝的磨损量趋于稳定;刷丝法向接触力、磨损率与磨损量均随着干涉量与刷丝束厚度的增加而增大,且磨损量与其呈线性增长关系;而随着转速、刷丝径向长度与刷丝直径的增大以及刷丝倾角的减小,刷丝法向接触力与磨损率变化曲线的下降速率越快,刷丝达到最大磨损量的时间越短。

蜂巢式双层壁冷却结构减阻优势研究
徐宁宁, 吕东, 孔星傲, 乐鑫灿, 王奉明
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20230503
摘要:

高冷效涡轮叶片需要采用双层壁冷却结构,但已有大量研究表明其冷气流动阻力过大,导致该类结构应用困难。为改善这一问题,一种蜂巢式双层壁冷却结构已经被提出。基于自研的小型风洞实验系统和3D打印制备的实验件,在常温常压工况下对两种双层壁结构进行了流阻对比实验。结果表明在相同的结构准则参数和来流雷诺数下,蜂巢式结构的总压损失比典型层板减少了20.5%~22.5%,总压恢复系数提高了最多1.4%;同时对实验过程进行了仿真复现,进一步明析了该结构可有效组织气流和抑制多类旋涡的减阻机理。通过对实验结果的不确定性分析,以及实验与仿真结果的相互印证,表明了所得结论的可信性。

不对中多浮动花键接触刚度识别及动力学应用
王永亮, 赵广, 徐永强, 郝长琦, 娄馨月, 叶志旋
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20240738
摘要:

针对多浮动花键在不对中状态下接触刚度识别困难的问题,提出一种基于试验和薄层单元仿真的接触刚度识别方法。建立以薄层单元为基础的传动杆固有特性仿真模型,结合传动杆固有频率试验数据构建多浮动花键刚度识别函数,进而准确识别多浮动花键接触刚度,获得浮动花键接触刚度随扭矩和不对中的变化规律。结果表明:扭矩增加会增强浮动花键副的整体接触刚度,不对中角度增加会减小花键接触刚度。在低扭矩时,不对中对花键刚度的削弱作用明显;在高扭矩时,扭矩对花键刚度的增强作用明显。用薄层单元代替花键接触面接触刚度,可以比较准确地计算花键在不同接触状态下的模态频率。研究结果为对浮动花键接触刚度的准确识别提供一定参考,可直接应用到系统动力学分析中。

基于时间推进的离心压气机一维性能分析
杨晨, 唐晴, 李进广, 吴虎, 杨金广
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20240250
摘要:

一维分析模型在离心压气机设计研发中占据重要地位。基于时间推进求解方法,发展了离心压气机一维性能分析模型,并开发了相应计算程序。为实现性能准确预测,以体积力源项形式在一维流动控制方程中引入了无黏叶片力模型和黏性力模型,分别用以模拟叶轮对气流的偏转做功和黏性损失效应。利用该程序分别对一低速和一高速离心压气机展开特性分析,并将预测值与相关实验数据或三维数值仿真进行了对比验证。结果表明:所发展一维模型能快速准确评估离心压气机特性,并获得包括叶轮在内的压气机通道内部流动参数分布,初步具备自然模拟压气机堵塞工况的能力,在离心压气机初始设计阶段性能评估中具备较好的应用潜力。

回流通道对二维高超声速进气道喘振的影响
许成龙, 杨林林, 谢文忠, 潘江东
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20240340
摘要:

探讨了回流通道对二维高超声速进气道喘振的影响,通过非定常数值仿真分析不同回流通道布局方案的作用机制。结果表明:在内收缩段下壁面设置回流通道,通过回流通道出口形成的弱压缩系与膨胀波系使外压缩波向外侧偏移增大溢流,进而缓解气流积蓄,抑制下游反压增长,可显著降低内收缩段区域的压强脉动,但对隔离段的高幅压强脉动的抑制效果有限;而在隔离段下壁面设置回流通道,主要是通过遏止主结尾激波前传,降低隔离段中部区域的高幅压强脉动。双回流通道布局可使整个进气道内的压强脉动显著降低,内收缩段区域和隔离段区域压强脉动RMS值降幅最高分别为43.7%和58.7%。

涡轮叶片蠕变变形模拟及偏离角影响分析
刘怡慧, 王延荣, 魏大盛, 杨顺
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20230402
摘要:

基于宏观唯象蠕变模型编写有限元子程序,对真实涡轮叶片进行蠕变变形行为模拟与分析。通过模拟服役环境下涡轮叶片蠕变变形行为,确定涡轮叶片实际使用过程中的重点考核部位;分析存在蠕变时应力集中部位的应力松弛现象,对比应力松弛前后考核部位的持久寿命预测结果。通过改变晶轴与叶高方向的偏离角,模拟实际工程应用中存在许用范围内偏离角的情况。结果表明:涡轮叶片重点考核部位一般位于扰流柱根部和冷却通道拐角处,该部位随着蠕变进行产生应力松弛现象,影响涡轮叶片的预测持久寿命;工程中设计偏离角的许用范围为10°是恰当的,超过这个范围涡轮叶片材料蠕变性能下降明显。

偏置对涡畸变与风扇耦合影响机理研究
陈奇, 黄国平, 刘泽鹏, 张洪鑫
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20230504
摘要:

根据典型大S弯进气道出口偏置对涡畸变的速度、压力分布特征,利用涡团模型建立了一种偏置对涡边界条件定义方法,并进行数值模拟研究探索了偏置对涡畸变与风扇的耦合影响机理。研究结果表明:在风扇吸力作用下,上游畸变流掺混加强,切向速度增大。偏置对涡进气条件会使风扇性能下降,稳定裕度损失严重,其中在涡旋环量35 m2/s相斥对涡进气条件下风扇稳定裕度损失7.1%,相吸对涡进气条件下稳定裕度损失达到了7.9%。随着偏置对涡强度的增大,风扇性能下降更多,稳定裕度损失也更大。偏置对涡进气条件下风扇轴向速度损失以及切向预旋造成的风扇叶尖出现大范围大攻角区,造成风扇部分叶片通道压比较大,而风扇其余位置仍处于较低压比水平,导致近失速点附近风扇整体总压比下降,失速点提前。

超/高超声速流中热喷效应的影响差异分析
孙瑞斌
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20240645
摘要:

针对不同来流条件下热喷效应导致的冷/热喷差异规律不同的问题,通过求解三维多组元雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程数值模拟典型飞行器外形轨控喷流干扰流场,研究了喷流温度对干扰流场及气动特性的影响规律,分析了不同来流马赫数与飞行高度条件的冷/热喷干扰差异规律。研究表明:喷流温度对干扰流场的影响是质量流量与能量流量的耦合影响机制,总焓比高于1时,喷流能量流量的影响较质量流量更明显,总焓比低于1时,喷流质量流量的影响较能量流量更明显;随着来流马赫数增加,总焓比下降,喷流质量流量的影响较能量流量增强,质量流量大的冷喷干扰流场范围逐渐大于热喷,并使得冷喷干扰产生的力干扰因子逐渐大于热喷;随着飞行高度增加,总焓比不变,喷流质量流量与能量流量的影响占比不变,冷/热喷干扰差异的定性规律不变,但来流动压减小,喷流干扰力/力矩整体为减小趋势,并使得冷/热喷干扰的力干扰因子与轨控偏移量差异整体为减小趋势。

基于贝叶斯优化的自适应循环发动机性能寻优控制
朱鑫宇, 徐思远, 肖红亮, 魏鹏飞, 符江锋
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20240112
摘要:

针对自适应循环发动机多工作模式下的性能寻优控制需求,为减少发动机模型调用次数和计算时长,避免局部最优问题,给出一种基于代理模型和贝叶斯优化的发动机性能寻优控制策略。该方法首先以高精度部件法模型为基础,基于高斯过程回归理论构建自适应循环发动机代理模型;其次,采用罚函数和指示函数,将带有约束条件的寻优问题转化为无约束问题,解决性能寻优控制中的非线性约束问题;最后以自适应循环发动机过渡态推力、耗油率和涡轮前温度为寻优目标进行验证。研究结果表明:少量样本构建的高斯代理模型显著减少了发动机模型调用次数,有效降低了计算量,且能够避免发动机模型调用过程中陷入局部循环的问题;贝叶斯优化算法采用主动学习策略,根据收敛条件评估代理模型自主增加样本点并更新模型,提高了模型计算精度;贝叶斯优化算法具有全局搜索特性,能够克服发动机性能寻优算法依赖人工经验的缺点,为发动机性能寻优提供了一种有效的解决方案;分别对带有核心机驱动风扇的双外涵自适应循环发动机最大推力模式,最低耗油率模式和最低涡轮前温度模式优化,推力优化了1501.27 N,耗油率优化了0.38%,涡轮前温度优化了7.9 K。

重气体风洞试验数据修正方法综述
刘永平, 夏洪亚, 路波, 查俊, 余立, 寇西平
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20240126
摘要:

全面综述了重气体风洞试验数据修正方法,深入探讨了重气体介质在气动弹性试验中的独特优势及其对气动特性的影响。重气体介质由于其高密度和低声速特性,在设计气动弹性动力学相似风洞模型和开展颤振试验方面具有显著优势。然而,与空气相比,重气体介质的热力学特性差异对气动特性产生显著影响,这要求必须对试验数据进行适当的修正以确保其在空气中的适用性。从理论和试验两个角度出发,对比分析了跨声速相似律和面积相似律两种主要的修正方法,结果表明:跨声速相似律在修正气动特性时更为有效。此外,将跨声速相似原理应用于重气体介质颤振试验数据修正,在刚体二自由度机翼状态下修正效果较好,对于柔性多自由度机翼修正效果差。通过深入分析跨声速相似原理的理论基础,揭示了在特定条件下颤振数据修正方法的局限性。研究结果为重气体介质试验数据的准确修正提供了理论依据。

航空发动机进口帽罩综合加热效果实验研究
蒋新伟, 周建军, 贾琦, 李云单, 许卫疆
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220918
摘要:

为了研究不同气流参数对发动机进口帽罩综合加热效果的影响,采用红外成像测温技术对帽罩全表面综合加热效率进行了测量,并详细分析了实验帽罩在二次流吹风比为0.8~3.0、温比为1.2~1.6和主流雷诺数为860017000条件下的综合加热效果。实验结果表明:在内部冲击和外部气膜的共同作用下,帽罩前缘具有较高的加热效率,约为0.5左右;在实验条件下,提高二次流热气的吹风比能够有效的增强帽罩全表面的加热效果,当吹风比由0.8增大到2.0,综合加热效率平均提高33%左右;二次流温度的提高,对帽罩前缘加热效果影响较小,综合加热效率增幅只有0.01左右;随着主流雷诺数增加,帽罩中后部的综合加热效率明显降低。

大涵道比风扇转子双套齿连接稳健性及其力学影响
白玉柔, 王永锋, 马艳红, 洪杰
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20240124
摘要:

针对大涵道比风扇转子双套齿连接结构,基于有限元法开展连接稳健性评估,分析不同工作载荷下连接结构变形协调性与界面接触状态,关注叶片飞失等极端载荷对连接稳健性影响。考虑双套齿定心面间隙配合特征,建立其对旋转惯性激励载荷影响分析模型,仿真评估定心面间隙对转子系统动力响应影响。结果表明,大涵道比发动机风扇转子转速较低、转子轴直径较小,正常工作载荷下套齿连接结构变形较小,对界面接触特征影响小;叶片飞失带来大横向载荷,可造成风扇转子向一侧偏斜,套齿连接部分产生大接触应力,可达到正常工作载荷的2.5倍;套齿定心面间隙配合可导致悬臂风扇转子惯性主轴倾斜,产生旋转惯性力矩激励,引起转子振动响应增大,支点动载荷大幅增加。

非均匀来流下一体化加力燃烧室燃烧流场研究
顾烨峰, 王一搏, 刘云鹏, 李井华, 颜应文
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20240138
摘要:

当真实加力燃烧室处于强瞬变过渡态时,复杂的进气来流会使燃烧流场偏离设计点,燃烧性能变差。为了研究非均匀进气来流条件对加力燃烧室燃烧流场的影响规律,针对速度不均匀和余旋角不均匀两种典型进气来流条件下的一体化加力燃烧室流场进行数值模拟。结果表明:随着速度不均匀度的增加,一体化加力燃烧室流场速度梯度沿径向增大,燃烧流场中化学反应核心区面积减小,高温区尺寸减小,燃烧性能变差;随着余旋角不均匀度的增加,冷态流场支板间通道涡结构逐渐增大,涡强度逐渐增强,燃烧流场中化学反应速率增加,高温区尺寸增大,并且沿径向向流场中心偏移,燃烧性能变好;随着不均匀度的增加,一体化加力燃烧室的流阻系数逐渐上升,总压恢复系数逐渐下降,流阻损失增加。

基于临界流文丘里喷嘴阵列的流量标准装置及试验
赵佳锡, 张郅豪, 吴松岭, 覃晨, 章荣平
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20240133
摘要:

为提高动力模拟等风洞试验测量数据的精确度,现依托中国空气动力研究与发展中心的集中高压气源,采用标准表法原理,研制了基于临界流文丘里喷嘴阵列的次级流量标准装置,设计校准压力范围为1~6 MPa,流量范围为0.2~5.55 kg/s。标准装置由供气系统、标准临界流文丘里喷嘴阵列和测量采集系统等组成,其中,标准临界流文丘里喷嘴溯源至中国计量科学研究院的pVTt法流量标准装置。针对该装置,试验测量分析了供气系统稳定性、管道内温度场以及流出系数测量重复性等特性,并进行不确定度分析。试验结果表明,该标准装置的供气系统稳定性良好,管道内温度场分布的均匀性随着流量增加而提高,流出系数的测量重复性在0.04%以内,扩展不确定度(包含因子k=2)小于0.15%。

基于深度神经网络的压气机叶型性能预测
杜周, 徐全勇, 马玉林, 蒋耀东
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20240123
摘要:

基于深度学习的方法建立了一种压气机叶型在非设计工况下的总压损失系数和落后角预测流程。以NACA65系列叶型为例,通过拉丁超立方采样建立一种综合考虑叶型设计变量和来流工况的定制叶型生成方法,共计15500组工况,将对应来流工况下的叶栅算例进行了二维仿真计算,将计算得到的总压损失系数和落后角数据进行数据分析和数据处理后,将处理过的数据与相对应的设计变量映射提供给神经网络进行训练,得到叶栅的总压损失系数和落后角模型,总压损失系数和落后角平均绝对误差分别为0.0012和0.18°,并与传统的非设计损失和落后角经验模型进行了对比验证。结果显示:基于深度学习的可以准确预测在非设计工况下的损失与落后角,对比经验模型预测结果具有更高的准确度,该代理模型可用于压气机气动设计。

点接触直齿轮副的构建及接触分析
谯禹娟, 彭帅, 汪海涛, 张炳正
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20240759
摘要:

针对齿轮因轴线误差出现的非正常啮合问题,提出一种点接触直齿轮副的构建方法。在虚拟辅助渐开线齿轮齿面两端选取两点,通过一条光滑曲线连接两点作为主动轮的接触迹线,求解得到与之相啮合的配对接触迹线,最后将法截面齿廓沿两接触迹线扫掠构建出两齿轮齿面。在MATLAB和UG中设置具体参数并分别建立点接触直齿轮副几何及实体模型,对比分析点接触直齿轮副齿轮正常啮合与非正常啮合时的接触形状以及接触应力。结果表明:两齿面在啮合时始终沿各自接触迹线运动保持点接触条件,其啮合点始终在理论啮合线上,且实体模型的接触过程与理论啮合仿真过程相吻合;齿轮副在非正常啮合下的啮合点仍呈椭圆状分布,其应力值与正常啮合时的应力值相差约为18.09%。

强瞬变热环境下高温结构快速变温跟踪控制 试验方法及验证
李振磊, 李博琳, 李果, 包绍宸, 丁水汀, 夏舒洋, 左亮亮
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20240529
摘要:

针对先进航空发动机高温结构强瞬变热环境试验模拟需求,开发了快速变温跟踪控制试验方法并搭建了试验系统,对比两种面向不同温度变化率的控制方法,分别形成基于可编程控制器Arduino的单回路双作动proportion integration differentiation(PID)控制方法及基于智能仪表Eurotherm的双回路多段PID控制方法。通过仿真工具Simulink进行参数整定验证,利用该试验系统开展了不同速率目标与试样类型的快速变温跟踪控制试验。结果表明:航空发动机涡轮盘材料GH4169在300~650 ℃范围内三角波及梯形波目标下两种控制器控制误差均低于6.83%,控制效果平滑精准,空心薄壁管可控温度变化率达到100 ℃/s,基于Eurotherm的控制方法精度与适用性更具优势。

微扩散氢燃料喷嘴设计对燃烧振荡特性的影响
李笑靥, 李嘉怡, 昌运鑫, 杨一然, 韩啸, 林宇震
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20240566
摘要:

研究了一种微扩散氢燃料喷嘴,数值仿真模拟了改变空气通道周向间距、氢气喷孔孔径、氢气喷孔位置等设计方案在冷态、热态工况下的流动燃烧特性,并在常温常压(300 K、101 kPa)和加温常压(300~533 K、101 kPa)工况下进行了燃烧性能实验,考察了3个参数及冷却孔设计对热声振荡特性的影响,获得了最优方案。研究结果表明:微扩散喷嘴发生热声振荡时会产生角涡回流区,增大空气流量和升高温度能够增强燃空掺混性,抑制燃烧振荡的发生。在533 K、101 kPa的进气条件下,喷嘴最优方案在宽当量比下能够稳定燃烧,振幅不高于12.5 Pa,噪声不大于101 dB,为氢燃料燃烧室设计等工程应用提供参考。

基于叶型常数的航空发动机叶片 高温高周疲劳应力预测技术
罗现强, 代江波, 符顺国, 郜伟强
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220913
摘要:

依据共振状态下悬臂梁振动应力的表达式,定义了不随温度变化而变化的叶型常数;通过在常温下测试叶片一阶共振应力与振幅的线性关系,可求出该常数。结合高温下容易测试的振幅、共振频率等参数,实现了高温状态下共振应力的预测。通过高温应变计对涡轮叶片进行了 500、600、800、900 ℃的应变、振幅测试试验。实际测试结果与预测结果的比较表明,该预测技术是可行的,可以在不使用高温应变计的情况预测叶片在高温下的应力。应变绝对误差小于 5×10−5

各向异性材料针形翅片导热性能解析方法
刘志伟, 徐国强, 闻洁, 董苯思, 周雷, 庄来鹤
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20240450
摘要:

构建了描述各向异性材料针形翅片导热问题的数学模型,通过无量纲化分析获得了影响翅片传热过程的无量纲准则数。采用分离变量、泰勒展开、积分平均等方法对微分方程进行解析求解,获得了翅片效率、翅片表面总传热速率等参数的解析计算方法,并采用CFD数值结果验证计算精度。根据所提解析方法,分析了各向异性材料导热主轴的方向对翅片传热性能的影响规律。结果表明:在径向毕渥数取0.05~10、轴向毕渥数取0.005~10、交叉项毕渥数0.2~10、翅片长径比取2~20范围内,本研究所得公式的翅片效率计算偏差与数值方法相比不超过1.06%;由于温度分布具有周向对称性,因此当导热主轴在rOφφOz平面偏转时使主导热系数较大的导热主轴沿r向和z向有利于提升翅片的传热能力;当导热主轴在rOz平面偏转时,在给定边界条件、材料物性和翅片长径比的条件下,可以计算得到最佳的主轴偏转角度使翅片的传热能力最强,最佳强化效果可达2.97倍,为各向异性针形翅片的工程设计提供理论支撑。

偏心涡动对篦齿封严环气弹稳定性影响机理
苏国征, 孙丹, 李玉, 王志, 王文, 徐梅鹏
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220916
摘要:

针对航空发动机偏心涡动状态的篦齿封严环气弹稳定性问题,提出分别应用旋转坐标系、三维插值与非定常动网格技术,综合考虑篦齿封严环的偏心涡动与模态振型等因素,基于能量法建立了偏心篦齿封严环气弹稳定性求解模型,在验证求解模型准确性基础上,研究了在偏心状态下,涡动频率、进动形式及模态振型对篦齿封严环气弹稳定性的影响规律,分析了气动功在齿腔不同区域分布特性,揭示了偏心涡动对篦齿封严环气弹稳定性的影响机理。研究表明:篦齿封严环低节径气动阻尼比相对于其他节径更易受偏心涡动影响,其中第1节径气动阻尼比会随偏心率的增加逐渐减小,并由正值转变为负值,引发气弹失稳;相对于正进动,反进动形式具有更大的气动阻尼比;对于稳定状态,气动阻尼比随涡动频率增加而增加;篦齿封严环气动功沿轴向呈周期振荡衰减分布,且振荡幅值沿气流方向逐级衰减,稳定状态篦齿封严环低压侧气动功会由负功转变为正功;偏心率的增加引起篦齿封严环轴向各区域气动功逐渐增加,致使总气动功由负转正,导致失稳;偏心率的增加不会改变各区域气动功占总功百分比。

基于制导策略的多目标动能拦截器动力系统设计方法
李文韬, 李文博, 何允钦, 张艺仪, 郑涵匀, 梁国柱
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20240219
摘要:

为了进一步提升多目标动能拦截器(MOKV)固体姿轨控系统的能量管理的效能,获得其质量最小的总体方案,本文提出一种基于制导策略的多目标动能拦截器动力系统设计方法。首先,提出一套基于线性协方差分析的多脉冲制导策略评估方法,可快速解析地确定每次机动所需的最大速度增量;然后,确定了对称双燃烧室三脉冲固体姿轨控动力系统的布局方案,具有结构简单、易于控制的特点;随后,给出了动力系统的性能参数模型和质量模型,建立了基于制导策略的动力系统优化设计流程。经过相图法迭代优化,可得到满足尺寸约束条件下的质量最优解,并进一步给出了子拦截器的设计指标。最后,针对典型应用场景开展案例设计并通过蒙特卡洛随机测试评估脱靶量。结果表明,案例MOKV可携带12枚子拦截器,总重为49.43 kg,轴向尺寸为540.7 mm,径向尺寸为231.9 mm。三次脉冲点火后,MOKV最大脱靶量从千米级缩小至百米级直至十米级,可实现子拦截器精准拦截目标。本文提出的理论与方法可为MOKV的高效能量管理和轻质化设计提供有力支撑。

低声爆超声速进气道气动设计与性能
许尹, 李博, 姜东晨
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20230798
摘要:

为了降低超声速客机进气道的声爆强度,设计了一种采用0°内唇罩角与发散等熵压缩设计的二元低声爆超声速进气道,并用边界层抽吸流动控制提高进气道气动性能。通过数值模拟的方法,研究了进气道重要设计参数对其气动性能与流动特性的影响,并探究了进气道对飞行器整体声爆特性的影响。结果表明:对于巡航马赫数1.8的超声速客机,低声爆进气道的高气动性能依赖于抽吸流动控制,控制效果与总压缩角、抽吸槽结构等因素有关;在设计状态下,低声爆进气道总压恢复系数可达0.956,声爆特性相比常规二元外压式进气道减小74%;常规进气道使飞机的近场声爆强度增大136%,而低声爆进气道的声爆特性在此基础上降低了4.5%。

基于动态时变网格方法的变体旋翼雷达隐身特性分析
费钟阳, 蒋相闻, 招启军, 崔壮壮, 杨岩
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20230397
摘要:

为显著改善旋翼气动性能,变直径、智能扭转和变转速等变体技术被相继提出,但旋翼变体后其电磁回波可能受到潜在干扰,进而影响其雷达隐身特性。为探索这一影响机理并选用合适的变体方案以提高隐身性,首先,建立全机配平模型以获得旋翼实际工作状态,并提出一种能够动态表征旋翼变体、周期变距、挥舞和旋转等特征响应的时变电磁计算网格方法;然后,在旋翼气动性能约束下,基于弹跳射线法和一致性绕射理论计算对比3种变体旋翼的动态电磁散射特性,并采用逆合成孔径成像揭示变体对旋翼雷达隐身特性的影响机理。分析表明:旋翼直径的变化需耦合桨距的调整以保持气动性能,桨叶的运动姿态、面积等多重因素共同作用导致雷达散射截面(RCS)呈起伏式变化,当直径降低8%~10%时,其RCS将显著降低;旋翼智能扭转时,其电磁波反射方向会发生改变,但仅在少数频率下其RCS减缩明显;旋翼变转速对降低RCS的效果虽不突出,但会使微多普勒特征发生显著改变,使其具备三者中最好的反识别隐身性。因此,在保证旋翼气动性能的同时,根据电磁环境对变体方案进行择优,还能够有效提高旋翼的雷达隐身性。

一种高速响应的电动燃油泵计量控制技术研究
高山, 张家铭, 张天宏, 方鋆
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20230388
摘要:

高频动态体积流量(简称流量)精确测量成为制约多电发动机电动燃油泵计量控制的瓶颈,为此设计了一种高速响应的流量计。流量计采用计量齿轮泵-无载液压缸复合结构,设计了超行程保护旁通口和双向回位弹簧,避免了顶缸现象。基于齿轮泵转速与供油流量之间的可控特性,提出了计量泵电动机与电动泵电动机转速的协同控制策略,解决了无载液压缸型动态流量计计量范围窄的问题。建立了燃油计量系统的AMESim/Matlab联合仿真模型,分析了流量计的精度和动态性能,并研究了摩擦阻尼力对计量精度的影响。仿真结果表明:在液压缸摩擦阻尼力小于等于10 N时,流量计的计量精度能够达到0.5%,电动燃油泵闭环控制的超调量小于1.1%,调节时间为0.81 s,可以满足航空发动机控制的对燃油流量的调节需求。

真实气体效应对SCO2离心压气机气动性能的影响
许鹏程, 邹正平, 付超, 王一帆
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20230498
摘要:

利用相似理论和数值模拟对压气机中真实气体气动与工质热物性耦合影响性能的问题进行解耦,对比研究了不同进口工况下超临界二氧化碳离心压气机特性和内部流场,探讨了近临界点真实气体物性变化和冷凝对压气机焓增、效率、堵塞边界的影响。结果表明:真实气体效应的影响可分为蕴含于气动性能参数热力学定义中的热力学影响和蕴含于压气机内部流场中的气动影响,其中气动影响占主导;研究气动影响时可借助相似性能参数排除热力学层面的干扰,当真实气体效应增强时,工质压缩性的减弱将导致叶轮扭速降低从而使相似焓增减小,叶轮负荷的减轻会减小负荷相关气动损失从而使相似效率提升,两相流的存在以及喉道冷凝诱发的提前堵塞会导致堵塞边界的前移。

风扇叶片非同步振动研究
吕彪, 孟卫华, 陈剑, 张鹏, 侯明
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20240601
摘要:

为了排查前掠风扇叶片低转速性能录取试验过程中发生疲劳断裂的原因,并对风扇叶片改进设计,仿真分析排除了叶片共振和颤振致破坏,高周疲劳分析得到风扇叶片2阶模态危险点与裂纹起始位置吻合,分析认为在低转速下风扇叶片叶尖处存在不稳定气流,产生6.5倍转频激振力,激起了风扇叶片2阶固有模态,进而引发叶片非同步振动。叶尖振幅测量和动态压力测量试验验证了分析结果,在断裂故障转速,动态压力信号出现多个非同步频率,同时风扇叶尖振幅3.7 mm,裂纹起始位置振动应力671.2 MPa。风扇叶片前掠过大,导致前掠部分局部弯曲模态频率低,易被激起共振。改进措施是切除叶片部分前掠,消除前掠部分局部弯曲模态,试验验证改进措施有效。对前掠小展弦比风扇叶片规避非同步振动设计有借鉴意义。

单晶空心涡轮叶片排气窗开裂制造影响 因素分析
李青, 程荣辉, 丛佩红, 马世岩, 张倩
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20240730
摘要:

为了解决目前带劈缝结构的单晶涡轮叶片工程应用中出现的排气窗开裂问题,通过视频显微镜、扫描电镜和能谱分析等手段开展排气窗裂纹断口宏、微观分析,明确裂纹断口性质,归纳出导致排气窗过早开裂的多种制造影响因素。结果表明:排气窗裂纹均起源于尾缘排气窗的间隔墙。间隔墙表面沟状缺陷是陶瓷型芯局部未打磨存在毛刺所致;间隔墙表面再结晶主要是由于陶瓷型芯强度过高,退让性不足,铸造应力无法释放所致;间隔墙表面原始“沟纹”主要是由腐蚀检验酸溶液对单晶枝晶干和枝晶间腐蚀速率不同引起的;间隔墙表面铸造缺陷主要是由于型芯和合金的界面反应所致;锯齿冠磨削过程中缺少辅助支撑会导致间隔墙表面产生疲劳裂纹。

三维复杂界面非结构网格N-S/DSMC耦合方法
陈飞同, 王学德
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20240329
摘要:

针对近连续流过渡区多尺度绕流问题,学界发展了N-S(Navier-Stokes)/DSMC(Direct Simulation Monte Carlo)耦合方法,大多数此类求解器面临着耦合界面波动失稳的难题,因此对复杂外形和耦合界面的通用性值得重点研究。鉴于非结构网格面向复杂外形高度的贴体性、优良适应性以及工程领域对过渡流区高效通用型计算方法的需求,本文提出并实现了一套三维复杂界面四面体非结构网格N-S/DSMC耦合方法用于模拟高超声速过渡流。该方法使用局部努森数作为连续失效参数划分连续/稀薄区域,并生成三维复杂N-S/DSMC耦合界面,沿分界面两侧分别推进一层或多层界面信息传递单元,基于边界状态法进行信息耦合。该耦合方法无需对复杂不规则分界面作光滑和修型处理,具备对复杂过渡流区工程问题数值模拟的通用性。分别对三维高超声速圆球和钝锥绕流进行模拟,数值结果显示:与参考文献中的DSMC方法相比,激波处数值和壁面特征值基本一致,最大误差不超过8%,但计算效率分别提高了1.74倍和2.28倍,验证了该耦合方法的正确性和高效性。

基于压力扫描阀的航空发动机飞行试验 气动压力测试方法优化
牛文敬, 卢予恩, 薛文鹏, 宋江涛
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20240336
摘要:

针对航空发动机飞行试验中因试验发动机流道测量参数多导致加装传感器数量多,与机载空间有限相矛盾的问题,以及飞行中气流测压管路易进入水滴结冰导致气流压力测量失效的问题,提出了采用压力扫描阀代替传统压力传感器进行发动机气流参数的测量以及对测压管路反向吹除和加热的方法,开展了压力扫描阀系统机载适配性设计、高压气体反吹加热及控制设计和飞行试验验证。试验结果表明,采用压力扫描阀进行气流压力测量及扫描阀反吹加热的方法可以有效解决机载空间不足与加装的传感器多的矛盾,同时避免飞行中因引压管路进水甚至结冰导致测量无效的问题,保障试验发动机气流参数的有效测量,该方法在飞行器飞行试验中具有较好的应用价值。

基于非结构动网格的导弹动导数 智能补偿辨识算法
臧剑文, 刘君, 苏红星, 刘凯
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20240330
摘要:

提出了一种基于非结构动网格方法的导弹动导数智能补偿辨识算法,采用非结构动网格方法与强迫谐和振荡等方法相互组合,快速获取导弹动导数的离线数据,根据离线数据与试验值的偏差构建深度神经网络,在线智能补偿导弹气动导数。该算法仅依靠离线数据及深度神经网络,对标准模型Finner导弹的纵向气动导数进行智能补偿辨识,实现了对静稳定性导数和组合动导数的精准预测,且补偿后的动导数残差降低75%。该算法计算精度高,可推广至横向和航向的动导数智能补偿辨识。

多支油路供油的航发附件齿轮箱传动系统热-流耦合分析
文武翊, 王巧, 刘怀举, 朱才朝, 林勤杰
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20240451
摘要:

针对多支油路供油的高速齿轮传动系统热-流特征不明确的问题,提出了基于多相流有限体积法的航空齿轮传动系统热-流数值分析模型,研究了机匣内部流场与温度场的分布规律。发现油路弯折和骤缩导致较大压降,严重影响射流速度及出口油气比,使得高速齿轮啮合射流易发生破碎,齿面润滑与冷却性能下降。且机匣初始结构存在存油问题,额定工况下风阻损失达12.30 kW,占系统总损失的85.20%。通过改进油路提升射流出口速度与油气比,并增添出油口和导流罩,实现系统风阻损失降低至5.22 kW,传动效率由93.54%提升至96.67%,为高速航空传动高功率密度设计提供方法支撑。

考虑失效相关性的旋转机械可靠性模糊分配
窦唯, 刘晓阳, 孙圣迪
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20240235
摘要:

针对部件失效独立假设导致旋转机械系统可靠性分配结果不佳的问题,提出一种基于失效相关性和模糊层次分析(Fuzzy Analytic Hierarchy Process, FAHP)的可靠性分配策略。基于层次分析模型,根据初始评价对系统部件建立非模糊综合评价矩阵,以降低初始评价的主观性影响。引入载荷分散系数,设计了一种反映部件间失效相关性的失效相关因子,用于修正评价矩阵中复杂度、失效严重度和失效发生度三类系数,并计算出各部件的可靠性分配权重。将可靠性分配权重输入Gumbel Copula函数以建立系统可靠度分配模型。以某型号液体火箭发动机涡轮泵为例,进行对比分析,结果表明所提策略因考虑失效相关性而给出了更合理且成本更低的可靠性分配方案,其中失效危害度较高的涡轮和壳体被合理分配了较高的可靠度指标0.999820.99992,并且系统的无量纲成本为95.21305,远低于失效独立和失效负相关下的设计结果。

积垢厚度非均匀性对压气机叶栅气动性能影响
涂盼盼, 高丽敏, 杨淞, 杨光, 魏沛羽
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20240467
摘要:

针对压气机叶片积垢典型厚度分布建立了均匀积垢厚、前缘积垢厚和尾缘积垢厚三种分布形式,并以某扩压叶栅为研究对象,采用数值模拟手段研究了不同分布形式及大小的积垢对压气机叶栅气动性能退化程度影响。结果表明,均匀积垢厚对于评估真实压气机叶片积垢非均匀厚度分布所带来的气动性能退化程度存在局限性,且三种厚度分布形式的结果均表明负攻角工况下气动性能退化程度更加明显。相较于尾缘积垢厚,前缘积垢厚对气动性能退化影响更加显著,当积垢最大厚度相同时,前缘积垢厚造成的损失比尾缘积垢厚增加了84.35%,压比降低了0.98%,进一步说明了压气机叶片积垢建模必须考虑其非均匀分布位置及大小,才能在气动性能退化的评估时得到更加可靠的结果。

基于数字图像相关法的多尺度全场应变 测量方法
杜昊, 王荣桥, 赵炎, 郭婧, 胡殿印
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20240735
摘要:

为了实现不同尺度下的应变测量,开展了基于数字图像相关法(digital image correlation,DIC)的多尺度全场应变测量研究。发展了一种多层次散斑制备方法,通过数值模拟试验验证了散斑质量;然后,通过楔形面模型对离面位移进行了量化,提出基于透镜成像模型的虚假应变矫正方法;最后,通过相关试验对离面位移计算方法和虚假应变矫正方法进行了验证。结果表明,离面位移计算方法的平均误差小于4.20%;相比于传统DIC方法,采用虚假应变矫正算法后的应变测量精度提高了8.16%以上,实现了多尺度全场应变的高精度测量。

航空滑油系统旋板泵空化特性及对泵性能影响
王格, 王怡锦, 贺登辉, 阳丽娜, 曹明, 白博峰
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20240106
摘要:

为满足大推力、高转速航空发动机滑油系统对高性能滑油泵的需求,针对新型高速旋板式滑油泵开展了数值模拟研究,采用Mixture多相流模型,Singhal全空化模型和Renormalization group(RNG) k-ε湍流模型开展数值计算,并通过实验验证数值模拟方法的可靠性,进而分析不同入口压力和油液温度条件下旋板泵空化特性及对泵性能影响规律。结果表明:空化气体主要分布在吸油侧容积腔内,以及旋板吸力面和贴近转子内壁处。随着入口压力的降低和油液温度的升高,旋板泵内空化现象加剧,空化气体增多,进而使得泵出口平均排油流量减小,容积效率降低;当入口压力降低至40 kPa,温度升至100 ℃时,泵出口平均排油流量和容积效率均显著降低;监测点压力脉动呈现低频高幅脉动的特点。旋板泵的空化不仅影响其排油量和容积效率,而且也直接影响泵的稳定可靠工作。

级数对刷式密封泄漏流动与传热特性影响数值与实验研究
林溪岳, 孙丹, 郭海龙, 李玉, 杨艺潇, 张静涵
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20240091
摘要:

级数对多级刷式密封泄漏流动与传热特性影响较大,推导级数对多级刷式密封泄漏流动与传热特性影响的理论公式,建立多级刷式密封求解模型并基于流固热耦合计算方法进行数值模拟,设计多级刷式密封泄漏量和压力分布测量实验,搭建多级刷式密封泄漏和压力分布特性实验装置,将实验结果与数值结果相互对比以验证数值模拟的准确性,分析对比不同级数刷式密封之间流场与温度场分布特性,研究级数对刷式密封泄漏特性,流动特性以及传热特性的影响规律。研究结果表明:在相同压比下,从一级到三级刷式密封,每增加一级,各级刷丝束所承担的压降值降低,刷丝束压降最大值降低30.0%~36.3%;流场最大速度出现在末级刷丝束后挡板下方,随级数增加,流场最大速度降低;相同压比下,随级数增加,刷式密封封严性能增强,每增加一级,泄漏量减小15.7%~22.0%;相同压比下,随级数增加,最高温度增大,每增加一级,最高温度增大3.7%~9.1%。

点火药盒位置对固体火箭发动机 点火过程影响仿真研究
谭智杰, 李军伟, 覃生福, 王宁飞
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20230705
摘要:

利用计算流体动力学(CFD)软件FLUENT的用户自定义函数(UDF)编程接口建立固体火箭发动机点火燃气加质模型、推进剂燃气加质模型,对不同点火药盒位置条件下的内外燃管型装药发动机点火瞬态过程进行模拟。计算结果表明:①点火位置直接影响燃烧室内点火燃气的注入过程,进而影响燃烧室内不同区域的瞬态温度、压力变化过程;②中部点火条件下点火燃气同时向装药内通道两侧传播,推进剂内表面完全点燃所需时间最短;③头部点火条件下燃烧室点火压强峰可达10.741 MPa,分别比中部点火、尾部点火高8.9%、7.16%;④尾部点火条件下部分点火燃气直接流出喷管外,点火燃气对推进剂传热减少,点火滞后期与火焰传播期增大,点火延迟高达12.75 ms。

基于特征能量建立的航空发动机滚动轴承故障预警方法
栾孝驰, 赵俊豪, 沙云东, 刘新航, 张文灏, 杨杰
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20240094
摘要:

针对航空发动机滚动轴承实时监测难的问题,提出了基于特征能量的航空发动机滚动轴承故障预警方法。该方法首先对原始振动信号进行CEEMDAN分解得到若干个分量,计算出各个分量的峭度和相关系数;然后依据峭度-相关系数准则筛选出强冲击分量重构并进行包络解调,最大程度地保留与轴承故障冲击性成分相关的有效信息;最后由包络谱中的信息计算故障轴承与正常轴承的特征能量,由此建立诊断基线与特征能量带,实现对轴承运行状态的监测。利用凯斯西储大学深沟球轴承实验台数据、搭建的滚动轴承实验台数据和涡扇航空发动机轴承部件试验器条件下的数据对该方法的有效性进行验证。结果表明计算得到外圈故障轴承特征能量占整个包络谱能量的比例为59.5%~75.9%,该方法可为航空发动机主轴承故障诊断及在线监测提供有效手段。

液液型可调针栓喷注器喷雾混合特性的 仿真研究
栾绍磊, 吴继平, 张家奇, 成鹏, 谢宇
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20240230
摘要:

针对应用日益广泛的变推力液体火箭发动机,建立了简化的液液型可调针栓单元平面推力室的仿真模型并开展了仿真计算。分析并阐明了液液型可调针栓喷雾的喷雾、流动及混合特性,得出了液膜角度与动量比对喷雾特性、流动特性和混合特性的影响。结果表明:在喷雾特性上,可调针栓存在一个特有的富氧低速流动区,其流体破碎效果受动量比影响;在流动特性上,可调针栓套筒下方有独特的回流区,其涡量强度随动量比增大而增强,而液膜角度变化影响不大,液膜角度和动量比的变化会影响撞击点附近的径向速度,进而改变不同区域的流量;从混合特性上看,液膜夹角增加、理论煤油空间利用率下降,同时动量比从1.5增加到3.0,煤油利用率先上升后下降,最佳值出现在2.37左右。

转子微织构对圆周石墨密封滑油泄漏流动特性影响
樊汝凤, 赵欢, 任国哲, 贺耀, 孙丹, 王鑫宇
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20240102
摘要:

基于两相流理论建立转子微织构圆周石墨密封泄漏流动特性数值求解模型,在验证数值方法准确性的基础上,分析3种转子微织构的圆周石墨密封在不同入口压力、转子转速下的流场特性、泄漏特性,研究转子微织构对圆周石墨密封动压效应与空化现象的影响,揭示转子微织构对圆周石墨密封滑油泄漏流动特性的影响机理。研究结果表明:随着入口压力增加,转子微织构圆周石墨密封压力峰值、泄漏量近似线性增大,气相体积分数随之减小,螺旋槽结构的压力峰值最大,较V型槽结构增加21.37%。转子转速对3种微织构压力峰值影响较大,对气相体积分数影响较小,最大增幅12.63%。螺旋槽结构封严性能及动压效应最好,能有效减少石墨环摩擦磨损。滑油通过在密封间隙产生动压效应与空化现象,采用两相流理论方法更能准确分析圆周石墨密封泄漏流动特性。

融合注意力机制的轻量化航空发动机 表面缺陷检测算法
李耀华, 刘传召
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20240096
摘要:

针对航空发动机表面缺陷检测算法参数量大、网络复杂度高以及可移植性低的问题,基于YOLOv5s(You Only Look Once version 5 small)提出一种融合注意力机制的轻量化WGS-YOLO缺陷检测算法。算法使用ShuffleNet V2网络构建单元重构骨干网络,降低网络复杂度;提出AW-CBAM注意力机制,能够同时分别提取通道注意力特征和空间注意力特征,并通过可学习权重系数动态调节两种特征的权重占比,使网络更加关注输入特征图的全局信息,将其应用在骨干网络中,以提升网络的表征能力和泛化能力;在颈部网络中通过引入深度可分离卷积和Ghost卷积设计了轻量化GS-C3模块,实现对输入特征图的特征浓缩,有效捕捉输入特征中的重要信息。实验结果表明:WGS-YOLO算法识别精确度为92.0%,相较于基准网络提高了2.1%,而网络参数量减少了55.3%,计算量降低了57%。因此,所提算法满足网络轻量化的设计需求,可有效检测航空发动机主要表面缺陷。

数字孪生辅助的直升机尾传动系统轴承与传动轴故障诊断
李恒, 唐倩, 陈国旺, 王浩宇
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20230818
摘要:

针对直升机尾传动系统故障数据不平衡问题,提出一种基于数字孪生和迁移学习的直升机尾传动系统故障诊断方法。首先,建立直升机尾传动系统刚柔耦合动力学仿真模型获取真实反映直升机尾传动系统工作状态的高保真故障仿真数据。其次,通过引入坐标可分离卷积和注意力机制的残差网络进行故障特征提取和分类。采用基于高斯核函数的领域自适应方法缩小仿真数据和实验数据在特征空间的分布差异。为提高决策边界的鲁棒性,增强类别之间的区分度,引入边界正则化的交叉熵损失。经实验验证,基于数字孪生和迁移学习的故障诊断方法,可以解决数据不平衡导致的深度学习故障诊断模型训练效果变差的问题,使模型损失显著降低、准确率至少提高了2.17%,达到基于正常数据驱动的深度学习故障诊断模型的性能水平。

热辐射影响下的尾喷管气膜冷却特性研究
侯星楷凌, 由儒全, 王孟, 李海旺
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20240478
摘要:

随着燃气温度提高、燃气中辐射参与介质增多,热辐射已成为尾喷管设计中较为突出的因素。为了探究热辐射以及结构参数对尾喷管气膜冷却特性的影响规律,建立了一种轴对称尾喷管简化模型,通过数值模拟方法探究辐射对尾喷管冷却影响规律。研究发现:热辐射作用会导致壁面冷却效果降低,且热辐射效果与冷却结构有关;辐射热流量受气膜孔径、主流组分影响较大,受气膜孔倾角影响较小,当气膜孔径由2 mm分别增加至3、4 mm时,辐射热流量分别提高13%、6%,当气膜孔倾角由15°分别增加至30°、45°时,辐射热流量基本不变;当主流组分由纯空气分别变为含体积分数为10%、20%二氧化碳时,辐射热流量分别提高17%、21%,在实际应用中应尽量降低主流组分中二氧化碳等辐射气体的含量。

射频离子推力器等离子体特性的流体模拟研究
崔云蔚, 任军学, 张广川, 操乐晖, 刘炫麟, 汤海滨
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20240090
摘要:

为研究射频离子推力器放电室内的感应耦合等离子体(ICP)的特性及其对推力器性能的影响,针对射频离子推力器放电室,建立了二维轴对称流体模型,采用5阶加权本质无振荡(WENO)格式与时域有限差分法(FDTD)分别求解流场方程和电磁场方程。计算了自主设计的3 cm直径推力器放电室内的等离子体特性。模拟结果显示,轴向和径向的感生磁场、角向感生电场和角向感应电流的相互耦合是维持放电室内ICP的主要原因。在维持ICP的加热机制中,随机加热与欧姆加热均占重要地位,且随射频功率的增加,随机加热功率占总加热功率的比例随之增加。通过增大射频功率,推力器的束电流和推进剂利用率随之上升,但电效率会有所下降。通过增大推进剂流率,推力器束电流也会有所上升,但推进剂利用率会逐渐下降。

基于升力线理论的对转桨扇气动耦合建模与特性分析
陈凤萍, 马晓云, 贾琳渊, 陈玉春, 王笑天
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20240345
摘要:

为了高效、准确地生成对转桨扇全工况范围的特性图,基于规定尾迹的升力线法,发展了对转桨扇气动特性预测模型。通过引入相互诱导速度项来考虑前、后排桨扇之间的气动干扰效应;通过不同相位的尾迹叠加方法来考虑周期性影响;利用Kriging法建立了翼型升、阻特性代理模型以提升计算精度。对F7-A7对转桨扇进行了特性预测、模型验证和评估,结果表明:本模型不仅能够较高精度且快速地预测全工况范围内的特性,而且能够有效捕捉干扰效应、周期性特征及轴间距的影响。其中,设计点的净效率与推力误差分别为0.43%和0.37%;在宽广的非设计工况下,仍能保持较高精度,效率误差小于1.2%;单个工作点计算仅需21 s。相较于零维模型,在设计/非设计点的效率和功率预测准确度均显著提升,为开式转子发动机的总体性能仿真与优化设计提供了强有力的支持。

滑滚比对油膜界面滑移及弹流润滑特性的影响
赵二辉, 郭闯, 汪成文, 邵波, 乔妙杰, 权龙
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20240114
摘要:

为了探究严苛工况下机械传动系统中摩擦副润滑失效的形成和演变机理,建立考虑油膜界面滑移的点接触弹流润滑模型进行数值仿真计算,并与双色光干涉弹流润滑试验相对照。研究滑滚比对弹流润滑中油膜界面滑移的影响,进而研究界面滑移状态下卷吸速度、流体动压、油膜厚度、滑移参数等随滑滚比的变化特性。结果表明:随着滑滚比的增加,界面滑移幅度和滑移范围显著增加,滑滚比为5的高滑滚比工况下,最大滑移长度达1.06 μm,滑移范围占比达21.56%;滑移区域的卷吸速度明显下降;整个接触区域内的动压分布趋向均匀;入口凹陷深度逐渐增大,同时出口区膜厚下降的幅度也逐渐增大;滑移范围内的平均滑移长度与滑滚比近似呈线性关系,滑滚比为5时滑移范围内的平均滑移长度达0.250 μm;滑移部位的承载力逐渐减小,滑滚比为5时下降幅度达6.4%。

某民用大涵道比涡扇发动机停机后热沉浸现象仿真
葛宣鸣, 高妍, 顾伟, 汪乐, 吕璐璐, 唐雨晴
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20230813
摘要:

针对航空发动机停机后气流流动与零件传热的耦合问题,提出了基于CFX的流动与传热异步长加速算法的耦合仿真策略,并研究了某型大涵道比航空发动机停机后的热沉浸现象。分析了零件在自然冷却条件下20 h的瞬态温度变化特性,仿真结果表明加速算法对于大模型流热耦合仿真具有良好的加速计算效果;机匣等位置在停机后周向温度不均匀性呈现先扩大后缓慢减小变化趋势;转盘盘底、支点轴承等难以散热的位置由热沉浸产生的温升明显;冷吹及盘车措施对于缓解周向不均匀性、降低热沉浸尖峰温度有一定效果。

旋转状态带扰流柱楔形通道换热特性研究
张学姣, 由儒全, 李海旺, 韩贺明
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220910
摘要:

实验研究了涡轮叶片旋转状态下带扰流柱侧向出流楔形通道换热特性。研究雷诺数范围为1000080000、转速范围为0~1000 r/min。旋转增强了通道的前、后缘面平均换热,在通道内部X/D=8.23位置换热增强最明显:在雷诺数为10000时,转速为1000 r/min时比100 r/min前后缘平均换热增强211%,当雷诺数为80000时增强44.4%。在通道外部,各无量纲位置的换热均随着转速的增加而缓慢增加,不同无量纲位置的换热强化程度没有显著差异。转速为1000 r/min时,雷诺数增大会增强换热:内部光滑区域无量纲位置X/D=3.97,雷诺数为80000时换热是雷诺数为10000时的3.31倍;外部扰流柱区域无量纲位置X/D=8.23,雷诺数为80000时的换热是雷诺数为10000时的1.47倍。补充了涡轮叶片尾缘带扰流柱楔形通道在高雷诺数和高旋转数条件下的换热。

基于启发式算法的附件传动系统轻量化设计
路凯屹, 刘怀举, 廖常军, 卢泽华, 魏沛堂
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220911
摘要:

附件机匣传动系统是航空发动机重要组成,是保证发动机各部件的正常运转的关键。为解决因航空发动机功率密度、轻量化水平的不断提高所带来的常规设计方法难以满足附件传动系统高可靠、轻量化、低成本等综合性能设计需求的问题,本文提出了一种采用基于启发式搜索的非支配排序算法(HS-NSGA Ⅱ)的传动系统结构轻量化设计方法,开展了某航发附件机匣传动系统结构参数的优化设计,发现优化齿轮齿数和变位对传动系统轻量化程度最为显著,而引入喷丸强化等表面强化工艺可进一步提高、传动系统服役性能,实现相比初始方案,齿轮组质量最大降低了21.0%,系统最大相对滑动率降低11.4%,为航空发动机附件齿轮传动系统轻量化设计提供了方法支撑。

内转式组合动力进气道低速状态旋流特性
兰磊, 林正康, 黄河峡, 汪昆, 李方波, 蔡佳, 谭慧俊
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20240331
摘要:

通过仿真获得了内转式进气道在低来流马赫数工况下的旋流特性和进出口参数的影响规律。结果表明:低速状态时,进气道流量系数较大,受“V”形唇口形状的影响,唇口绕流显著,沿着宽度方向存在强速度梯度,在唇口内侧产生一对强反向旋转旋涡,并在弯曲内流道中逐渐脱离唇罩壁面。当来流马赫数较低或出口马赫数较高时(流量系数较大),唇口侧产生的旋涡尺度更大。出口AIP(aerodynamics interface plane)的旋流角呈“V”形反对称式分布,随着出口马赫数的增加,逐步发展为“W”形反对称式分布,大尺度旋流角极值区与管道中心附近小尺度旋流角极值区相融合,并使得气流畸变指数增加,旋流畸变指数增加了1倍左右,周向总压畸变指数增大了1个量级。

基于非接触测量的高速转子叶片裂纹故障监测
张松林, 乔百杰, 王亚南, 梁俊, 耿卫民, 刘美茹, 文璧, 陈雪峰
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20240726
摘要:

针对高速转子叶片裂纹监测需求,研究基于非接触式测量的高速转子叶片叶尖定时测量技术,提出了一种基于压缩感知的叶尖定时欠采样信号重构方法。基于叶片动频的时频稀疏特征,改进欠采样信号模型,并采用自适应分块正交匹配追踪方法对模型进行求解,以监测叶片在变转速工况下叶片动频随转速的变化规律。开展高速转子叶片高周疲劳试验,同时测量叶片动应变与叶尖振动信号,比较不同转速下正常叶片与裂纹叶片振动信号的时频特征,裂纹的存在会导致叶片振动频率的偏移,通过频移的变化能够实现对裂纹的早期诊断。当叶片出现裂纹时,动频降低了24.5 Hz,所提出的监测方法与应变片辨识结果对比动频误差均小于0.50%,该方法具有较高的信号重构精度和裂纹识别率,为旋转叶片的健康状态监测和早期故障诊断提供有效的解决方案。

多隔舱油箱惰化流量动态分配方法
杨家豪, 喻成璋, 刘卫华, 邵垒
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20240004
摘要:

为研究多隔舱油箱气相空间体积动态变化效应下的富氮气体流量需求,按照组分守恒方程、质量守恒方程和气体状态方程,建立了多隔舱油箱流量动态分配惰化模型,针对富氮气体流量提出了一种按照隔舱气相空间体积变化的动态分配方式;并以某型飞机多隔舱燃油箱为例,结合AMEsim仿真软件进行建模仿真,将动态分配、平均分配和比例分配的惰化效果进行了对比。研究结果显示:提出的动态分配方式较好地实现了多隔舱油箱氧气体积分数控制,富氮气体流量按动态分配方式所需惰化时间最短,相比于平均分配和比例分配方式,动态分配方式的气相空间惰化程度更高;从体积置换次数来看,动态分配方式可以有效减少体积置换次数3.5%~7.6%,且3种分配方式的NVTE由大到小依次为:平均分配、比例分配、动态分配。

面向热障涂层和气膜冷却的快速耦合热分析方法
周源昊, 吕东, 刘英实, 张晓鑫, 徐景亮
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20230820
摘要:

面向涡轮叶片的冷却设计和分析问题,建立并初步验证了一种热障涂层和气膜冷却耦合的快速热分析方法。该方法首先基于金属区域导热流线的形貌,提出将此传热过程分解为相互间绝热的三类,以此降低方程构建的难度。又进一步采用拓扑转化方法,将上述复杂的三维传热过程比拟为了一维的均匀平板或圆管扇形段,最终推导得到了一组共计40个直接计算公式,实现了对目标壁面加权平均温度的快速求解。该方法可用于分析流动和传热工况、气膜孔和热障涂层几何结构,以及涂层和金属基体物性参数等对壁温的影响。以多种热障涂层涂敷方式和吹风比M工况下的三维热分析结果作为基准,对方法准确性进行了校验,所得特征壁温的相对误差δ均在±1.25%之间,可满足工程应用需求。

高温合金电子束焊接及热处理过程 残余应力模拟与验证
李金宏, 刘小刚, 杨默晗
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20240725
摘要:

为了揭示高温合金电子束焊接及热处理后残余应力分布规律,开展了电子束焊接和焊后热处理过程残余应力场模拟及试验研究。采用双椭球体与锥形体组合的热源模型来模拟焊接过程中电子束的热输入,模拟熔池形貌与实际焊接熔池形貌相吻合;模拟得到的接头残余应力沿焊缝中心向两侧呈“M”形双峰状对称分布,距焊缝中心线约3 mm处达到残余拉应力峰值268 MPa。基于ABAQUS UMAT子程序开发了考虑固态相变的热处理模拟方法,以模拟热处理后残余应力分布,结果表明热处理后焊板残余拉应力峰值降低了48%,而峰值所在位置未发生改变。进而采用XRD法开展了实际焊板焊后及热处理后残余应力测量试验,与模拟结果对比表明:模拟得到的焊缝附近残余应力分布规律与试验结果较为一致,且焊接残余应力模拟峰值误差不超过3%而热处理后模拟峰值误差不超过11%,验证了模拟方法的有效性。

旋流器与火焰筒匹配对燃烧性能影响
刘凯, 许如意, 曹隽华, 曾文
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20240614
摘要:

针对燃烧室多参数复杂的耦合关系,以燃烧室头部结构为研究对象,研究了火焰筒不同头部扩张角与旋流器耦合关系对燃烧性能的影响。研究结果表明:对于头部扩张角90°的突扩型火焰筒,随旋流器旋流数增大:燃料-空气掺混不均匀系数增大,燃烧室出口温度分布系数增大,具有更宽的稳定工作区间,贫油熄火油气比更贫, 一氧化碳(CO)、未燃碳氢(UHC)排放指数降低,氮氧化物(NOx)排放指数增大。对于头部扩张角45°的渐扩型火焰筒,随旋流器旋流数增大:燃料-空气掺混不均匀系数减小,燃烧室出口温度分布系数减小, NOx排放指数降低。

气氧/甲烷矩形火箭发动机横向不稳定燃烧“热-声-涡”耦合机理
曹炜, 郭康康, 任玉彬, 仝毅恒, 林伟, 黄卫东, 聂万胜
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20240608
摘要:

为了研究横向燃烧不稳定的潜在耦合机制,针对气氧/甲烷矩形火箭发动机开展了试验和数值模拟。试验采用高频压力传感器捕捉燃烧室内的动态压力特性,数值模拟采用应力混合涡模型(stress-blended eddy simulation, SBES)和小火焰生成流(flamelet-generated manifolds, FGM)模型。结果表明:数值模拟可以准确捕捉到试验中的横向燃烧不稳定,数值计算结果在压力波形、主振频率和均方根幅值等方面与试验数据和理论结果吻合较好。对横向燃烧不稳定的驱动机理和瑞利指数进行了分析。燃烧室内流场特性表明,横向压力波会使氧气射流被周期性地“剥落”以及涡破碎,涡内燃料燃烧产生释热脉冲并耦合到燃烧室第一横向(first width, 1W)模态。瑞利因子分析表明,边缘喷嘴较中心喷嘴对横向燃烧不稳定具有更强的驱动特性。

尾推式微型涡桨发动机推力特性计算研究
黑少华, 杨晨, 师晨月, 杨金广
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20240376
摘要:

尾推式微型涡桨发动机主要由螺旋桨产生推力,喷管在产生剩余推力的同时会与螺旋桨产生复杂的气动干扰。为探究在这种气动干扰下尾推式微型涡桨发动机推力特性的变化规律,在计算上验证了MRF(移动参考系)方法在推进式微型涡桨发动机推力特性计算方面的可行性,开展了螺旋桨、喷管和短舱一体化构型的CFD(计算流体动力学)计算,得到了在地面慢车和巡航阶段时不同喷管压比、喷射角、螺旋桨转速和来流马赫数对发动机推力特性的影响规律。经分析发现:在地面状态下,喷射角为0时,螺旋桨推力系数始终大于0.1,在同样压比下总推力最大可相差36%;喷射角为0~60°时,螺旋桨推力系数随压比增大而减小;喷射角为90°时随压比的增大而增大。在巡航状态下,喷射角和压比对桨推力系数影响较小,桨推力系数随来流马赫数的增大而减小,随桨转速的增大而增大。两种状态下喷射角为0时喷管剩余推力最大,获得的总推力最大,表现出良好的推力特性。

分叉进气道吞雨特性数值模拟
邱宇宸, 李博, 徐猛, 许尹, 姜东晨
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220789
摘要:

使用数值模拟方法对一种带旁通道的分叉进气道进行不同雨水含量、不同来流速度下的吞雨特性开展研究。结果表明:吞雨总是使进气道流场畸变指数增加;在雨滴粒径均匀情况下,雨滴分离效率随雨滴粒径增加先减少后增加。雨滴粒径变化对流场总压恢复系数影响并不大,随着雨滴粒径增加,流场总压畸变指数先增后减;来流速度与流场中低速区共同影响雨滴运动轨迹。来流速度越大,旁通道排雨量越大,但主流道的吞雨量随着来流速度增加呈现出减少-增加-减少的趋势。

基于无监督学习的航空发动机铸造涡轮叶片缺陷检测方法
王栋欢, 于艾洋, 肖洪
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20230800
摘要:

为实现航空发动机涡轮叶片射线检测自动化、智能化,有效改善传统射线检测费时费力、效率低下等问题,开展基于无监督学习的涡轮叶片X-ray图像缺陷检测方法研究。基于无监督生成对抗网络,提出一种适用于航空发动机涡轮叶片X-ray图像的缺陷检测算法;构建由生成网络、判别网络和附加自编码网络组成的深度卷积生成对抗网络,设计重构损失、判别损失、编码损失及中间编码损失,并利用4种损失的加权之和构造目标函数;利用完好涡轮叶片X-ray图像进行模型训练,基于训练得到的生成网络建立航空发动机涡轮叶片X-ray图像缺陷检测模型。研究了输入图像大小、编码长度和重构损失对缺陷检测模型性能的影响。结果表明:模型在输入图片像素尺寸为128像素×128像素、编码长度为600、重构损失为L2的情况下检测性能最佳,area under curve(AUC)可达到0.911。该缺陷检测算法能够实现实际生产缺陷零漏检的严苛技术指标,但误检率(>62.1%)较大,作为辅助检测手段应用于实际生产可将人工检测效率提高1.6倍。

阻尼环对篦齿封严气弹稳定性的影响
李玉, 刘海波, 孙丹, 杨泽敏, 苏国征, 徐梅鹏
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20230817
摘要:

针对航空发动机篦齿封严的气弹失稳问题,建立了篦齿封严阻尼减振求解模型。基于能量法研究了阻尼环的结构参数及其安装位置对篦齿封严气弹稳定性的影响规律,揭示了阻尼环对篦齿封严气弹稳定性的影响机理。研究表明:在研究工况下,不安装阻尼环时,篦齿封严在1阶和2阶模态处,气动阻尼比分别为−0.41%和−0.049%,发生气弹失稳;安装阻尼环后,第2阶模态的气动阻尼比由负值变为正值,第1阶模态处的气动阻尼比仍为负值,但数值增大,阻尼环提高了篦齿封严的气弹稳定性。阻尼环安装过盈量越大,开口量越小,篦齿封严的气动阻尼比越大,气弹稳定性越好。当阻尼环安装在悬臂端时,气动阻尼比最大,篦齿封严最稳定,而当阻尼环安装在波节处时,气动阻尼比和降幅比最小,篦齿封严稳定性较差。

紧凑型换热器传热特性的高效计算方法
李娜, 严旭, 陈胥衡, 周鑫, 苏纬仪, 段振宇
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20230811
摘要:

围绕紧凑型换热器内流动换热特性及高效计算方法进行研究,建立了基于多孔介质理论的紧凑型换热器温度分布快速计算方法。应用该方法,分别对参考ATREX发动机叉排管束预冷器构型和SABRE发动机渐开线螺旋排列管束预冷器构型的换热模型进行性能分析,建立了相应的传热性能快速计算的方法和流程,结果表明:预测结果与FLUENT 3D管束模型仿真结果一致,但耗时不足CFD仿真的1%,体现了新方法在计算成本和速度方面的优势。

对转轴间碳纤维刷式密封泄漏流动特性数值研究
许焕泽, 孙丹, 胡广阳, 张杰一, 慕伟, 王铭章, 李玉
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20230829
摘要:

航空发动机对转轴间部位对密封结构的封严性能有着更高要求。提出了对转轴间碳纤维旋转刷式密封结构,基于刷丝离心效应力学理论和多孔介质理论,采用刷丝形变量修正孔隙率和阻力系数方法,建立了对转轴间碳纤维旋转刷式密封泄漏流动特性求解模型。分析了刷丝安装角、刷丝直径、转速对碳纤维刷丝力学变形特性的影响,研究了对转轴间刷式密封的泄漏流动特性。研究结果表明:提高内转子转速、减小刷丝直径、增大刷丝安装角,刷丝的形变量和转角将增大。考虑刷丝受离心效应作用,内转子转速3230 r/min时,在转子径向方向的T650碳纤维刷丝形变量为Haynes25刷丝形变量的16.43%;内转子转速10000 r/min时,将刷丝安装角从30°增至45°,刷丝在转子径向形变量增加104.02%;相同工况下,细直径刷丝密封效果更好,当刷丝与外转子接触间隙为0 mm时,刷丝直径从0.07 mm减小到0.05 mm,泄漏量减少12.42%。

尺寸效应对跨声速转子气动特性影响及损失机理
龚天宇, 袁巍
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20230806
摘要:

J级重型燃气轮机(进口设计流量约1 000 kg/s)的首级压气机直径可达3 m,难以开展全尺寸几何模型试验,基于相似原理开展缩尺研究是一种经济且简便可行的方法。基于数值方法开展尺寸效应对小/大模型性能及损失影响的对比研究,分析尺寸效应对小/大模型损失影响机制。性能分析结果表明:气动相似的大模型等熵效率明显高于缩比模型,而Casey等提出的等熵效率修正模型偏差不超过0.5%。机理分析表明:在叶尖强激波诱导的泄漏涡破碎区域,二次流主导,大模型损失强于小模型;而其他区域则以基元损失为主,边界层和尾迹掺混损失小模型损失更强;但综合损失仍然是小模型更大。因此影响小/大模型等熵效率的差异主要来源于基元边界层和尾迹掺混损失,而叶尖二次流损失造成的差异并不起决定性作用。这项工作致力于给工业重型燃气轮机设计初期提供参考。

横流对叶片前缘冲击-旋流-气膜冷却通道内部传热影响
韩枫, 张舒豪, 陈娇娜, 王凌洋, 陈宏华, 杨凌, 毛军逵
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20240415
摘要:

针对真实涡轮叶片前缘非对称的冲击-旋流-气膜冷却通道,在定冲击进口雷诺数和定总流量两种情况下,通过改变横流比,数值研究了主动横流入流对冷却通道换热效果的影响规律;并拟合获得了两组工况下的努塞尔数无量纲关系式。结果表明:在冲击进口雷诺数不变的情况下,增加横流比会增强冲击靶面的整体换热能力;当雷诺数为20000时,横流比为2获得的努塞尔数比无横流工况时增加了25.8%。在总流量不变的情况下,增加横流比会减弱冲击靶面的整体换热能力;当总流量为0.0236 kg/s时,横流比为2获得的努塞尔数比无横流工况时降低了43.3%。非对称的冲击-旋流-气膜前缘冷却通道内的冷却效果主要由冲击射流决定,相比较而言横流对流冷却影响较小。通过拟合获得的两种情况的努塞尔数关系式,对涡轮叶片前缘非对称结构的研究和优化具有指导意义。

蒸发腔结构对V型稳定器流动和火焰发展机理的影响研究
缪俊杰, 李宪开, 尹超, 姜凯琳, 范育新
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220815
摘要:

针对一种蒸发腔V型火焰稳定器,研究了Ma=0.15~0.35及320 K来流条件下蒸发腔结构参数对V型稳定器流动和火焰发展机理的影响,揭示了蒸发腔V型稳定器的火焰稳定机理,并总结了进气面积和蒸发孔总面积与进气面积比等蒸发腔结构参数对贫油点、熄火性能的影响规律。研究结果表明:点火过程中火焰不稳定造成的熄火与富油熄火相似,是高油量下点火瞬变带来的燃油蒸发积累所致。增加蒸发孔总面积与进气面积比虽然能扩大值班回流区、增强火焰稳定性,但会削弱燃油雾化、降低化学反应速率,导致火焰发展减缓、火焰强度降低。而增加进气面积能同时扩大值班回流区并改善燃油雾化效果,加速火焰发展并促使火焰稳定机制向贫油稳焰机制转变,更有利于提高贫油点、熄火性能。

双层壁叶片尾缘扰流冷却传热特性试验研究
韩枫, 宋毅, 陈娇娜, 任勇翔, 徐伟建, 江文涛, 毛军逵
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20240416
摘要:

考虑真实双层壁叶片尾缘冷却单元内部结构特征,建立冲击扰流复合冷却结构的双层壁气冷涡轮叶片尾缘模型。采用瞬态热色液晶试验方法研究了真实出流情况下扰流柱的换热特性,获得了不同几何模型(无扰流柱、半扰流柱、全扰流柱)下扰流柱冷却结构对冲击靶面换热特性的影响机理。结果表明:真实出流情况显著影响冲击靶面换热特性,使得下游冲击孔滞止区域覆盖面积更大,平均努塞尔数(Nu)沿出流方向下降。增加扰流柱的数量能够显著提高冲击靶面的平均努塞尔数,在Cm=0.7工况下全扰流柱模型的Nu分别比半扰流柱模型和无扰流柱模型高5.8%和21.7%。引入能够同时考量流动损失和换热能力的综合换热系数(Hc)进行分析,在Cm=0.7工况下全扰流柱模型相较于半扰流柱模型和无扰流柱模型分别高39%和161%。增加扰流柱能够在流动损失增加有限的情况下,显著增强叶片尾缘结构的换热能力。

进气温度对脉冲爆震燃烧特性影响
卢恒, 张至斌, 徐啸, 何小民
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20230821
摘要:

为了获得进气温度对脉冲爆震燃烧特性影响规律,结合试验和理论分析的方法,在爆震点火频率为15~25 Hz、进气温度为300~450 K条件下,对爆震管内燃烧状态、沿程峰值压力、压力波及火焰传播速度进行了研究。研究结果表明:从试验和理论分析结果来看,峰值压力与进气温度呈现反比趋势;进气温度在300 K时,整体火焰传播速度较低,在350 K和400 K最快达到2000 m/s,但400 K无法维持2000 m/s的火焰传播速度。提高进气温度,对脉冲爆震燃烧的循环起爆性能具有较大影响,具体表现为在300 K进气温度下,15、20 Hz和25 Hz都能实现稳定起爆,而进气温度提高到350 K以后,15 Hz能稳定起爆,20 Hz出现掉帧现象,而25 Hz只能进行连续燃烧。综合来看,进气温度提高,会降低爆震峰值压力,显著提高连续燃烧概率。

液体火箭推进剂交叉输送系统方案对比研究
杜飞平, 李翠, 程亦薇, 武定航, 厉彦忠, 徐元元
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220666
摘要:

针对管路间和贮箱间两种不同形式交叉输送系统,通过AMEsim软件分别构建仿真模型,对比研究两种系统的推进剂流动特性和系统故障响应特性。研究结果表明:正常工作状态下,贮箱间交叉输送具有更高的交叉输送流量,在助推分离时具有更稳定的流动特性,能实现芯级压力、流量的平稳过渡;管路间交叉输送(压差控制)则出现明显的水击现象,各特征点流量振荡强度均大于贮箱间交叉输送。缓冲罐可降低助推级脱离导致的压力波动,缓冲罐体积越大,芯级压力过渡越平缓。助推级发动机发生故障时,交叉输送技术可将故障侧多余推进剂输送至芯级或未故障助推级贮箱或发动机内,实现故障侧推进剂的充分利用和故障侧/非故障侧流量的重新分配,管路间交叉输送(压差控制)相比贮箱间流量分配更为均匀,两助推级贮箱推进剂消耗更为平衡。

某型回流燃烧室壁温数值研究
张家祥, 蔡志斌, 翟维阔, 颜应文
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220812
摘要:

为了探究某型回流燃烧室壁温分布,对该燃烧室进行流热固耦合数值计算,分析其冷态流场、燃烧特性和火焰筒壁温分布情况。壁温计算中考虑燃烧、热辐射和材料物理属性等因素对火焰筒壁温的影响规律,并与试验数据进行对比验证。数值计算结果表明:流热固耦合求解方法能够较准确地反映燃烧室的燃烧温度场和火焰筒壁温分布情况,火焰筒高温区域集中出现在主燃区,最高可达到1200 K以上;火焰筒主燃孔周围以及挡溅盘外缘处温度梯度较大,易出现烧蚀现象;随着油气比的增大,火焰筒掺混区壁温显著增加,接近主燃区壁温。

旋转整体叶盘强迫振动试验与响应高精度预测方法
周标, 谢诚语, BATTIATOG, BERRUTI TM
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20240505
摘要:

开展了实验室环境下的旋转整体叶盘强迫振动试验测试以及失谐整体叶盘高精度动力学建模和强迫振动响应预测研究。首先,建立了基于叶片解谐振动测试的失谐整体叶盘高精度动力学建模和强迫振动响应预测方法。随后在实验室环境下开展旋转整体叶盘强迫振动试验,采用磁激励装置对旋转叶盘结构施加模拟的发动机阶次激励,实现对旋转叶片所受非接触激振力的测量和数据处理,并为失谐整体叶盘强迫振动响应预测提供输入信息。同时利用叶尖定时测振技术,对旋转整体叶盘强迫振动响应实测与预测结果进行关联分析。研究结果表明:通过静态整体叶盘解谐振动测试所建立的失谐整体叶盘动力学模型,能够准确预测旋转整体叶盘在发动机阶次激励下的强迫振动响应,在典型共振转速处的实测/预测叶片振幅空间分布的模态置信因子均大于0.96,在典型叶片一扭模态共振处所有叶片实测/预测振幅平均值的相对误差不超过−5.8%。

航空高速薄辐板弧齿锥齿轮行波共振动力学响应特性与试验
栾孝驰, 王胜红, 柳贡民, 沙云东, 张茂强
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20240452
摘要:

针对航空高速薄辐板弧齿锥齿轮在工作中由于行波共振导致轮齿断裂故障频发,其行波共振动力学响应特性不清晰的问题,建立了一种基于显式算法的航空薄辐板弧齿锥齿轮瞬态接触动力学分析模型,考虑齿轮转速、扭矩以及时变啮合刚度的影响,计算齿轮动频值进而对行波共振点进行精准预测,研究了行波共振下齿轮轴向振动位移和动应力的动态响应特性以及振动位移场和应力场的分布规律。研究结果表明:在三节径前行波共振工况下,从动锥齿轮轴向振动位移场在周向呈现谷峰交替的三峰三谷扇形分布快速迁移的特征,行波迁移方向与齿轮转动方向相同、迁移速度远高于齿轮的旋转速度;振动应力场在周向表现为三峰的花瓣状分布形式,在齿根槽位置和齿面啮合位置存在应力集中现象;振动位移和应力响应均表现为高次谐波振动密集分布的特征。试验测量从动锥齿轮三节径前行波共振转速与仿真计算预测的行波共振转速的相对误差为1.1%、试验测量的应力值与仿真提取分析的应力值二者量级相当,验证了行波共振点预测的准确性及瞬态接触动力学分析模型的有效性。