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转子螺栓连接结构界面滑移损伤机理及影响因素研究
吕东晓, 陈雪骑, 王东, 马艳红, 洪杰
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20230027
摘要:

针对转子法兰-螺栓连接结构及其所处的载荷环境,考虑了其定位端面和定心柱面变形交互影响的力学过程,并提出了滑移损伤定量评估方法,基于此分析了复杂载荷作用下界面滑移损伤力学过程及其关键影响因素。研究表明,由于转子螺栓连接结构的界面非连续性,其定位端面和定心柱面间不同方向上的变形会交互影响,并且会受到工艺和装配特征参数的影响,实际发动机中由于上述参数随机特性,会导致连接结构界面滑移损伤具有显著的非确定性,引起连接结构发生附加变形并影响转子不平衡状态。

两级均压刷式密封泄漏流动特性数值研究
张静涵, 孙丹, 赵欢, 徐文峰, 慕伟, 张杰一
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20230114
摘要:

多级刷式密封存在各级级间压降分配不均衡导致提前失效的问题,提出下游级后挡板开孔的两级均压刷式密封结构,建立三维实体两级均压刷式密封数值计算模型,在验证数值模型准确性基础上,数值分析两级均压刷式密封的泄漏流动特性,研究均压孔结构参数对改进型结构泄漏特性和级间压降均衡性的影响规律。研究结果表明:设有均压孔的两级均压刷式密封较传统结构提高了压降均衡性,且降低了刷式密封摩擦热效应;传统两级刷式密封的压降均衡性系数明显大于两级均压刷式密封,改进型结构的压降均衡性系数较传统结构改善了45.6%~67.9%;均压孔直径从0.2 mm增大至0.8 mm、均压孔高度从3.55 mm增大至8.35 mm与均压孔排数设置为3排时压降均衡性系数分别减小38.5%、7.7%和25.1%;改进型结构泄漏量相比于传统结构略有增大,且泄漏量随均压孔直径的增大而增加,随均压孔高度的提高无明显变化,随均压孔排数的增加而增大。

基于泡沫金属强化的吸附储氢罐储氢性能研究
荣杨一鸣, 孙怡, 高俊, 陈希, 谢林, 隆瑞
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20230100
摘要:

基于数值模拟分别探究了以MOF-5和AX-21为吸附剂时,不同泡沫金属孔隙率对在充气和放气过程中储氢罐内温度、压力、吸附量和总吸附量的影响。在充气阶段,储氢罐内添加泡沫金属可显著提高储氢罐内的有效导热系数,显著降低储氢罐的平均温度,提高储氢罐内平均压力,有利于吸附反应的进行。在放气阶段,加入泡沫金属可增加储氢罐内平均温度,从而促进氢气的脱附。在放气过程中,随着泡沫金属孔隙率的减少,脱附反应显著区域逐渐向罐体中心扩展,从而加速氢气的脱附和释放。存在最优的泡沫金属填充孔隙率使储氢罐内总的氢气吸附量最大。对于MOF吸附剂而言,最优的泡沫金属填充孔隙率为0.8;对于AX-21吸附剂而言,最优的泡沫金属填充孔隙率为0.9。

涡轮叶片内部冷却通道颗粒沉积的实验
陈文彬, 蒋康河, 余泽宇, 李维, 刘存良, 许卫疆, 吴芳芳
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20230126
摘要:

进入涡轮叶片内部的微尘颗粒易沉积并削弱内冷通道的换热。为了探究叶片内冷通道中微尘颗粒的沉积特性,实验研究了微尘颗粒直径和冷气雷诺数对颗粒沉积的影响。实验结果表明:内冷通道的沉积率随冷气雷诺数先增大后减小,当雷诺数为23810时沉积率达到峰值,但冷气雷诺数继续增大时,沉积率出现了明显下降趋势;当微尘颗粒直径增大时,叶片通道中的沉积率相应增大;叶片前腔处的沉积率要大于中弦腔及后腔处的沉积率,尾缘处的收集率要大于后腔出口及除尘孔处的收集率;在叶片通道中,扰流肋背风面处的颗粒沉积量大于迎风面处的颗粒沉积量,前腔拐角处的颗粒沉积量大于中弦腔拐角处的颗粒沉积量。

一种考虑变温度场影响的低周疲劳寿命预测方法
叶育明, 文阳阳, 吴福仙, 黄伟光, 高闯
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20230123
摘要:

针对M-C(Manson-Coffin)和SWT(Smith-Watson-Topper)经典模型仅适用于固定温度点而无法预测变温度场下低周疲劳寿命这一不足,综合考虑总应变、塑性应变、最大应力等参量,提出一种了考虑变温度场影响的高精度、强泛化性的改进寿命预测模型。从某镍基高温合金室温到923.15 K低周疲劳试验数据点的寿命预测结果可知,该模型有94.74%位于±1.5倍分散带内,预测精度显著优于M-C模型(82.89%)和SWT模型(86.84%)。同时改进模型具有广泛的适用性,既能准确预测非试验数据点的低周疲劳寿命,也适用于其他热端部件材料。此外,该模型可准确预测热端部件在变温度场影响下的全场寿命,对某型燃气轮机向心涡轮预测的全场寿命分布合理,趋势符合预期。

复合材料高低周复合疲劳试验技术
温班宁, 李少林, 石多奇, 向首亮, 曹端兴, 齐红宇
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20230096
摘要:

为了研究复合材料的高低周复合疲劳特性,本文综合分析了现有的高低周复合疲劳试验平台设计思路及研究进展,以搭建适用于复合材料的复合疲劳试验平台。结合复合材料疲劳失效特性,设计了非对称哑铃型的二维编织复合材料试件用于复合疲劳试验。试验结果显示:试件在特殊设计的疲劳考核区发生断裂失效。失效部位的应变曲线既展现了受低周疲劳载荷作用时低频高幅值的变化特征,也具有受高周疲劳载荷作用时高频低幅值的变化特征,证明失效部位在试验中受到非干涉高低周复合疲劳载荷的持续作用。疲劳试验的顺利开展表明该研究为复合材料的复合疲劳试验研究提出一种试验方法。

基于注意力机制的翼型反设计方法
王超杰, 何磊, 李川, 钱炜褀, 黄友翔
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20230106
摘要:

为了简化翼型反设计的过程,基于注意力机制设计了一个端到端的,应用于翼型反设计的深度学习模型,该模型可以学习到翼型曲线和压力分布之间的联系,直接输入压力分布图像就可以得到与之对应的翼型图像。生成了6561组样本,其中6000组样本用于训练,561组样本用于验证。实验结果表明:该模型在验证集上的方均根误差为0.0023,平均相对偏差为2.53%,训练耗时743.4 s,验证耗时12.18 s,预测一个翼型曲线平均耗时0.0217 s,由此表明该模型具有较高的精度和效率。

考虑组分影响的涡轮气动特性计算方法研究
张晓东, 段明冲, 曾蕴涛, 黄一勇, 关睿
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20230098
摘要:

为研究现有燃气轮机改烧氢混燃料时的涡轮气动特性变化,推荐了一种涡轮气动特性参数定义方法,其中折合流量和折合转速的定义考虑了燃气工质物性的变化。以LM2500+SAC航改燃气轮机的高压涡轮和动力涡轮为例,其高压涡轮为2级轴流式气冷涡轮,动力涡轮为6级轴流式无冷却涡轮,采用基于单通道RANS(Reynolds averaged Navier-Stokes)方程求解的三维数值模拟方法,分别计算了烧天然气燃料场景下的涡轮气动特性及烧氢混燃料场景下的涡轮气动特性,并对比分析了两者之间的变化关系。结果表明:利用推荐的涡轮气动特性参数定义,可以统一两种燃料的涡轮特性曲线(同一折合转速和膨胀比下的折合流量相差在0.2%以内)。这说明在已知天然气工质的涡轮工作特性时,可以直接换算出氢混燃料涡轮的工作特性,这为涡轮气动特性数据的推广应用提供了方便。

基于灰狼算法优化最大相关峭度反卷积的滚动轴承振动特征提取与表征方法
李彦徵, 栾孝驰, 杨杰, 沙云东, 郭小鹏, 徐石
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20230338
摘要:

针对滚动轴承早期微弱故障受背景环境噪声影响故障特征难以提取的问题,提出一种基于灰狼算法优化最大相关峭度反卷积的滚动轴承振动特征提取与表征方法。该方法采用完全自适应噪声集合经验模态分解(CEEMDAN)将受强背景环境噪声干扰的微弱故障振动信号分解成若干信号分量,并依据峭度指标和相关系数作为筛选指标对各信号分量进行筛选和重构,通过灰狼算法(GWO)优化的最大相关峭度反卷积(MCKD)滤除重构信号中的噪声成分同时增强微弱故障特征成分,并对其进行包络解调实现微弱故障特征的提取。基于滚动轴承实验台数据及真实涡扇发动机整机数据开展了滚动轴承故障特征提取与表征方法有效性的综合验证。结果表明:该方法可有效滤除滚动轴承微弱故障振动信号中的强背景环境噪声成分同时增强微弱故障特征,经主轴承外圈微弱故障试验数据验证可知去噪信号与原始信号的峰值因子相比提高了2.43,有效增强振动信号中的冲击性成分,实现滚动轴承微弱故障特征的有效提取与表征。

基于阈值参数判决筛选的航空发动机主轴承故障特征提取方法
沙云东, 赵俊豪, 栾孝驰, 赵宇, 张域斌, 张引
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20230341
摘要:

针对航空发动机中滚动轴承微弱故障信号受环境噪声影响提取困难的问题,提出一种基于阈值参数判决筛选的航空发动机主轴承故障特征提取方法。为了自适应选择变分模态分解(variational mode decomposition,VMD)中的参数,采用粒子群算法(PSO)对VMD算法中的参数进行优化,将其作为前置参数来处理传感器收集到的轴承原始振动信号,得到K0个模态分量;其次提出一种新的参数调和公式,该公式将峭度和相关系数平衡融合为一个参数P,然后基于阈值参数准则划分筛选出高信噪比信号,整合高信噪比信号产生新的振动信号;最后通过包络谱提取出轴承微弱故障特征。结果表明:参数调和公式与阈值参数判决方法能平衡峭度和相关系数之间的关系,滤除了峭度值较高但有效信息少的分量,该方法可有效提取滚动轴承简单及复杂传递路径下的故障特征,为航空发动机主轴承故障复杂信号处理和诊断提供了有效手段。

偏转板射流伺服阀前置级液流力数学建模与实验研究
葛声宏, 程文豪, 谢张辰, 朱玉川
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20230213
摘要:

偏转板所受液流力对偏转板射流伺服阀振动与啸叫故障分析具有重要意义。针对传统偏转板所受液流力建模中只考虑射流冲击力而忽略V型槽侧壁静压力的不足,提出前置级液流力由两部分组成:其一,一次射流阶段中油液撞到V型槽侧壁产生的冲击力;其二,压力恢复阶段中V型槽侧壁所受静压力。基于质量守恒,动量守恒和连续体假设,研究了射流冲击力与静压力随偏转板位移变化规律,推导出前置级液流力数学模型。通过前置级压力特性实验与流场CFD仿真分析,验证了所建液流力模型有效性。结果表明,偏转板位移越大,V型槽两侧压力作用面积差越大,静压力对前置级液流力结果影响效果越明显;经有限元仿真结果验证,所建模型可提高偏转板液流力计算精度,为偏转板伺服阀的振动与谐振分析提供了理论支撑。

层板冷却结构典型参数对流动换热特性分析
宋伟, 王建华, 姚然, 李岳峰
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20230017
摘要:

通过数值模拟方法对8种层板结构进行气热耦合计算,优选低雷诺数shear stress transport(SST)k-ɷ 湍流模型,其平均努塞尔数与冷却效果实验差异只有0.15%。研究冲击孔和气膜孔开孔率、扰流柱堵塞比、气膜孔孔型和排列形式对层板结构的流阻换热影响。结果显示对流阻影响明显的层板内冷参数依次为扰流柱堵塞比、冲击孔开孔率,层板燃气侧流阻影响排序依次为气膜孔孔型、气膜孔开孔率;对换热效果影响大的4个层板设计要素依次为气膜孔孔型、气膜孔开孔率、冲击孔开孔率、扰流柱换热面积。以比1-4-2层板模型更低的流阻损失系数和更高冷却效果为设计目标,获得适用于涡轮叶片前缘高温、低供气压比区域的1-9-5型层板单元,将其应用于目前工程设计的超强冷却叶片前缘,可将涡轮叶片耐温能力有效提升140 K。

复合材料-钢混合齿轮应用技术研究综述
王旦, 未雷, 吴汪箭, 曹鹏, 李坚, 朱如鹏
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20230344
摘要:

综述了复合材料-钢混合齿轮应用技术研究现状。简述开展复合材料-钢混合齿轮应用技术研究的军事需求以及对于提高直升机传动系统功率密度的重要研究意义;从齿轮辐板用复合材料力学性能表征、混合齿轮结构强度分析、构型设计、制备工艺和试验验证五个方面,详细阐述国外复合材料-钢混合齿轮应用技术研究现状和发展趋势;通过对国外复合材料-钢混合齿轮应用技术研究现状进行总结,论述我国在复合材料-钢混合齿轮应用技术研究方面的不足之处,从材料力学性能表征、强度分析技术、构型设计及优化、制备工艺及试验验证4个方面,全面展望我国在复合材料-钢混合齿轮应用技术研究方面亟需开展的研究方向。

六分力测试静态性能标定方法
林涛, 彭澎, 司欣格, 李大海, 张永建, 狄长安
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20230335
摘要:

为准确地获取某型发动机偏航、俯仰、主推力等工作性能,在前人研究的基础之上,研制出一种发动机四支点六分量测试台架,该台架集发动机推力测试和静态性能标定于一体,实现了对某型发动机的推力测量。介绍了测量系统和静态性能标定方法,并进行了测力单元静态标定试验。试验结果表明所设计的动态六分力测试台测量精度较高,总体相对误差为0.31%。

基于后方交会的荧光油膜速度解耦
王超, 董秀成, 古世甫, 张征宇
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20230332
摘要:

风洞试验中的模型振动易导致表面油流速度发生耦合,而传统光流法无法对振动进行识别或消除。为此,提出了基于后方交会的光流解耦算法。将插值后的图像相关法解算的低分辨率光流值作为光流法的迭代初值,然后基于后方交会推导了振动情况下振动角和振动位移的计算模型,进而消除振动位移实现速度解耦。仿真试验显示:在0°、5°、10°和15°的模拟振动角下,传统光流法和光流解耦算法的AEE误差分别为0.20、0.98、1.44、1.63像素/s和0.19、0.20、0.22、0.27 像素/s,同时振动角测量误差小于0.1°。荧光油流试验进一步表明,基于后方交会的光流解耦算法获取的速度场流线更为准确、清晰和流畅,能够有效解决速度耦合问题,该方法具有一定的实际工程应用价值。

端壁自适应射流出口位置对高速扩压叶栅角区分离的影响
梁作召, 孙鹏, 李晓东, 刘晗
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20230325
摘要:

为探究端壁自适应射流对叶栅角区分离和损失特性的影响,以高速扩压叶栅为研究对象,对端壁自适应射流不同出口位置方案进行了数值模拟。研究结果表明:应用端壁自适应射流能有效控制角区分离,减少低能流体堆积,提升叶栅扩压能力,降低叶栅的总压损失,4°冲角时叶栅出口总压损失系数的相对减小量最大可达9.17%。随着端壁自适应射流出口位置向尾缘移动,总压损失系数呈现先减小后增大的控制趋势。出口位置位于分离区中部附近时控制效果最佳,出口位置过于靠前会使总压损失显著增加,同时来流冲角对减损效果的影响也更加明显,正冲角下的叶栅相较于设计冲角更易控制。

考虑第三体颗粒接触微动磨损行为
李玲, 薛颖超, 妙东浩, 阮晓光, 李丽霞, 解妙霞
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20230322
摘要:

基于有限元方法建立带有第三体颗粒接触作用的球-平面三维仿真模型,研究在部分滑移状态下第三体对微动磨损的影响。分析了线弹性和弹塑性材料本构下第三体颗粒与第一体之间接触行为,确定研究对象材料本构;分析了不同尺寸条件下的第三体颗粒接触行为;研究了不同加载条件下第三体颗粒对微动磨损的影响。结果表明,弹塑性材料更能体现第三体的接触特性,第三体颗粒受到较大的接触压力发生塑性变形,减小了接触面之间的接触压力;直径0.8 μm的第三体颗粒所承受接触压力最大,0.2 μm时接触压力最小,且随着直径增大塑性变形增大;部分滑移状态下,在微动初始阶段第三体颗粒的存在会降低磨损,较小的接触宽度或较大的位移幅值会导致第三体颗粒承受的接触压力减小,摩擦耗散能增大,微动磨损加剧。

离心叶轮背腔旋流抑制技术设计及验证
张远森, 周志翔, 郝旭生, 叶大海
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20230136
摘要:

基于旋转盘腔径向外流科氏力作用理论,开展了叶轮背腔旋流抑制引气方案设计,并通过数值计算对设计方案进行了评估,结果表明:叶轮背腔径向外流引气方案由科氏力起主导作用,可抑制叶轮背腔旋转比,提高引气出口静压系数至0.88,较常规方案A增加16.6%,增大了叶轮背腔向前的轴向力,可起到调节发动机在慢车等低状态的转子轴向力轻载、反向的作用,但由于轮背旋转壁面与气流之间的速度差增大,导致轮盘消耗风阻功率增加,引气出口温度增加30 K,并在旋转换热实验台上对该技术进行了验证。

基于反正切函数曲线渐变式孔型阻尼密封泄漏特性与动力特性
徐文峰, 鲁文昕, 孙丹, 赵欢, 任国哲, 王泽铭
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20230320
摘要:

为改善孔型阻尼密封泄漏特性,提高转子的稳定性,建立了基于反正切函数曲线渐变式孔型阻尼密封泄漏与动力特性求解模型,通过非定常数值方法研究了不同密封间隙、压比、转速和涡动频率对各间隙形式孔型密封泄漏特性与动力特性的影响,分析了不同间隙形式的泄漏特性与动力特性。结果表明:随着压比逐渐增加,不同形式孔型阻尼密封的泄漏量增加,其中,等间隙的泄漏量增幅最大,反正切函数曲线间隙的泄漏量次之。收敛曲线间隙的泄漏量最小,且较发散曲线间隙的泄漏量小2.31%。随着转速逐渐增加,不同形式孔型阻尼密封的泄漏量增加,其中,曲线间隙的泄漏量较锥形间隙的小,收敛曲线间隙的泄漏量最小,比锥形间隙的泄漏量小15.85%。在压比较大,涡动频率大于120 Hz时,收敛曲线间隙有较小的交叉刚度和较大的直接阻尼,转子系统具有较高的稳定性。在转速增加的情况下,收敛曲线间隙的有效刚度和有效阻尼最大,转子系统的稳定性较其他间隙形状的孔型阻尼密封的稳定性更强。

典型涡轮气冷叶片参数化建模及优化设计
董少静, 杨傲然, 苑旺, 张立章, 方宇凡, 申秀丽
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20230316
摘要:

为更好保证涡轮气冷叶片结构强度设计阶段的气动综合性能,在二维叶栅传统四线造型方法的基础上,引入了喉道宽度和尾缘弯折角两个参数以保证相关气动指标,同时,提出了一种基于自由曲线的异形冷气入口建模方法以改善冷气入口处的应力集中问题并通过优化算例证明了其潜在价值。在此基础上,对涡轮气冷叶片内部典型冷却结构进行参数化建模。最后,以涡轮叶片质量和叶身最大拉伸应力为优化目标,选取参数对涡轮气冷叶片进行优化,优化后涡轮叶片质量和优化前相比下降0.99%,最大拉伸应力下降6.55%。优化结果表明,相关参数化方法可以满足具有复杂内冷结构的涡轮叶片的设计需求,可以有效提高涡轮设计效率。

涡轴发动机测扭装置发展现状及趋势
李立新, 廖明夫, 余索远, 刘森, 周春丽
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220982
摘要:

为进一步研究涡轴发动机测扭装置,研究了常见测扭装置的分类、优缺点及其在涡轴发动机中的适用性。阐述了常用的涡轴发动机扭矩测量装置的基本原理、发展现状及典型应用案例,并指出了目前存在的主要问题,进一步分析了制约紧凑型动力涡轮转角法测扭的核心技术难点。探讨了采用温度补偿、扭转角度转换成轴向位移,以及将动力涡轮短粗轴由圆柱/圆环截面改进成星形截面等结构在提高测扭精度的可行性。研究发现:星形截面轴可保证足够抗弯刚度的前提下显著降低扭转刚度,可解决紧凑型大功率涡轴发动机测扭装置精度不高的问题,应着力研究星形截面轴弯曲、扭转振动特性和开展装机适应性验证。

降低涡轮动叶气动激振力的优化设计方法
陈焕龙, 秦勇, 蔡文哲, 王兵, 颜廷松
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220891
摘要:

针对涡轮级叶列之间流场干扰诱发下游动叶非定常气动激振力的物理问题,提出了一种涡轮导叶与动叶联合匹配优化以降低动叶气动激振力的气动设计方法。研究表明,采用该方法不仅使得所研究涡轮动叶气动激振力的时均值下降8%,而且其他相位的动叶气流激振特性也获得改善,说明了该气动优化设计方法的可行性。此外,优化后的涡轮导叶具有明显的弯掠特征,弯掠导叶有助于降低下游动叶的非定常气动激振力,这是涡轮非定常气动设计技术对于“弯曲叶片”流动机理的新认识,非常值得开展更加深入的研究工作。

基于代理模型和敏感度分析的直升机主减速器减振优化
许华超, 朱豪杰, 韩振华, 王勇, 秦大同
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220884
摘要:

针对直升机主减速器减振优化存在计算量大、参数多等问题,提出了基于代理模型和全局敏感度分析的直升机主减速器减振优化方法。定义振动性能的评价指标,运用最优拉丁超立方抽样法均匀抽取样本数据,并依次带入直升机主减速器动力学模型求解评价指标样本;采用代理模型构建并替代计算耗时的主减速器动力学模型,以提高优化效率;随后开展参数敏感度分析,确定优化变量,并采用遗传算法在优化参数的取值范围内搜索出最优参数值。结果表明:代理模型能有效替代直升机主减速器动力学模型,啮合刚度是影响系统振动的重要参数,优化后主减速器各测点的振动加速度有效值最大与最小降幅分别为18.01%和4.28%。

翼身融合布局上表面吹气技术增升研究
何萌, 张刘, 姜裕标, 陈洪
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220882
摘要:

针对翼身融合布局飞机翼上内埋发动机矩形喷口方案,提出了基于喷口修型的控制策略,采用雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程对翼身融合布局飞机流场进行数值模拟,分析了喷流落压比、襟翼偏角、襟翼前缘半径、喷口上偏襟翼及组合襟翼等参数对增升效能的影响。结果表明,当襟翼偏角为40°,落压比较大时,襟翼前缘负压峰值减小,喷流在襟翼前缘过早分离;增大襟翼前缘半径有助于减小喷流偏转所需要的向心力,促进喷流附着;发动机喷口上偏襟翼及组合襟翼设计,削弱了右侧涡流和表面横流对喷流附着的不利影响,促进喷流在大落压比和较大襟翼偏角下的附着,组合襟翼设计相较于喷口无修型构型,在喷流落压比为1.45、迎角为0°时,净推力平均偏转角可达56.10°,升力系数增加0.16,且在计算迎角范围内保持稳定。

面向燃油结冰试验的饱和燃油制备数值模拟
彭炬, 谷云凤, 李杰, 刘林盛, 夹福年, 杨锦昌, 王彬
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220790
摘要:

为研究燃油结冰试验中饱和燃油含水量的影响规律,以达到适航标准要求的油水均匀度,提出对配水循环系统进行数值模拟。运用欧拉-拉格朗日法分别表示连续项与离散项,用离散相模型(discrete phase model,DPM)模拟水粒子的碰撞、融合和破碎。对液滴喷射与水-燃油两相流循环进行仿真计算,研究注水位置、循环泵后压力及液流进出排布对燃油含水量的影响规律。基于循环系统内不同区域离散项质量浓度的取样统计,分析适航标准规定时间内水与燃油混合情况。利用燃油配水装置进行了泵压式循环注水试验,实测不通过油水分离器循环的泵后燃油含水量。结果表明:测量结果与数值模拟基本吻合,液流进出口设于油箱同侧且在泵后管路注水时循环掺混效果好。0.2 MPa泵后压力时油水混合均匀,且含水量可保持在适航标准规定的90×10−6~130×10−6范围内。

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、涡轮等熵效率、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%;压气机等熵效率提升10%产生的扭矩增益大于涡轮等熵效率提升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。

可持续航空燃料安全标准发展历程及趋势
甘宸宇, 丁水汀, 邱天, 马清琳, 鲍圣宇
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20230201
摘要:

可持续航空燃料被视为航空碳减排的重要手段。航空燃料作为航空发动机的特殊部件,安全性认证是其应用的最重要前提。适航标准和燃油技术标准共同指导可持续航空燃料的发展,并形成了燃料相关的安全标准体系。为促进我国建立自主可持续航空燃料安全标准体系,对现行相关标准进行了梳理和分析。选取其中最具代表性的ASTM D4054和ASTM D7566标准,全面回顾了演变历程,总结了修订方向。研究发现:可持续航空燃料相关标准体系的修订主要集中在认证主体、审批流程、燃料性质和测定方法要求4个方面。展望了我国自主认证体系发展趋势,结合我国航空业发展现状,提出了本土产业兼容的可持续航空燃料安全认证流程,为完善我国自主可持续航空燃料安全标准体系提供了技术支持。

基于等效热弹性应变能的智能变形蒙皮模拟分析及实验
张伟, 麻越垠, 蔡清青, 高鑫宇, 聂旭涛
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220976
摘要:

为简化记忆合金建模,提出了一种等效模拟方法,将形状记忆合金相变能转化为弹性基体的热弹性应变能,并以温差形式表达。以形状记忆合金丝为对象,开展了该方法和Boyd-Lagoudas扩展模型的对比分析。基于Boyd-Lagoudas扩展模型编写的自定义物性子程序,除了常规的退孪马氏体和奥氏体,还考虑了孪晶马氏体以提高模拟分析的准确性。等效模型的最大误差为9.8%,验证了方法的有效性和准确性。针对不锈钢及单程记忆合金组成的主动变形蒙皮,等效方法计算的机翼弧高变化幅值为4.03 mm,和实验值3.81 mm吻合,降低了数值模拟难度和计算消耗,表明该方法有助于开展机翼模型的全尺寸模拟研究,并用于设计快速迭代。

超声速双侧二元进气道喘振特性试验
温玉芬, 张正, 张炜群, 郝思思, 张远
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220979
摘要:

对一种超声速双侧二元进气道在马赫数2.6条件下的喘振特性开展试验研究,通过分析进气道沿程不同位置的压力变化规律,获得了进气道从不起动到再起动过程的流动特性。结果表明:不同内流道堵塞度下,双侧布局的进气道喘振表现出了两种不同模式:双侧进气道同时喘振;一侧进气道喘振,另一侧进气道深度超临界工作。对比不同喘振模式下的进气道压力特性发现:双侧进气道喘振表现为低频振荡形式,内流道的压力变化与激波的周期性往复运动密切相关,喘振频率为21.5 Hz,喘振压力峰值约为来流总压的75%;单侧进气道喘振则表现为高频振荡形式,内流道的压力振荡由流动分离主导,喘振频率在325 Hz以上,为双侧进气道喘振频率的15倍,喘振压力峰值接近于来流总压。

斜壁限制域台阶对火焰宏观结构的影响
覃子宇, 韩啸, 李磊, 林宇震, 王思睿, 徐亮亮
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20230225
摘要:

斜壁限制域是一种有效的燃烧振荡被动控制方法。为深入认识其火焰稳定特性,探究斜壁限制域台阶高度对火焰宏观结构的影响规律。数值仿真表明增大台阶高度使火焰宏观结构从V型转变为M型。通过定量计算火焰拉伸率,发现这一转变伴随着斜壁过渡段外侧出现明显的强拉伸流动区域。结合小扰动线性稳定性理论对该现象加以解释,其原因可总结为结构特征尺度大于空间不稳定模态1/4波长尺度,进而固有的不稳定模态被激发,并形成稳定火焰的强拉伸区。运用该方法预测临界台阶高度,绝对误差不超过0.1 mm。

对转螺旋桨流场和声场数值模拟研究
李光明, 丁珏, 陈正武, 仝帆, 杨小权, 唐小龙
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220793
摘要:

采用非线性谐波法耦合FW-H方程的混合噪声数值模拟方法,对某11×9的对转螺旋桨模型的气动力与噪声开展了数值模拟研究。结果表明:在起飞阶段,与单转子螺旋桨相比,对转螺旋桨的主要噪声源是由前排螺旋桨产生的叶尖涡、前缘涡和尾迹涡等涡系与后排螺旋桨相互作用产生的干涉噪声,后排螺旋桨上的非定常压力波动是干涉噪声的主要贡献源;在干涉噪声频率处,前排螺旋桨的噪声主要向下游辐射,后排螺旋桨的噪声主要向上游辐射。此外,还研究了不同积分面对对转螺旋桨噪声计算结果的影响。相比于固体壁面FW-H积分面,可穿透FW-H积分面的计算结果更接近试验数据,但是不同的积分面对转子单独噪声基本没有影响;上游积分面的变化对对转螺旋桨的噪声影响很小,但是下游积分面的变化对干涉噪声影响较大。

冲击孔板和扰流柱组合结构流动传热特性的实验和数值研究
谢立, 马莉, 曹俊, 孔德海, 刘存良
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20240151
摘要:

实验和数值研究了涡轮叶片尾缘内部冷却通道中冲击孔板与扰流柱组合结构的流动和传热特性。扰流柱叉排地布置在叶片尾缘端面上。冲击孔板穿孔率为0.07~0.44,冲击距为1.5~4,基于进气通道水利直径和平均速度的雷诺数为1 600~4 000。采用瞬态液晶传热测量技术获得了柱肋通道壁面的局部表面传热系数分布,并分析了冲击孔板穿孔率、冲击距、雷诺数对柱肋通道流动结构以及表面传热特性的影响。研究结果表明:较小的穿孔率下形成的强烈冲击射流能够显著提升组合结构的平均传热性能,但是会极大地增加其流动损失;冲击距和穿孔率对冲击-扰流柱组合冷却结构的传热和压损特性具有显著的影响;组合冷却结构的传热性能是光滑通道传热性能的2.0~9.4倍,而其摩擦因数是光滑通道摩擦因数的136~1 800倍;获得了组合结构的强化传热因子与相关参数的实验关联式。

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°侧流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。

太阳能无人机电源系统综述
张树, 刘璇, 王晨, 岳凤发, 管乐诗, 王议锋
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220792
摘要:

针对国内太阳能无人机系统性研究较少的问题,从太阳能无人机的发展现状讨论,按照电源系统的主要功能单元,分别从太阳能电池板、能量存储系统、功率变换器等方面展开论述。总结了国内外具有代表性的相关研究成果,发现太阳能无人机电源系统的性能是影响其持续作业的关键因素之一,主要研究问题有:提高光伏电池的转化效率及物理特性、提高储能单元能量密度与稳定性,以及配备相应的能量管理系统。最后,总结太阳能无人机电源系统的发展方向:从高性能太阳能电池材料的研发,到储能系统的多样性研究及环境适应性的提高,再到大功率、高效率的功率变换器的设计和能量管理的智能化,最终提高能量利用率及实现系统的小型化和轻质化。

加工误差对超声速叶栅气动性能影响的不确定性分析
刘铠烨, 楚武利, 郭正涛, 梁彩云, 孟德君
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220791
摘要:

为了研究法向加工误差对超声速叶栅气动性能的影响,基于高斯过程和主成分分析法,构建了由法向加工误差导致的叶表五维几何不确定性模型。采用基于高斯分布型的非嵌入式混沌多项式方法,结合稀疏网格技术,构建了叶栅性能的代理模型,并预测了加工误差对超声速叶栅气动性能的影响。研究中,还提出了一种量化叶栅流场各部分损失的损失源模型。结果表明:在随机加工误差影响下,超声速叶栅总压损失系数近似于正态分布。总压损失系数对前缘部分的加工误差最为敏感,对吸力面加工误差的敏感程度高于压力面加工误差,并且敏感性沿弦向位置向后逐渐递减。影响机理是,前缘加工误差会影响弓形激波强度以及前缘加速过程,从而影响槽道激波结并构造成叶栅损失出现较大偏差。

Blok闪温法的改进及在弧齿锥齿轮齿面温度预测中的应用
肖扬, 王三民, 李飞, 任鸿飞, 乔喆烨
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220322
摘要:

为准确预测弧齿锥齿轮齿面的瞬时最高温度,提出了一种新型齿轮闪温计算方法。通过考虑润滑油膜对齿轮闪温的影响,对传统Blok闪温法进行改进,获得了弹流润滑下的齿轮闪温计算公式,弥补了传统Blok闪温法未考虑润滑油膜的缺陷。并通过此公式对某型直升机传动系统内的一对弧齿锥齿轮进行了齿面闪温计算,将该方法和Joselito闪温法计算的数值结果分别与有限元仿真获得的结果进行了对比分析。结果表明:Joselito闪温法与有限元法的结果相差12%,改进Blok闪温法与有限元法的结果相差4%,说明改进Blok闪温法更接近有限元法的结果,并从多角度验证了该公式的准确性与优越性,为进一步完善轮齿胶合承载能力计算提供了理论依据。

合页式可调总压畸变发生器效果预测及调节方法研究
王铭祖, 王志强
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220201
摘要:

为研究一种新型合页式可调总压畸变发生器的畸变特性,并实现针对特定目标图谱,指导此型畸变发生器调节的目的。采用风洞实验方法对其畸变流场进行研究,利用遗传算法优化的反向传播人工神经网络进行建模与分析,得到了可通过来流马赫数及畸变发生器合页开合角度预测下游稳态总压畸变图谱的预测模型,并以此为依据开发了调节方案快速设计程序,为此类总压畸变发生器的实际使用建立了一套有效的方法。结果表明,预测模型可以快速有效预测畸变发生器下游测量截面处各测点的总压恢复系数,而调节方案快速设计程序可有效简化此型畸变发生器的使用流程。

航空发动机刚性摇臂疲劳试验台设计及疲劳特性试验
顾志祥, 曹传军, 徐峰, 孙文龙, 龚文杰, 张广辉
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20230197
摘要:

为了明确航空发动机刚性摇臂的疲劳特性,满足刚性摇臂在实际运行过程中要求,依托某型航空发动机设计了VSV机构刚性摇臂疲劳试验台,为模拟实际工况通过加载装置对等效叶片施加等效气动载荷,使用PID控制器控制作动筒行程并按照预设行程-时间曲线运行,在此工况下对刚性摇臂进行1000次疲劳循环,分析疲劳过程中叶片角度与机构阻滞力的变化,试验结果表明:左侧活塞杆阻滞力大于右侧活塞杆阻滞力,并且第1级连杆阻滞力要远小于其他各级阻滞力,同时验证了在进行1000次疲劳循环后叶片转动角度仍具备着较高精度。

位置度偏差对动叶气动性能影响的不确定性研究
莫喻钦, 楚武利, 刘铠烨, 姬田园, 郭正涛
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20230477
摘要:

为探究位置度偏差对动叶气动性能的影响,以Rotor 37为研究对象,基于二维非嵌入式混沌多项式方法,量化研究了位置度偏差对动叶气动性能和流场结构的不确定性影响。结果表明:在等背压条件下,位置度偏差对动叶气动性能的平均水平几乎不会造成影响,各工况的气动性能近似为正态分布;动叶气动性能受轴向位置度偏差的影响更显著,且两者之间存在高度相关的线性关系。当位置度偏差沿着轴向增大时,会使性能曲线整体向流量减小的方向偏移,改变了压气机稳定工作的流量范围;在参考峰值效率工况下,轴向位置度偏差会影响叶顶激波位置和激波强度,对动叶的做功能力产生影响,进而影响总压比,同时会影响波阻损失和激波-附面层干扰损失,进而影响等熵效率。

主控式干摩擦阻尼器-双转子系统基于转速区间开关控制的振动抑制
张鹏, 何俊旭, 高象宏, 祝长生
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20230478
摘要:

为了满足航空发动机的减振要求,设计了一种电磁型主控式弹支干摩擦阻尼器(active magnetic dry friction damper, AMDFD),通过电磁执行器来实现阻尼器阻尼特性的调节。建立了AMDFD-双转子系统的动力学模型,研究了不同支承位置AMDFD对转子系统振动特性的影响。基于AMDFD-双转子系统的振动特性,设计了一种转速区间开关控制策略,并对策略的有效性进行了仿真分析。在AMDFD -双转子系统试验台上,进行了不同支承位置AMDFD对转子系统振动特性的影响试验以及在加速过多阶临界转速区时转子振动的抑制试验。结果表明,低压风扇轴前轴承及低压涡轮轴后轴承位置的AMDFD对转子振动的抑制最为有效,所设计的控制器能够明显地抑制转子系统在通过多阶临界转速区时的振动,抑制效果可达89%。

吸力面前缘涡流发生器对压气机叶栅性能影响
徐文峰, 邹世龙, 孙丹, 鲁文昕, 任国哲, 赵欢
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20230485
摘要:

以压气机平面叶栅实验件为研究对象,在叶栅端壁靠近吸力面前缘布置涡流发生器,来改善压气机静叶气动性能并控制角区分离流动。采用数值模拟的方法,研究不同高度、长度和节距位置的涡流发生器对角区分离流动和气动性能的影响。研究结果表明,吸力面前缘涡流发生器在通道进口端壁附近产生诱导涡,抑制角区低能流体聚集,使分离起始点后移,缩小角区沿着节距方向范围,降低流动损失。涡流发生器应设置在角区分离起始位置,角区分离控制效果随着涡流发生器高度的增高先增强后减弱,随着涡流发生器的弦长增加逐渐减弱,随着布置位置远离吸力面而先增强后减弱,当涡流发生器布置在端壁回流区与主流区交界线、弦长为25%叶片弦长、高度等于2%叶高时,叶栅流动损失减小10.3%。

火花能量及相位对点火成功率影响的数值模拟
李晶茹, 黄勇
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20230358
摘要:

为了研究火花能量及相位对航发燃烧室点火成功率的影响,采用大涡模拟(LES)方法对轴径向旋流器燃烧室点火过程进行模拟。模拟结果表明增大火花能量至10J后点火仍具有随机性,同种可燃工况下单脉冲火花点火并非都能建立稳定火焰,且增大火花能量后火花相位对点火成功率的影响并没有得到改善,单个火花能量释放持续时间0.2 ms远小于流场脉动周期8.76ms是造成火花相位严重影响点火结果的根本所在。在总点火能量相同的前提下在单脉冲点火失败的火花相位进行多脉冲点火,验证了在一个流场脉动周期内采用多个火花脉冲代替单个火花脉冲点火是减小随机性对点火成功率影响的有效途径。

考虑叶冠工作面接触特性分散性影响的涡轮叶片可靠性评估方法
马艳红, 李振华, 张伟锋, 熊伟, 洪杰
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20230242
摘要:

针对涡轴/涡桨发动机动力涡轮叶片带冠结构的振动问题,建立了考虑叶冠工作面接触特性分散性对连接界面接触刚度影响的叶片振动分析模型。模型考虑了加工公差、工作载荷环境变化和界面磨损损伤对叶冠工作面接触状态和叶片共振转速线分布特性的综合影响,同时评估了该结构系统发生疲劳断裂失效的概率。结果表明:由于加工公差和界面磨损损伤的共同影响,叶冠工作面接触刚度显著下降,进而降低了叶片周向一弯振型的振动频率。这使得该阶振型的叶片共振转速偏离设计值并与工作转速区相交,造成叶片有一定概率发生共振、进而发生高周疲劳失效,从而降低结构系统可靠性。

基于XGBoost的叶型表面转捩位置预测新方法
李昌林, 童歆, 虞培祥, 欧阳华
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220210
摘要:

针对叶型表面边界层转捩问题,基于机器学习XGBoost模型的层流/湍流界面识别方法,建立了一种不依赖于指定阈值的预测转捩位置的新方法。在本方法中,根据大涡模拟计算得到的可控扩散叶型绕流的高精度流场,考虑到流动的间歇性,利用机器学习方法统计出不同时刻下边界层中不同位置处层流状态的比例,并依据其在叶型弦长方向上的变化率,得出转捩区域位置。通过对不同影响参数的考察,检验该方法的有效性,从而验证了其具有较好的通用性。与传统判据相比,本方法预测转捩位置准确,且在结果研判上不依赖于主观判断。此外,利用当前方法,发现对于可控扩散叶型,其边界层转捩除了受湍动能影响较大之外,也取决于涡量的大小及其空间分布。

双级涡轮组件结构状态对高速转子动力特性影响
马艳红, 李毅沣, 陈雪骑, 王永锋, 洪杰
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220329
摘要:

针对采用双级涡轮设计的高速转子,研究双级涡轮组件结构状态变化对转子动力特性的影响。通过表征工作载荷对双级涡轮组件界面接触状态和局部角向刚度-变形特征的影响过程,建立了双级涡轮组件结构状态分析模型,揭示了组件结构状态变化的力学机理;建立组件结构状态在转子动力学模型中的等效方法,研究其对转子固有振动特性的影响。研究表明:复杂工作载荷作用下组件中各构件变形的不协调,将引起的连接界面接触力学特性变化,造成组件角向刚度特性的改变;在旋转惯性力矩作用下,涡轮组件角向刚度存在“突降”现象,使得转子弯曲模态振型陀螺效应和临界转速显著降低。仿真结果表明:考虑涡轮组件结构状态突变后,转子弯曲模态临界转速约下降17%。

考虑变负载效应的油电混合系统能量管理研究
赵洋, 潘天宇, 郑孟宗, 李秋实
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220321
摘要:

以串联式结构作为航用油电混合系统能量管理方法研究的对象,针对发动机不同的负载匹配形式对能量管理进行研究。基于MATLAB/SIMULINK软件搭建一套研究能量管理方法的仿真平台,其中动力部件性能由实验获得,分别搭建了以PSO算法为基础的全局优化策略以及基于ECMS的瞬时优化策略,并应用于仿真平台。计算结果表明:考虑发动机变负载的匹配形式后,不同的能量管理方法下的耗油量相比于不变负载均有所降低,在全局优化策略下降低了6.27%;在瞬时优化策略下降低了7.4%。

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
摘要:

针对变转速涡轮转子工况复杂、振动突出的问题,建立变转速动力涡轮转子支承布局和挤压油膜阻尼器优化设计技术。基于结构相近、动力学相似的理论,设计搭建了模拟某型发动机的转子试验系统,实现对优化设计方案下的临界转速分布、振型模态与转子振动响应特性验证。开展了阻尼器结构参数的减振特性分析,为变转速动力涡轮转子的挤压油膜阻尼器设计提供支撑。研究结果表明:转子试验系统临界转速计算最大误差为5%,模态振型最大误差为7%,验证了动力学特性计算方法的准确性。通过进行转子支承结构和阻尼器优化,转子振动幅值下降67.3%,变转速工作范围内运行更平稳,验证了所提出的变转速动力涡轮转子减振方案的有效性,为变转速涡轴发动机动力涡轮转子动力学方案和减振设计提供参考。

极低风速标定系统设计与调试
周廷波, 张正科, 田永强, 郗忠祥, 张国彪, 高超
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20230189
摘要:

针对极低风速情形热线风速仪标定精度不够高,且标定易受温湿度变化污染的难点问题,设计了一座速度控制精度较高、同时能控制空气温湿度的极低风速标定装置。装置的速度范围为0.1~1.0 m/s,温度范围为常温~60 ℃,湿度范围为20%RH~80%RH。进行了布局形式论证、结构设计、部件设计;设计了运动速度控制系统、温湿度控制系统,并进行了调试。调试结果表明,速度控制最大误差和最大相对误差分别为0.000989 m/s和0.241%,达到设计指标0.003 m/s和0.4%,优于国际最优精度0.02 m/s和0.5%(风洞类)、0.001 m/s和0.82%(探头运动型);温度控制最大误差为0.9 ℃,达到设计指标1 ℃;湿度控制误差为2.9%RH,达到设计指标4%RH。将标定装置应用于某热线风速仪的标定,标定结果的拟合曲线最大误差为0.02236 m/s,满足标定精度设计指标0.03 m/s,处于国际风洞类标定装置误差范围0.018~0.03377 m/s内,接近国际探头运动型装置0.0114~0.014 m/s;拟合曲线最大相对误差为5.214%,接近国际风洞类标定装置误差4%,接近国际探头运动型装置误差2.42%~15.04%的下限。标定装置的速度不确定度估计为0.0159 m/s,接近国际风洞类标定装置不确定度0.014~0.06 m/s下限和国际探头运动型标定装置不确定度0.012 m/s。

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。

基于频域法的多螺旋桨干涉降噪研究
闵思凯, 黄向华, 罗连潭, 杨朝星
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220997
摘要:

为了研究多螺旋桨相同步降噪的机理,提出一种多螺旋桨旋转噪声快速预测方法,结合片条理论和Hanson频域模型来预测单螺旋桨噪声,基于线性理论将模型拓展至考虑旋转方向的多螺旋桨情况。该方法单点预测时间仅需20 ms,噪声预测结果与文献试验数据最大误差为4.03 dB。对影响相同步降噪性能的参数进行分析,结果表明:飞行高度、马赫数、安装距离对降噪性能影响较小为1~5 dB,叶片数、转速对于降噪性能影响较大为8~10 dB;在多叶片数目和多螺旋桨飞机上其降噪效果更显著。

一种倾转涵道螺旋桨的综合设计方法
陈炜锋, 俞志明, 钟伯文, 沈亮, 杨昌发
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20221000
摘要:

为设计在满足悬停、前飞工况要求的前提下均具有较高的巡航效率和更长的航时的无人机(UAV)倾转涵道螺旋桨,提出了一种倾转涵道螺旋桨的设计及优化方法。该方法基于叶素动量理论、涵道螺旋桨的涡流理论对桨叶进行快速设计,通过计算流体动力学(CFD)修正与迭代两次即可得到满足设计要求的桨叶,并通过综合悬停、前飞两点优化设计得到最终的倾转涵道螺旋桨。设计结果表明:在满足悬停、前飞两个工况的设计要求的前提下,螺旋桨的巡航效率提升至92.3%,航时增加7.1%。该方法设计精度高且能够分别以悬停、前飞为最优设计点进行设计,并对两点综合考虑,使其效率、航时更大化。该方法设计的倾转涵道螺旋桨能够满足巡航效率与航时要求。

基于压差-刷丝厚度试验修正的刷式密封多孔介质模型
李根宏, 马英群, 王兴杲, 张迪, 赵巍, 赵庆军
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220989
摘要:

建立了三级刷式密封稳态切片式三维实体管束模型和基于试验数据修正的稳态单级、三级刷式密封多孔介质模型,搭建了中速耐久刷式密封试验台,研究了单级、三级刷式密封压降对出口泄漏量的影响规律,对比分析了两种数值模型在泄漏量方面的准确性。通过试验修正的多孔介质方法研究了三级刷式密封在不同压差工况下的封严泄漏特性,分析了三级刷式密封中每一级刷丝束内部轴向与径向在不同表面的压力分布特性。研究结果表明:基于试验数据修正的多孔介质模型比稳态切片式三维实体模型管束求解精度显著提高,单级、三级多孔介质模型修正后的数值与试验结果误差分别小于5%、20%。刷丝束围栏高度及周围区域存在较大的轴向与径向压力梯度,通过流阻效应达到良好的密封效果。

贴敷MFC复合材料薄板半解析建模及减振分析
张辉, 孙伟, 骆海涛
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220990
摘要:

采用压电纤维复合材料(MFC)对悬臂纤维增强复合材料薄板的振动实施主动控制,研究其半解析建模方法,并通过理论及实验对主动控制的减振效果进行了分析。在建模过程中考虑了MFC传感器/作动器对悬臂板结构系统质量矩阵和刚度矩阵的贡献,同时引入了Rayleigh阻尼和速度反馈控制提供的主动阻尼,从而使创建的半解析动力学模型能较为真实的预估MFC主动减振效果。进行了实例研究,用组建的实验系统证明了所创建的半解析模型的合理性。同时,用理论分析证明在指定的阶跃、三角形和正弦激励3种载荷作用下MFC主动控制对于复合板自由衰减振动的抑制尤为明显,进一步,用实验对主动控制的减振效果进行了量化分析,表明MFC主动控制对结构自由衰减振动的抑制可达到79.63%。最后基于所创建的半解析动力学模型分析了控制增益和MFC作动器贴敷位置对主动控制效果的影响。

滑阀式压电高速开关阀特性研究
王玉文, 朱玉川, 凌杰, 陈晓明, 张洺铭
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220426
摘要:

针对高速开关阀响应速度慢,且在开、关过程中存在阀芯冲击问题,提出一种压电叠堆驱动的滑阀式高速开关阀,利用压电叠堆作电-机转换器,提高其响应速度,采用滑阀式阀芯,避免了阀芯与阀体的刚性碰撞。建立了高速开关阀的数学模型,分析了影响其性能的关键参数,测试了样机的相关性能。仿真与实验结果表明,该高速开关阀在4 MPa压差下输出流量为3.8 L/min,泄漏量为0.48 L/min,开、关时间分别为0.6、0.65 ms,可以通过提高加工质量以减小泄漏量。相较于传统锥阀式阀芯,滑阀式压电高速开关阀关闭过程中的振动加速度降低32.8%,300 Hz工作频率下噪声从70.5 dB降至64 dB。所提滑阀式压电高速开关阀具有较高的响应速度,大幅减小了阀芯冲击,提高了使用寿命,降低了工作噪声。

偏心旋转环状周期结构参激振动分析
魏振航, 王世宇, 王一凡
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220332
摘要:

针对偏心旋转环状结构的参激振动问题,利用Hamilton原理建立了含时变激励动力学模型,分析了不同附加支撑的拓扑结构及其参数组合对固有频率分裂的影响,应用Floquét理论预测了不稳定域,揭示了固有频率分裂与稳定性的关系,还分析了分组支撑拓扑结构的振动波数、组内夹角及节径夹角对稳定性的影响,并据此提出一种改善稳定性的方法。结果表明:附加支撑的拓扑结构与波数满足一定条件时,固有频率发生分裂,参激振动被激起,参激不稳定域主要出现在固有频率及其线性组合处;参激不稳定域随组内夹角呈现周期性变化,节径夹角对各不稳定域的影响不同。

倾转四旋翼飞行器地面效应和水面效应数值模拟
王军杰, 陈仁良, 俞志明, 王志瑾, 陆嘉鑫
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220892
摘要:

采用基于滑移网格技术生成围绕旋翼、机翼、机身的组合网格,流体体积(VOF)模型识别多相流,建立适用于两栖倾转四旋翼飞行器的非定常数值方法,并设计试验进行验证。研究了倾转四旋翼飞行器在地面、水面作用下的气动性能,并与无地面效应情况进行比较。结果表明:受地面、水面阻塞影响,在旋翼下方均会产生高压区,增加倾转四旋翼飞行器旋翼的升力,减小机翼负升力,增加机身升力,但当离地/水面高度大于旋翼直径时,可认为无影响;水表面受到来自旋翼的下洗流冲击,形成柔性“水坑”,加大了旋翼与阻塞面之间的距离,使得相同离地高度时,水面效应增升作用低于地面效应,但强于无地面效应状态;水面效应流场更复杂,沿着的排水区凹表面的气流在旋翼周围形成旋涡环流。

仿生人字形沟槽阵列控制翼型失速的数值研究
张鹏, 程日新, 李永宏, 孙毅刚
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20230415
摘要:

以NACA0012翼型为研究对象,通过数值模拟的方法探究了仿生人字形沟槽阵列对大攻角下翼型失速的控制规律及物理机制。人字形沟槽阵列布置在翼型上表面尾缘,并探究了沟槽深度以及沟槽偏转角对翼型失速控制效果的影响,结果显示:不同设计的人字形沟槽阵列均可以有效拓宽翼型的稳定工作范围,深度仅为0.00135倍弦长且偏转角为45°的沟槽阵列可以使翼型稳定工作范围拓宽28.57%。流场细节表明:在沟槽内小尺度涡流的积聚效应以及沟槽上方展向迁移流动的共同作用下,翼型汇聚线附近形成了一对强度相同方向相反的诱导涡,这加强了附面层与主流的掺混,使附面层获得足够的能量用于抵抗大攻角工况下的逆压力梯度,有效延缓了翼型失速。

有限长偏心转静微小间隙流动及对流换热实验
刘源, 吕元伟, 马兆坤, 张镜洋, 王佳俊
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20230001
摘要:

为获得转静微间隙内旋转、剪切、偏心等多效应相干下的热流动变化规律,建立其流动与换热特性测试方法及装置,对间隙比为0.024的转静微小间隙在旋转雷诺数为0~980、偏心率为0~0.6范围内的全向压力与传热系数分布进行实验研究。结果表明,间隙内存在自作用的轴向与轴向压差以及压差作用下的端泄效应,气膜压力沿轴向由中心截面向轴端逐渐降低、周向近似正弦分布,最大正压值和最大负压值分别位于距最小间隙上游0.22π和下游0.24π区域附近;静子表面换热受离心力强化的自然对流和剪切流动的双重作用,随旋转雷诺数增大表面传热系数由不均匀分布而逐渐变得均匀,且由于剪切流动的增强而表面传热系数逐渐变大。与同轴状况相比,偏心时最小间隙处的平均表面传热系数最大增强49.0%。

涡桨飞机发动机进气道吞鸟特性数值研究
周浩宇, 吴祯龙, 谢买祥, 谭慧俊, 郑高杰, 张峰旗, 罗刚, 陈伟
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20230083
摘要:

根据适航规章,针对常见外来异物—鸟进行属性分析,确定其几何、质量以及初始姿态和速度特性;通过计算流体力学(CFD)将“动网格法”和六自由度方法耦合,对涡桨飞机主发动机进气道的吞鸟特性进行数值模拟,研究在螺旋桨/进气道/旁通道一体化条件下,鸟类异物被吸入发动机进气道过程中的轨迹特性与排除特性的影响规律。结果表明:鸟类异物进入进气道后会使进气道流动环境恶化,进气道气动交界面(AIP)内的总压恢复系数降低、总压畸变指数增大;在所模拟的工况下鸟都从旁通道排除或者与旁通道壁面碰撞,均可认为排除;来流马赫数对鸟进入进气道入口前的姿态有很大影响,高主流出口马赫数和大飞行攻角下鸟更容易被吸入主发动机,有可能对主发动机造成严重影响。

基于函数法的两级星型齿轮传动均载特性分析
杜进辅, 毛弘, 张延超, 毛锦
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220428
摘要:

为获取定轴多分支功率分汇流齿轮传动的真实均载情况,提出一种基于函数法的静力学均载特性分析方法,综合考虑系统构成功率流闭环的特点以及误差随机性的影响,系统地分析了两级定轴三分支(星型)齿轮传动的均载特性,并定量分析了其误差敏感性,最后通过与现有算例的对比分析,对上述方法的准确性进行了验证。研究结果表明:制造和安装误差随机性对系统载荷分配的影响不可忽略,尤以误差值随机性为甚;函数法计算均载系数时可有效避免截断误差,又因计入了误差随机性的影响,故更接近真实情况。

基于激光加热的各向异性材料导热系数瞬态测试分析
郑宁悦, 陈学, 孙创, 夏新林
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220425
摘要:

针对激光加热试样的瞬态过程,建立各向异性材料的传热模型,讨论不同激光功率及试样厚度下,加热时长、光斑直径等参数对典型材料温升的影响,通过分析确定激光参数及样件尺寸的合理范围。进一步,结合基于温升的导热系数反演辨识模型,对该瞬态测试方法的敏感性及影响因素进行分析。结果表明:不考虑实验中温度测试误差时,对导热系数、加热功率及表面发射率同时反演辨识,反演偏差均小于2%。而在实际测试过程中,初始温度场均匀性和发射率的影响较大。当测试温度800 K、测温误差为1%时,导热系数反演精度高(小于2%),表面发射率偏差较大。而当材料发射率已知,材料初始温度场非均匀性为0.13%时,对导热系数及初始温度场修正系数同时反演,轴向及径向导热系数的反演偏差可明显降低。

叶片厚度偏差对转子性能影响的不确定性分析
姬田园, 楚武利, 张振华, 陈华寅
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220203
摘要:

为研究叶片厚度偏差对转子性能的影响,以Rotor37为研究对象,采用非嵌入式混沌多项式作为不确定性量化方法,量化评估了叶片厚度偏差对转子气动性能和流场结构的不确定性影响。研究发现:对于厚度偏差概率分布为对称分布且均值为0的叶片组,其气动性能的平均水平较原型叶片变化不大,气动参数的波动程度则与厚度偏差分布的标准差呈正相关;加工精度较高时转子性能改变量与厚度偏差之间为强线性相关。同时,叶片吸、压力面厚度偏差对转子气动性能产生的影响存在明显差异,叶片吸力面厚度偏差对叶片等熵效率以及质量流量的影响程度更大,而压力面厚度偏差对转子总压比特性影响更明显,两者对转子性能单独造成的不确定性影响在其共同作用时会部分相互抵消。

跨声速压气机转子叶栅变静压比实验方法
魏巍, 任思源, 李学臣, 时培杰, 马护生
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20240087
摘要:

针对跨声速压气机平面叶栅变静压比实验问题,采用改变实验叶栅模型叶片数和调节背压的方式开展跨声速压气机转子叶栅实验方法研究,并基于计算流体力学(CFD)预测的叶片表面等熵马赫数分布发展了一种来流流场马赫数标定方法,并指导L030-4压气机转子叶栅近设计点的高静压比实验。研究结果表明减小叶片数和调节背压相结合的方法成功实现压气机叶栅变静压比的实验目的,模型7个叶片时可获得较好的实验效果;基于CFD的来流流场马赫数标定方法实现了L030-4压气机叶栅近设计点高静压比实验,获得的叶栅总压损失、静压比、出口气流角和轴向密流比参数同国外风洞实验数据相比,相对偏差均小于4%,验证了标定方法的合理性。

超高速单轨火箭橇失效分析与改进措施
杨珍, 范坤, 付良, 曾一
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20230823
摘要:

探讨了国外火箭橇高速运行失稳现象和原因,针对近期超高速单轨火箭橇试验失败现象,从光电经纬仪、遥测、轨道不平顺和靴轨间隙等实测数据方面展开了故障分析,采用橇轨耦合动力学分析方法对故障进行复现,提出了有效解决措施,对系统进行了改进,并进行了试验验证和振动数据对比。结果表明:火箭橇系统在1100 m/s速度附近发生剧烈共振,导致产品橇舱体在薄弱处发生破坏;靴轨间小间隙加剧了火箭橇在低速条件下的振动,而高速条件下熔融磨损使间隙增加,又加剧了单轨火箭橇滚转扭转效应,导致系统发生局部失效破坏;调整轨道不平顺度、增加产品橇结构强度和刚度、改善靴轨间隙可以有效提升系统运动稳定性。

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。

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。

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。

考虑接触状态和力学特性差异的圆弧端齿连接安装角度优化方法
颜诚, 王昱景, 董世煌, 孙惠斌
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220971
摘要:

为了探究圆弧端齿加工偏差对接触状态和力学特性的影响规律,优化圆弧端齿连接安装角度,分析了圆弧端齿结构受力模型,研究了齿面加工误差对接触压力的影响,建立了圆弧端齿连接的切向刚度模型。理论研究和试验研究表明:齿面偏差导致齿面配合状态和力学特性不一致,在初始切向刚度阶段和刚度损失阶段通过优化安装角度能使切向刚度显著提高,改善装配力学性能。为圆弧端齿连接结构装配特性与装配工艺优化研究提供基础,对于提高圆弧端齿连接的航空发动机转子装配品质具有重要的意义。

倾转旋翼机多模态耦合动力学建模和气弹稳定性参数影响
郑礼雄, 王博, 招启军, 马砾
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20230445
摘要:

基于Hamilton原理及多体动力学方法,通过建立坐标系准确地描述出旋翼/机翼/短舱等动部件的空间位置及运动关系,充分考虑不同偏置以及气动、结构和惯性耦合,保留了部件弹性变形引起的耦合效应,推导出非旋转坐标系下的质量、刚度和阻尼矩阵,建立了一套倾转旋翼机的旋翼/机翼多模态耦合气弹稳定性分析模型。在此基础上开展了倾转旋翼机多模态耦合气弹稳定性参数影响分析,包括机翼挥舞弯曲、弦向弯曲和扭转刚度、机翼前掠角、桅杆高度、桨毂预锥角、旋翼挥舞刚度、挥舞变距系数等参数,结果表明:机翼三个方向刚度中,系统稳定性对扭转刚度最敏感,机翼前掠和挥舞变距调节系数均不利于抑制回转颤振,增大桅杆高度的同时需增大机翼扭转刚度可保持回转颤振边界不变,倾转铰靠近弹性轴后缘和增大旋翼挥舞刚度可提高回转颤振边界,桨毂预锥角和悬挂高度综合考虑可更高效地增大回转颤振边界。

低气压下波纹-翼型涡发生器翅片管换热器流动换热性能分析
韩潇, 刘然, 张磊, 王军伟, 李国华, 张志强, 赵佳仪, 王祥军, 代宝民
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20230682
摘要:

翅片管换热器被广泛应用于低气压条件下的高空飞行器舱内环境温度控制。为了研究低气压下翅片管换热器空气侧对流换热特性,以波纹-翼型涡发生器翅片管换热器为研究对象,在环境压力为5~101 kPa,入口空气流速为0.5~6 m/s的工况下,对低气压下翅片管换热器空气侧换热特性进行了数值模拟研究。研究结果表明:随着环境压力的降低,空气侧表面传热系数和压降损失均显著降低,在环境压力为25 kPa时,空气侧表面传热系数与常压下相比降低了69.9%~75.6%。提出了波纹-翼型涡发生器翅片管换热器空气侧传热因子j和摩擦因子f的预测模型,模型计算结果与模拟结果吻合度较高,平均绝对误差为4.75%和3.57%,研究可为低气压环境下翅片管式换热器的设计提供参考。

基于蚁群算法的直升机姿态自抗扰控制
任斌武, 招启军, 张夏阳, 杜思亮, 周旭
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20230464
摘要:

为减弱外界环境扰动对直升机飞行姿态影响,设计了直升机姿态自抗扰控制器。建立直升机线性动力学模型;构造虚拟控制量实现直升机通道间的操纵解耦, 进一步构建了基于误差后处理的状态观测器,以消除控制量的抖振,避免自抗扰控制器存在的小信号易发生抖振的局限性;在解耦通道上蚁群算法优化内外回路自抗扰控制器参数整定,实现直升机飞行姿态角及角速率的稳定控制。仿真结果表明:引入虚拟控制量实现了高阶耦合系统解耦,便于实现单通道控制;构建基于误差后处理观测器有效消除因带宽过大引起控制量的抖振,提高了控制器跟踪性能和抗扰性能;蚁群算法用于整定自抗扰控制器参数,简化了控制器参数选取难度,提高了系统的响应速率和稳定性。

航空发动机用炭石墨密封材料的应用研究进展
刘平, 涂川俊, 宋延礼, 吴新洲, 陈建, 何雨波, 刘艳丽
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20230474
摘要:

针对航空发动机用炭石墨密封材料及封严技术,详细概述炭石墨密封材料在航空发动机封严系统中的典型应用场景、发展历程、失效模式、国内外研究现状和服役性能要求等,重点阐述其不同制备工艺存在的优劣,并为其未来发展方向提出建议。结果表明:炭石墨密封材料在航空发动机中应用较为普遍,国内自主研制炭石墨密封材料的物理性能与国外非常接近,部分指标甚至更为优异,基本满足了我国新一代高性能航空发动机的选材要求,重要型号已实现自主可控。但在长期服役过程中,部分国产炭石墨密封材料的批次稳定性、可加工性、均质性、高温抗氧化性、成膜性、摩擦因数、磨损率和服役寿命等与国外原装航空发动机用炭石墨密封材料仍存在一定差距。这主要归因于国产炭石墨密封材料未能实现结构-功能一体化的有效构建。

高焓边界层转捩预测
孙泓朴, 戴梧叶, 吴宁宁, 许灵芝
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20230696
摘要:

针对高温真实气体效应对边界层转捩的影响,使用高马赫数修正后的γ-Reθ转捩模型展开了研究。对典型算例的边界层转捩进行了计算分析并与DNS结果和试验结果进行了对比,结果表明,对于高速高焓边界层:原始γ-Reθ转捩模型预测的转捩起始位置过于提前,而高马赫数修正后的转捩模型预测的转捩位置有明显后移,并且能够更好的与试验数据吻合;高温真实气体效应会使得边界层内温度降低、厚度变薄,对边界层转捩具有促进作用。

自燃推进剂模型发动机纵向燃烧不稳定试验
楚威, 姜传金, 任永杰, 仝毅恒, 徐伯起, 郭康康, 聂万胜
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20230580
摘要:

基于自燃推进剂液/液双旋流喷嘴,设计多喷嘴模型火箭发动机,通过试验研究了氧燃比、缩进长度对自燃推进剂模型火箭发动机高频纵向燃烧不稳定的影响。结果表明,在0.4 mm缩进时,二阶纵向模态会出现“分频”现象,而该现象在更大缩进长度时不会发生,推测该现象与液/液双旋流喷嘴内、外锥形液膜间撞击波动导致的释热波动有关。随着缩进长度的增大,模型发动机纵向燃烧不稳定减弱,这与燃烧释热区域向缩进室内移动,导致其抵抗燃烧室压力扰动能力增强有关。在设计流量下,增大氧燃比使得模型发动机纵向燃烧不稳定减弱,但仍有从一阶纵向模态主导向二阶纵向模态主导过渡的趋势,即二阶纵向模态振荡幅值超过一阶纵向模态振荡幅值;在推进剂总流量偏离设计流量−14%的工况下,增大氧燃比使得二阶纵向模态显著增强,一阶纵向模态会显著减弱。

基于小波变换的间歇性旋转不稳定性实验
杨帆, 吴艳辉, 钱坤, 李波
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20230576
摘要:

以一亚声速轴流压气机孤立转子实验台为研究对象,对其叶顶动态压力展开了测量,以探究旋转不稳定性(RI)的时频特征及物理本质。通过功率谱估计,对RI的空间分布和频率特征进行了研究,发现RI的频率特征和空间分布不随叶顶间隙,转速和流量而变化。使用小波变换对RI的时频特征进行了研究,发现RI在时间上并不连续。叶顶间隙的增大会提高RI的发生频率。使用人工模拟信号对RI的时频特征做了模拟,验证了RI只会出现在特定叶片上的假设。叶顶压力分布测量结果显示RI的物理本质是泄漏涡破碎后形成的载荷高低交错的两通道流动结构。

多喷管火箭上升段羽流流场及其底部热环境
任帆涛, 姜毅, 刘汉宇, 贾启明
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20230575
摘要:

针对多喷管并联运载火箭上升段羽流流场结构与底部加热导致的火箭热防护问题,建立了九喷管构型运载火箭分析模型,通过数值仿真研究了不同高度下的羽流流场及底部热环境现象。通过与风洞试验数据对比,验证了数值方法的可靠性。分析结果表明:多喷管运载火箭上升段射流间发生碰撞,不同海拔高度分别出现了循环涡、燃气回流以及反溅等现象,高度越高,射流膨胀角越大。飞行高度较低时,箭体底部加热主要以辐射加热为主;随着高度增加,对流加热的影响增大。底部热流密度峰值出现在30~40 km范围内,对流热流密度最大为318.16 kW/m2,辐射热流密度最大为315.38 kW/m2,总热流密度最大为570.31 kW/m2 。底板温度梯度是对流加热的主要影响因素,辐射加热主要受辐射强度、距离及辐射微元面积影响。

基于图像处理的回油管油气两相流型辨识模型
冯瑞诗, 朱鹏飞, 刘振侠, 刘建芳, 胡剑平
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20230362
摘要:

为探究航空发动机回油管尺度下以润滑油和封严空气为主要介质的油气两相流相分布特征,实现回油管内流型准确辨识,提出了一种基于图像处理的两相流型辨识模型。该模型基于航空发动机工况下水平回油管内油气两相流实验获取的4种典型流型图像结果,以双边滤波、二值化、小波分解等图像处理技术提取的流型特征数据集为输入,采用Elman循环神经网络模型实现流型辨识。结果表明:在航空发动机工况范围内,回油管内会出现4种典型流型:弹状流、层状流、波状流和环状流。基于流型图像的辨识模型能够成功辨识四种不同流型,且在验证集上辨识准确率为93.06%、宏F1为97.60%,具有较好的准确性和稳健性。

一种空中加油主动增稳锥套设计
邹贵云, 梁梓峰, 刘学强
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20230235
摘要:

为了降低空中加油受油机头波效应对软管-锥套系统产生的气动扰动影响,设计了一种加装环形翼的主动增稳锥套。利用动态模型,进行了对接过程中头波效应的仿真分析,确定了能满足条件的环形翼设计方案,并设计了适用于环形翼的线性二次型调节器(LQR)控制器,最后利用Matlab/Simulink环境下搭建的空中加油测试平台及静态程序,对环形翼主动增稳效果及调整加油机和受油机相对位置的能力进行了仿真验证。仿真结果表明:所设计的主动增稳锥套能够减弱受油机头波效应的影响,将扰动控制在±5 cm的误差范围内,在抵抗干扰的同时还具有调整相对于加油机和受油机相对位置的能力。

火山灰条件下TC4平板冲蚀磨损规律
杨晓军, 李沛燃, 刘弋铭, 柳笑寒
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20230230
摘要:

为了深入了解火山灰颗粒对TC4合金的冲蚀磨损规律,开展了火山灰颗粒不同速度、角度与浓度下的冲蚀磨损试验,基于试验数据拟合计算了适用于火山灰颗粒的E/CRC冲蚀模型参数,并建立数值仿真模型,验证了该冲蚀模型预测的准确性。结果表明:在控制单变量条件下,冲蚀率随火山灰颗粒运动速度增长而增大;随冲蚀角度增加先变大后减小,在30°左右达到最大冲蚀率;下料速率每分钟增加2 g,去除质量平均增加0.0123 g,而冲蚀率基本保持稳定。使用全新冲蚀模型仿真结果与试验结果比对较好,最大绝对误差为9.475%,可以实现TC4合金受到火山灰颗粒冲蚀磨损的准确预测。

第一弯出口面积比对S弯喷管热固耦合响应影响研究
程经理, 黄盛, 周莉, 王占学
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20230229
摘要:

为了明晰第一弯出口面积比对S弯喷管流动传热和结构响应影响,采用基于多物理耦合分析软件MPCCI的串行双向松耦合方法,研究了不同第一弯出口面积比下的热固耦合响应影响。结果表明:大曲率且多弯的结构构型作用下,S弯喷管整体热流密度分布不均匀而各个喷管分布类似;各个喷管第一弯处上壁面传热最强,随着第一弯出口面积比的增加,第一弯处热流密度逐渐降低;喷管内部漩涡结构使得传热受阻。结构应力响应中,各个喷管最大应力皆出现在出口端上壁面;第一弯出口面积比为0.8的构型喷管在t=39.92 s时刻首先出现最大应力,且随着第一弯出口面积比的减小,各个喷管最大应力值出现时刻推迟,最大应力值也逐渐减小,相比第一弯出口面积比为0.5的喷管提前了7.12 s,应力最大值减小了7.4%。

叶尖小翼对Stage37压气机级稳定裕度的影响
钟兢军, 王缘, 赵傲, 吴宛洋
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20230349
摘要:

为了进一步研究叶尖小翼对跨声速压气机级稳定工作裕度的影响,采用数值方法对NASA Stage 37压气机级加装不同叶尖小翼的效果进行了研究。通过对比原型压气机级与加装叶尖小翼压气机级的流场特性,揭示了压力面叶尖小翼的扩稳机理。研究结果表明:随着压力面小翼宽度增加,压气机级的稳定工作裕度分别提高了7.35%,12.27%,19.49%,12.34%。压力面小翼的扩稳机理在于有效减弱了泄漏涡与激波的干涉程度,改善了转子区域的通流情况,同时减弱了下游静子的吸力面分离,使得静子区域低能流体减少,降低了流动损失。

基于切应变能密度的拉扭双轴疲劳寿命预测模型
李静, 华腾飞, 刘豪, 仇原鹰
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20230574
摘要:

在分析Fatemi-Socie疲劳寿命预测模型不足的基础上,定义具有较大法向应变范围的最大切应变范围平面为临界平面,提出了一种基于切应变能密度的多轴疲劳寿命预测模型,给出了模型中各疲劳破坏参数、材料常数和临界平面位置的确定步骤,并利用6种材料的疲劳试验结果对所建模型进行了验证。结果表明:利用平均应力敏感系数修正后的平均切应力,既可以反映不同材料对平均切应力敏感程度的不同,也可以很好地反映平均切应力对材料多轴疲劳损伤的影响。在拉扭比例加载、非比例加载和非对称加载下,分别有100%、93.2%、90.4%的预测结果位于3倍误差带内。

高超声速边界层转捩研究进展与挑战
戴梧叶, 孙泓朴, 吴宁宁, 许灵芝
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20230012
摘要:

对风洞试验、飞行试验、eN方法、转捩模式以及转捩准则等常用的高超声速飞行器转捩研究方法及手段进行了介绍,并指出了这些方法在感受性原理以及转捩判据方面的改进。在此基础上,针对压缩拐角、后掠前缘、后掠翼舵面三类典型构型的高超声速转捩特性进行了详细分析,梳理出在Görtler涡增长机理以及横流不稳定性研究方面的关键问题。指出需要在加深转捩机制认知的基础上,提高静音风洞模拟能力与CFD模拟准确度来满足工程对边界层转捩预测的需求。

两级推进单轨火箭橇试验研究
夏有财, 孔维红, 孙其会, 张浩, 刘奎显, 安明明, 李俊耀, 马骏
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20230370
摘要:

为了在现有条件下提高火箭橇试验速度,设计了两级推进单轨火箭橇车结构,开发了软件进行试验弹道设计和计算。采用减速伞对一级橇车、泡沫水盒对二级橇车进行减速回收,试验验证了减速效果;研究了多级单轨橇车高速运动过程中发动机动点火技术和橇车级间分离技术,试验验证了时控器控制二级发动机点火和减速伞抛出方案效果;使用高速相机、网靶等进行测量,得到了橇车运动速度、图像等数据。结果表明:两级橇车结构合理可靠,较好完成试验任务;时控器按设定时间触发二级发动机和减速装置,表明其能安全、可靠应用于火箭橇试验;减速伞在高过载下被提前甩出,需对减速装置改进设计;二级橇车在轨道上成功刹车回收,泡沫水盒对单轨橇车减速效果高效可靠。

脉冲爆震驱动下涡轮流场的非定常特征研究
刘俊余, 王治武, 李俊林, 张子旭
, doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20230490
摘要:

为了揭示脉冲爆震的非定常性对涡轮流场的影响,建立了GE-E3两级高压涡轮的三维数值模型,以研究爆震驱动下涡轮的流场特征。对50%叶高处的基元级流动进行分析,对动叶表面的分离流动以及叶顶间隙的泄漏流动进行了研究。结果表明:前导激波驱动燃气以超声速流过涡轮流道,导致燃气在叶栅斜切口出现了明显的超声速斜切口膨胀以及叶栅外的自由膨胀。前导激波与叶片相互作用会造成气流攻角的大幅变化,并产生多处局部逆压梯度,导致叶片表面出现严重的流动分离。此外,前导激波作用于动叶会增大叶顶间隙两侧的压差,使得间隙泄漏流量急剧增大,这增强了泄漏流与主流的剪切和掺混,导致主流区出现明显的熵增。