航空动力学报

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韩东, 林长亮, 李建波

2014, 29(9): 2017-2023. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2014.09.001

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1749

954

摘要:
为研究旋翼变体技术对直升机性能的提升作用，先建立旋翼模型，然后耦合机体模型，从而建立直升机需用功率计算模型.主要对比了几种不同旋翼变体技术，包括旋翼变直径、旋翼变转速、桨叶变弦长和桨叶变负扭转角在不同飞行状态时对直升机需用功率的影响.前飞速度为130km/h时，10%旋翼转速减小、10%旋翼直径减小、10%桨叶弦长减小和桨叶负扭转角由-12°变为-6°时，需用功率分别降低了15.7%，14.6%，5.8%和3.1%；前飞速度为250km/h时，10%旋翼转速减小和10%旋翼直径减小可分别降低14.5%和23.9%需用功率.结果表明，旋翼变转速明显优于桨叶变弦长和桨叶变负扭转角所取得的性能提升，高速前飞时旋翼变直径降低的需用功率大于旋翼变转速技术.

盒式六分量应变天平热态试验气动结构特性

罗华云, 侯敏杰, 王月贵, 顾杨

2014, 29(9): 2024-2030. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2014.09.002

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1581

891

摘要:
为了探索盒式六分量应变天平热态试验时三维力传感器输出信号异常的现象，从四分量机械单台式天平与盒式六分量应变天平的气动布局、主体结构及热态试验方面展开了对比分析，受结构及安装制约，盒式六分量应变天平无法消除或补偿高温热流在稳定段上产生的热应力.为保留喷管模型试验器最具特色的高温试验功能，利用对称布置方案，调换燃油加温器至稳定段出口.热态试验证明：在增强天平的平衡性、减少天平机械连接、简化燃油加温器安装和调试的情况下，天平的推力测量值从异常的负值恢复正常，解决天平输出信号异常问题，满足天平热态试验性能要求.

基于等熵压缩面型面坐标变换的二维曲面压缩面数值模拟

张林, 张堃元, 王磊, 李永洲

2014, 29(9): 2031-2039. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2014.09.003

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1345

923

摘要:
利用坐标变换矩阵对等熵压缩面型面坐标进行缩放变换，得到一系列不同曲率的二维曲面压缩面.利用数值模拟手段对该系列曲面压缩面进行了研究，并与壁面马赫数线性分布和压升规律可控的压缩面进行了比较.结果表明：等熵压缩面型面坐标变换后其长度明显缩短，在相同总偏转角下x轴坐标缩放比例因子为0.7的曲面压缩面长度缩短30%；不同x轴坐标缩放比例因子的曲面压缩面产生分散、不汇聚于一点的压缩波并能保持等熵压缩的流动特征，壁面压力分布得到一定程度的改善且随着x轴坐标缩放比例因子的减小，壁面马赫数逐渐趋于呈线性分布；x轴坐标缩放比例因子为0.5的曲面压缩面同壁面马赫数线性分布的压缩面在流场结构、壁面压力、壁面马赫数分布以及出口截面总压恢复系数、出口截面马赫数分布方面具有高度的相似性.

设计马赫数为5的一级二元混压式进气道典型状态下气动特性

翁小侪, 郭荣伟, 褚丹丹

2014, 29(9): 2040-2046. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2014.09.004

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1457

1001

摘要:
对一种设计马赫数为5的一级二元混压式进气道再入大气层过程典型状态进行了仿真和风洞试验，得到了该进气道典型状态下的气动特性.结果表明：当来流马赫数高于设计马赫数（为5）时，进气道外压斜激波系提前汇合，与唇罩入射斜激波相互作用，产生了波-波干扰；尽管发生了流动分离，但当来流马赫数为7和6时进气道出口上游气流紊流度分别不超过3.337和3.256，且流道内动态压力信号的功率谱密度呈现白噪声特征，不会对发动机造成结构损伤.因此，对于宽来流马赫数工作范围的进气道来讲，为了提供足够的流量，可以适当降低进气道的设计马赫数.

三维高超声速边界层中eN方法的应用

于高通, 罗纪生

2014, 29(9): 2047-2054. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2014.09.005

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1161

962

摘要:
针对eN方法中的鞍点法（SPM），结合内波理论，提出了一种简便算法.并用该算法计算了一个由平板、圆锥、圆柱3部分组成的模型以马赫数为10的速度在高度位于30~45km之间、攻角为0°和10°的工况下N值分布情况.结果表明：高度的增加会使转捩位置向下游移动，转捩面积会变小甚至消失；与攻角为0°相比，攻角为10°会使迎风的平板部分转捩发生的可能性增大，转捩面积也会变大；对于背风处的圆锥部分，攻角为10°却会减弱转捩发生可能性，使得转捩面积变小，甚至消失，而且转捩位置也会变化.

四段修型弥散反射激波中心体基准流场研究

李永洲, 张堃元, 钟启涛

2014, 29(9): 2055-2062. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2014.09.006

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1547

1032

摘要:
针对高超声速内收缩进气道宽马赫数范围工作的要求，设计了一种四段修型弥散反射激波中心体基准流场，可明显提高基准流场来流马赫数高于设计点来流马赫数（6.0）时的压缩效率，巡航点（来流马赫数为7.0）出口总压恢复系数较下凹圆弧中心体基准流场提高了2.3%.此外，基于两种基准流场分别设计了圆形进口内收缩进气道并在来流马赫数为5.0~8.0范围内进行数值计算，结果表明：来流马赫数高于设计点来流马赫数时，四段修型进气道的压缩效率更高.有黏条件下，来流马赫数为8.0时二者的增压比近似相等，四段修型进气道喉道截面出口总压恢复系数相对提高了1.1%.

基于CFD/CSD方法的蜻蜓柔性翼气动特性分析

孟令兵, 昂海松, 肖天航

2014, 29(9): 2063-2069. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2014.09.007

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2394

985

摘要:
给出了一种基于计算流体力学/计算结构力学（CFD/CSD）的双向流固耦合方法.通过交替数字二叉树（ADT）搜索技术识别流固网格之间的宿主-受体关系.采用局部插值算法完成两套网格系统之间的数据交换，并使用Delaunay图映射方法来完成气动网格的移动.将自编的非线性结构有限元程序、接口程序与南京航空航天大学（NUAA）微型飞行器中心的流体计算程序3D2MUFS相连接，应用于蜻蜓柔性翼拍动飞行的气动计算中.计算结果表明：柔性变形使得蜻蜓翼的时均举力系数从0.31提高到0.53，时均推力系数从0.07提高到0.13，证实了柔性变形能改善扑翼的气动性能.

咽式进气道设计工况下性能初步分析

辜天来, 付磊, 张帅, 郑耀

2014, 29(9): 2070-2078. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2014.09.008

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1387

885

摘要:
介绍了三维内收缩高超声速咽式进气道的设计方法，开发了相应的设计程序.在高度为30 km，设计马赫数为5和攻角为0°工况下进行设计，使用CFD模拟技术，对设计方法和程序进行了验证.最后采用设计程序，考虑咽式进气道的设计参数，即流线追踪出口形状、基准流场压缩角和设计马赫数等，对比分析了其对咽式进气道设计工况下几何与气动性能的影响.结果表明：矩形出口宽高比接近2时，总长、润周面积等几何性能相比较小宽高比时更好.初步设计可以将压缩角配置在8°~12°范围内，且后压缩角小于前压缩角.

不同攻角条件下偏转头弹箭流场与气动特性

郭玉洁, 陈志华, 韩珺礼

2014, 29(9): 2079-2084. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2014.09.009

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1419

1137

摘要:
基于DES（detached eddy simulation，分离涡模拟）方法及AUSM（advection upstream splitting method，对流迎风分裂方法）格式，对不同偏角的偏转头弹箭在非零攻角下的超声速流场和气动特性进行了数值模拟.结果表明：在非零攻角情况下，与常规弹箭流场相比，偏转头弹箭头部迎风面激波更强；而当有效入射角相等时，即使弹箭的攻角不一样，其头部流场结构仍相同，且尾翼流场基本不受头部偏角影响.另外，由气动力系数变化曲线可知，偏转头弹箭具有良好的纵向静稳定性，且升力系数随攻角的增长率大于阻力系数，即升阻比大于常规弹箭，因此适当增大攻角可以提高偏转头弹箭的气动特性.

一种可用于航空发动机健康状态预测的动态集成极端学习机模型

钟诗胜, 雷达

2014, 29(9): 2085-2090. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2014.09.010

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1402

979

摘要:
提出一种动态集成极端学习机模型用于航空发动机健康状态预测.采用AdaBoost.RT集成学习算法对极端学习机（ELM）进行集成，在训练时采用每个训练样本的近邻样本对ELM的局域性能进行评估；在预测时首先确定新样本在训练样本集中的近邻样本，然后根据ELM在近邻样本上的性能来赋予集成权值实现弱学习机的动态集成.以燃油流量为指标进行航空发动机健康状态预测，动态集成ELM模型短期预测结果的平均相对误差绝对值（MAPE）为3.688%，小于单一ELM模型的3.830%以及静态集成ELM模型的3.719%；长期预测结果中动态集成ELM模型的MAPE为3.075%，小于单一ELM模型的4.355%以及静态集成ELM模型的3.884%.因此动态集成ELM模型更适用于航空发动机健康状态预测.

基于模糊分数阶PI^λD^μ的柔性结构振动主动控制

盛贤君, 钟声, 姜涛

2014, 29(9): 2091-2096. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2014.09.011

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1194

918

摘要:
为防止翅翼结构因干扰而产生振颤，以柔性悬臂梁结构为被控对象，提出一种参数自整定的分数阶比例积分微分控制器，在利用遗传算法取得优化参数后，通过模糊规则第2次对控制器参数进行在线整定，以达到实时最优控制的目的.在Simulink软件环境下进行了数值仿真，结果表明：设计的分数阶比例积分微分控制器具有记忆性，动态表征能力强.与常规比例积分微分控制器相比，冲击激励下的系统响应稳态时间缩短0.9s；简谐激励下的系统响应衰减幅度从88%提升到96%；随机激励下系统响应抖动减小，提高了稳定性.

基于序列采样算法的轮盘减质优化

徐胜利, 刘海涛, 王晓放, 宋洋

2014, 29(9): 2097-2103. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2014.09.012

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1443

852

摘要:
介绍了一种基于蒙特卡罗表述的空间缩减策略和局部边界线搜索的序列采样算法，该算法利用已有样本点的信息缩减原有设计空间，使得在缩减设计空间上生成的新样本点能够同时具有良好的空间填充特性和投影特性.与已有的序列采样算法的比较结果表明，该算法具有较高的采样效率和采样质量.采用此序列采样算法结合Kriging模型和遗传算法进行轮盘减质优化，优化结果减质10%.该序列采样算法为工程结构的优化提供了一条灵活有效的途径.

航空发动机叶片高频模态阻尼的实验测试方法

郭雪莲, 范雨, 李琳

2014, 29(9): 2104-2112. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2014.09.013

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2078

950

摘要:
以NASA Rotor37叶片为对象，研究了航空发动机叶片的高频模态阻尼比的实验测试方法.实验分析和数值计算均说明：在随机声激励下获得频响曲线将包含由支撑结构振动造成的峰值.基于此提出在支撑结构上布置多个传感器的实验方案，并以支撑结构的振动峰值位置和能量相对大小来判定叶片振动主导的振动峰值.用小波阈值收缩法和曲线拟合法对这些振动峰值进行了降噪和模态阻尼比识别，给出了实测模型在10kHz内“叶片主导振动”的模态阻尼比.结果表明：一般的结构金属材料条件下，叶片结构的高频模态阻尼比的数量级小于1%，且随频率增加呈下降趋势.

2.5维机织复合材料疲劳寿命预测方法

邱睿, 温卫东, 崔海涛

2014, 29(9): 2113-2120. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2014.09.014

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1292

813

摘要:
针对疲劳载荷作用下的2.5维机织复合材料，建立了疲劳寿命预测方法.该方法主要包括单胞模型、疲劳失效判定准则和材料性能退化方法3部分.选取单胞模型为研究对象，利用三维有限元技术进行应力分析；引入改进的三维Hashin疲劳失效准则和Mises准则作为纤维束和树脂基体的疲劳失效判据；采用刚度性能突降准则描述疲劳失效后的材料性能，采用考虑纤维体积分数影响的剩余刚度和剩余强度退化模型描述失效前材料的性能.通过疲劳寿命预测值与试验值的对比，验证了疲劳寿命预测方法的有效性.研究表明：经向拉-拉疲劳寿命随经纱纤维体积分数增大而增加，纬向拉-拉疲劳寿命受纬纱纤维体积分数影响较小.

基于幅频特性曲线簇公共点的智能弹簧减振系统参数设计

倪德, 朱如鹏, 鲍和云, 陆凤霞, 付秋菊

2014, 29(9): 2121-2128. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2014.09.015

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1518

897

摘要:
研究了无阻尼智能弹簧减振系统的一种参数设计方法.采用等效线性化方法将系统中的干摩擦阻尼等效成黏性阻尼，建立系统的数学模型，推导出无量纲化的振动微分方程，得到系统频响特性的解析解.对系统幅频特性进行了数值分析，结果发现：幅频特性曲线簇通过一个公共点，该公共点随质量比的增大向左偏移，随刚度比的增大向右偏移；系统存在一个最优控制参数值，使系统幅频特性曲线峰值最小，其随质量比的增大而减小，但不受刚度比的影响.根据公共点的性质，得到幅频特性曲线簇公共点对应的频率比、最优控制参数和最小振幅的计算公式.确定系统参数的选用原则与范围，并利用公共点提出智能弹簧减振系统参数设计的方法和步骤.

航天轴承摩擦力矩的参数-非参数融合性分析

徐永智, 夏新涛

2014, 29(9): 2129-2135. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2014.09.016

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1400

893

摘要:
提出参数-非参数融合性方法分析航天轴承摩擦力矩性能，该方法用统计方法判断航天轴承摩擦力矩的基本特征；用符号判断法确定航天轴承摩擦力矩的时序特征；用秩和判断法判断航天轴承摩擦力矩状态特征；融合3种方法系统分析航天轴承摩擦力矩总体性能，实现航天轴承摩擦性能的评估.该方法可以降低数据符号，偏离平均值较大、较小及不同数据排列顺序对航天轴承总体性能的影响，正确反映航天轴承的工作性能和稳定性能、时序特征及状态特征，全面系统地揭示航天轴承的总体性能.根据工作性能与稳定性能，性能比较好的航天轴承被确定，进一步根据航天轴承的时序特征和状态特征选出总体性能最优的轴承，置信水平可以达到99%，和现行选用的航天轴承一致，表明该方法反映航天轴承摩擦力矩信息多，可以从少数航天轴承中得到总体性能最优的轴承.

一种解决低转速下漏油的流量管理阀

谷智赢, 李国权, 郁丽, 马芳

2014, 29(9): 2136-2141. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2014.09.017

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1298

835

摘要:
针对航空发动机在低转速下轴承腔出现的漏油问题，深入分析了航空发动机在低转速下产生漏油问题的原因.提出了一种解决航空发动机低转速下轴承腔的漏油问题的有效方法，即设计一种应用在后轴承腔供油路上的流量管理阀.开展了流量管理阀打开压力及流阻特性试验，试验表明：流量管理阀的打开压力和流阻特性满足航空发动机低转速下既向轴承腔少量供油以对轴承进行润滑又防止轴承腔内供油过多而导致漏油的设计要求.研究方案可为解决航空发动机低转速下轴承腔漏油问题提供设计参考.

主流压力梯度对气膜孔流量系数影响机理

朱惠人, 骆剑霞, 黄小杨, 刘志刚

2014, 29(9): 2142-2149. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2014.09.018

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1298

862

摘要:
测量了主流零压力梯度、正压力梯度及负压力梯度条件下气膜孔流量系数，分析了主流压力梯度对气膜孔流量系数的影响机理.结果显示：正、负压力梯度的存在对气膜孔流量系数的影响幅度最大值分别为22%及26%.主流压力梯度会对喷出气流施加弯转作用及挤压作用，同时也会改变喷出气流与近壁面主流的掺混作用，从而影响气膜孔流量系数.挤压作用使喷出气流管变细而增加喷出气流的流动损失；弯转作用主要影响喷出气流的流动轨迹，正压力梯度下弯转作用使喷出气流的轨迹靠近壁面而远离其自由喷射方向增加流动损失，负压力梯度的作用则相反；掺混作用会增加喷出气流的动量消耗，正压力梯度对掺混有抑制作用，从而减少喷出气流用于掺混的动量损失，负压力梯度则相反.

高强化活塞烧蚀失效研究

秦朝举, 张卫正, 宋立业, 原彦鹏

2014, 29(9): 2150-2156. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2014.09.019

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1456

829

摘要:
运用软件AVL FIRE对某型柴油机进行了有近壁燃烧工况时的燃烧特性的数值模拟，同时确定了该型柴油机在有近壁燃烧工况时活塞有限元计算的热边界条件，运用软件ANSYS进行了活塞的烧蚀过程有限元分析，得到了近壁燃烧对活塞烧蚀的影响规律，进行了活塞烧蚀的实机试验，模拟计算结果与试验结果基本吻合.结果表明：所建立的烧蚀计算方法可以很好地模拟活塞的烧蚀过程；柴油机喷油器喷孔磨损变大将导致活塞喉口附近燃气温度和壁面传热系数在较大的曲轴转角内都保持较大的数值，从而使活塞发生烧蚀失效；烧蚀量随着喷油器孔径的增大先增大后减小，在孔径增大15%时达到峰值；烧蚀量随着烧蚀时间的增大而增大，但烧蚀的速度在缓慢减小.

计入离心力影响的直升机旋翼翼型结冰数值模拟

陈希, 招启军, 赵国庆

2014, 29(9): 2157-2165. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2014.09.020

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1413

896

摘要:
建立了一套计入离心力影响的直升机旋翼翼型结冰的数值模拟方法.首先生成围绕翼型的贴体正交网格，然后用Navier-Stokes（N-S）方程求解黏性绕流流场.在此基础上，利用拉格朗日法建立水滴运动方程.其中，为提高计算效率，提出了结合位移矢量的水滴所处单元寻觅方法.最后，结合桨叶工作特点，发展了一种计入离心力影响的三维结冰模型.通过与桨叶结冰实验的对比，验证了本文结冰预测方法的可靠性.对比常规结冰模型，桨叶结冰量减少22.3%；若考虑桨叶的挥舞运动影响，桨叶结冰量进一步减少，表明了离心力及桨叶运动在结冰数值模拟中的重要性.通过不同剖面间的结冰量和冰形对比，分析并获得了桨叶结冰特征.结果表明离心力的影响程度随径向位移的增加而增加，下翼面结冰量随挥舞角的增加而减少.

气膜孔附近粒子沉积特性的数值研究

周君辉, 张靖周

2014, 29(9): 2166-2173. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2014.09.021

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2579

867

摘要:
研究了气膜孔附近的粒子运动与沉积特性，重点研究了粒子直径和气膜出流吹风比对粒子运动与沉积特性的影响. 基于EI-Batsh粒子沉积模型，考虑了粒子的黏附/反弹和离去机制，编制了相应的粒子沉积计算模块集成在Fluent软件中，并利用相关实验数据对该计算方法进行了验证.结果表明：1，2μm直径粒子沉积率随吹风比增大而增大；3，4μm直径粒子沉积率则随吹风比增大而减小.1μm直径粒子易受气膜出流卵形涡对的卷吸作用而沉积于相邻气膜孔之间区域，当吹风比为2时粒子沉积率比吹风比为0时高约5倍；5μm直径粒子运动轨迹受气膜出流影响较小.总体沉积率随吹风比升高而不断降低，吹风比为2时总体沉积率比吹风比为0时减小1.7%.

双级波瓣引射混合器的引射性能

潘丞雄, 张靖周, 单勇

2014, 29(9): 2174-2180. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2014.09.022

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1529

888

摘要:
采用实验和数值方法对双级波瓣引射混合器的引射性能进行研究，重点研究混合管在两种不同进口方式下的引射混合器气动特征差异，并初步分析混合管面积比和长径比对双级波瓣引射混合器引射性能的影响.结果表明：混合管进口方式对引射能力有非常重要的影响，在研究的结构参数条件下，对于受限式进口，单级波瓣引射混合器的引射能力要强于双级波瓣引射混合器约10%；而对于敞开式进口，其引射能力要优于受限式进口最大约35%，此时双级波瓣引射混合器的引射能力要略好于单级波瓣引射混合器.在较大的混合管面积比或较小的长径比下，敞开式进口下双级波瓣引射混合器较受限式进口表现尤为优越.

层板与旋转轴所成角度对受限层板换热能力的影响

白国强, 常海萍

2014, 29(9): 2181-2187. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2014.09.023

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1242

770

摘要:
采用数值模拟的方法对旋转状态下受限层板在不同层板与旋转轴所成角度条件下的换热特性进行研究，得出了层板与旋转轴所成角度对层板换热能力的影响规律.结果表明：层板与旋转轴所成角度不同时，表面传热系数呈现一定的相似性；层板与旋转轴所成角为90°和270°时表面传热系数最高，浮升力的影响最小，层板与旋转轴所成角度为0°和180°时，表面传热系数最低，浮升力的影响最大；将科氏力和浮升力对换热能力的影响单独研究，平行于层板的科氏力比垂直于层板的科氏力对流体的影响强烈.

中心分级燃烧室预燃级贫油熄火性能试验

李海涛, 许全宏, 付镇柏, 林宇震

2014, 29(9): 2188-2194. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2014.09.024

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1393

866

摘要:
对一种单环腔的中心分级LESS（low emissions stirred swirl）燃烧室进行了常压状态下的贫油熄火性能试验研究.采用单头部试验件，研究了预燃级离心喷嘴流量数、进口温度及燃料类型对贫油熄火性能的影响.结果表明：预燃级采用小流量数的离心喷嘴能够降低贫油熄火当量比.进口温度低于150℃的范围内，随着进口温度的增加，贫油熄火当量比迅速降低；进口温度高于150℃时，温度对贫油熄火当量比的影响作用不明显.气态燃料与液态燃料的贫油熄火当量比随火焰筒压降的变化趋势是不同的，但都趋于相同的值，且在5%的火焰筒压降范围内，气态燃料的贫油熄火当量比低于液态燃料.

一种涡轮叶尖间隙控制技术

杨家礼, 涂孟罴, 张亿力, 张立章, 阳诚武

2014, 29(9): 2195-2201. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2014.09.025

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1402

819

摘要:
基于涡轮叶尖间隙的变化机理，设计了一种冷气自动调节机构，该机构无需其他外界动力，可根据工况的变化而自动调节冷气限流嘴的节流面积，控制涡轮外环冷气量，以控制涡轮外环的直径，从而有效控制涡轮叶尖间隙的变化趋势，维持涡轮叶尖间隙在合理范围.对3个不同工况涡轮采用与未采用涡轮叶尖间隙控制机构分别进行了计算，结果表明：采用涡轮叶尖间隙控制机构的涡轮叶尖间隙随工况变化的变化率为6.5%，未采用涡轮叶尖间隙控制机构的涡轮叶尖间隙随工况变化的变化率为20%.因此，采用该机构可以达到控制涡轮叶尖间隙变化的目的.

大涵道比涡扇发动机风扇转子叶片优化

王志强, 沈锡钢, 胡骏, 刘志杰, 郑宁

2014, 29(9): 2202-2209. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2014.09.026

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1473

829

摘要:
采用掠形设计技术对一台大涵道比涡扇发动机的风扇转子叶片进行了三维优化.通过三维定常Navier-Stokes（N-S）方程计算，分析了叶片尖部及根部掠形设计参数对风扇转子性能的影响.结果表明，叶片尖部前掠和根部后掠都能增加风扇转子的堵点流量，扩大其稳定工作范围.采用叶片尖部前掠和根部后掠的组合方案优化了叶片.单转子计算结果表明，优化后叶片的堵点流量增加约2%，设计流量点总压比和等熵效率分别增加5%和2%；风扇/增压级整机内外涵联算结果表明，优化后在起飞、巡航和爬升转速下，外涵的稳定工作范围都明显增加，巡航转速下，堵点流量增加约2.3%，失速点流量减小约5.2%，设计流量点的外涵总压比和等熵效率分别增加2%和0.8%，优化后内涵特性没有明显变化.

多级考虑冷气掺混流片变厚度的S₁流面研究

罗磊, 卢少鹏, 王松涛, 王龙飞, 崔涛

2014, 29(9): 2210-2220. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2014.09.027

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1370

770

摘要:
为减少气冷涡轮气动设计难度，提出一套基于多级气冷涡轮考虑冷气掺混及随流道翘曲、变厚度的S₁流面计算思路，编制了带冷气的翘曲S₁流面薄片计算的参数化方法程序及网格自动生成程序，改良了传统平面薄片，对比分析了改良后平面薄片、翘曲S₁流面薄片以及三维计算间差异，对某高压涡轮进行了翘曲S₁流面薄片气动优化.结果显示：与三维计算对比，改良后平面薄片最大流量差距为22.68%，翘曲S₁流面薄片为3.58%，一维数据上翘曲S₁流面薄片更逼近三维计算；型面压力分布及马赫数云图分布上翘曲面S₁流面薄片较改良后平面薄片更贴近三维计算；采用翘曲S₁流面薄片进行优化后，效率较原始方案提升0.41%，流量较原始方案仅增加0.21%.

微尺度离心叶轮间隙泄漏流动堵塞模型

孙芊蔚, 宋西镇, 李秋实

2014, 29(9): 2221-2228. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2014.09.028

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1725

814

摘要:
通过理论分析结合数值模拟，开展了针对微尺度离心叶轮间隙泄漏流动堵塞模型的研究.结合微尺度旋转机械低雷诺数和高马赫数的工作条件，建立了考虑可压缩性和黏性损失的间隙泄漏流动堵塞模型.通过数值模拟分析了微尺度间隙泄漏流动特征及黏性在其中的作用，判定黏性作用对间隙泄漏流动的驱动作用不可忽略，黏性作用与压差作用对间隙泄漏流动的驱动作用效果相当.同时，黏性作用还会导致间隙泄漏流动的初始堵塞增大.采用某微尺度离心叶轮对间隙泄漏流动堵塞模型进行了验证，从数值计算结果中提取气动堵塞结果并与模型预测结果进行对比，表明改进的间隙泄漏流动堵塞模型能更准确地对间隙泄漏流动堵塞进行评估，在微尺度条件下具备更好的适用性.

核心机驱动风扇级气动设计方案

赖安卿, 胡骏, 屠宝锋

2014, 29(9): 2229-2238. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2014.09.029

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1480

773

摘要:
以某核心机驱动风扇级（CDFS）设计指标为牵引，采用CFD数值模拟方法分析了不同结构形式进口导向器（IGV）对CDFS性能的影响.结果表明：进口导向器可调、静子不可调的气动设计方案能够满足CDFS设计指标；进口导向器的调节方式对CDFS性能影响很大，对于可变弯度进口导向器，需要选择合适的可变弯度位置和关闭角度；模式转换中，在单外涵模式静子选择偏负攻角设计有利；CDFS单外涵模式与双外涵模式产生损失的原因不同，前者主要是转子通道激波，后者主要是进口导向器吸力面附面层气流分离.

跨声速轴流压气机径向涡现象与失稳机理

胡加国, 王如根, 李少伟, 甘甜

2014, 29(9): 2239-2246. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2014.09.030

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1293

848

摘要:
对NASA Rotor 37进行数值模拟并与实验结果对比，计算了堵塞点到失稳点的全部工况，详细探究了跨声速轴流压气机附面层分离规律与失稳机理.研究发现：激波后的吸力面附面层中存在一条径向涡，它增强了附面层分离，使部分靠近吸力面的主流向叶尖堆积.随着工况向失稳点推进，压气机转子叶尖出现两块堵塞区，由叶尖泄漏涡与激波作用引起的堵塞区位于压力面前端，由叶尖泄漏涡与径向附面层分离涡耦合作用引起的堵塞区位于吸力面50%弦长后，两块堵塞区的叠加作用最终引起压气机失稳.

基于FA-NSGA分扭传动系统的均载和轻量化优化设计

付晨曦, 赵宁, 赵永志, 扶碧波

2014, 29(9): 2247-2255. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2014.09.031

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1270

829

摘要:
以提高均载性能和轻量化为目标对某分扭传动系统进行了多目标优化设计.建立了分扭传动的非线性动力学模型，通过计算不同输入功率和输入转速下的均载系数，衡量分扭传动系统均载性能.以分扭传动系统参数为设计变量，考虑多工况条件，建立了以均载系数和质量最小为目标函数的多目标优化模型.为了提高计算效率，提出了具有适应值预测机制的非支配排序遗传算法（FA-NSGA）.利用3个基准函数对FA-NSGA进行收敛性和有效性的测试.结果表明：FA-NSGA对于3个测试函数均能获得满意的最优解，并且都能减少60%以上的真实适应值计算次数.采用FA-NSGA对实例进行优化求解，在得到的Pareto最优解中选取了一组满意的设计参数，该设计结果与参照方案相比均载系数降低了0.05，分扭传动系统质量减少了3.57kg.

一种航空发动机滚动轴承磨损故障监测技术

王洪伟, 陈果, 陈立波, 宋科, 李爱

2014, 29(9): 2256-2263. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2014.09.032

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1367

787

摘要:
针对航空发动机滚动轴承磨损状态监测对长轴尺寸大于10μm的故障敏感磨粒检测的需要，研制了多功能油液磨粒智能检测与诊断系统，克服了传统光谱分析对大磨粒不敏感的缺点，以及传统铁谱分析检测步骤烦琐的不足，可直接对流动的油液中大于10μm的运动磨粒进行检测.提出了油液运动磨粒的7个数字特征参数及其识别策略，实现了磨粒的自动识别，识别率基本上达到99%以上.利用实际的航空发动机油样进行了试验验证，并与传统光谱分析进行了对比，试验结果表明该系统较光谱分析具有更强的检测力和更优的时效性.

扭转刚度对双输入圆柱齿轮分流传动系统动力学均载系数的影响

桂永方, 朱如鹏, 扶碧波, 李海峰, 王祈波, 靳广虎, 李枝军

2014, 29(9): 2264-2272. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2014.09.033

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1490

842

摘要:
建立了双输入圆柱齿轮分流传动系统的弯扭耦合动力学模型，模型中考虑了各齿轮副间的时变啮合刚度、齿侧间隙、啮合误差、啮合阻尼等因素.结合闭环结构特点，利用齿轮啮合线的相对位移和传动轴扭转位移消除方程中的刚体位移.采用4阶Runge-Kutta法求解系统动力学方程，获得了系统均载系数.结果表明：系统均载系数受输入轴扭转刚度影响小；分流级和并车级均载系数对双联齿轮轴的扭转刚度敏感，减小双联齿轮轴的扭转刚度可以改善系统的均载性能，当双联齿轮轴的扭转刚度小于1.1×10⁵（N·m）/rad时，可将系统均载系数控制在1.06以内；输出轴扭转刚度的变化对分流级和并车级均载系数基本没有影响.

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