航空动力学报

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项松, 佟刚, 吴江, 赵为平, 杨康, 王吉

2016, 31(8): 1793-1798. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2016.08.001

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1114

827

摘要:
根据飞行速度、需用拉力、螺旋桨转速等参数，设计了某型飞机的三叶螺旋桨，获得了弦长和桨叶角沿着径向的分布.制造了三叶复合材料螺旋桨（直径为1.75m），在螺旋桨试验台上测试了不同转速下螺旋桨的拉力.为了获得螺旋桨的动态性能，制造了螺旋桨的缩比模型（直径为0.96m），在西北工业大学NF-3风洞的三元试验段测试了螺旋桨的气动性能数据，包括：拉力、扭矩、功率、效率.结果表明：螺旋桨最大效率为85.63%，所设计的三叶复合材料螺旋桨适用于螺旋桨需用功率为70kW左右的发动机（比如Rotax912），提出的螺旋桨设计方法具有较好的应用价值.

二元收扩喷管设计参数对气动性能影响的数值研究

施小娟, 吉洪湖, 斯仁

2016, 31(8): 1799-1810. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2016.08.002

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1059

751

摘要:
采用正交试验设计方法进行喷管气动性能数值模拟算例的设计，综合研究了二元收扩喷管8个设计参数对气动性能的影响，研究的设计参数包括圆到矩超椭圆型面过渡段几何参数（长径比、横截面积变化率、长半轴变化率、短半轴变化率）和主喷管段几何参数（喉部宽高比、喉部型面半径比、收敛半角、扩张半角），并且对喉部宽高比、喉部型面半径比、收敛半角、扩张半角等4个参数对喷管气动性能影响的灵敏度进行了分析.结果表明：喉部型面半径比R_W/R₈是二元收扩喷管气动性能影响的最主要参数，因此在喷管设计中应尽量增大R_W/R₈，尤其是在收敛半角α较大时，增大R_W/R₈可使喷管气动性能明显增大；喉部宽高比不是二元收扩喷管气动性能影响的主要参数；二元收扩喷管的气动性能几乎与过渡段型面无关.

大型运输机动力增升喷流效应数值模拟

龚志斌, 李杰, 蒋胜矩, 张恒

2016, 31(8): 1811-1819. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2016.08.003

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1010

752

摘要:
参照C-17运输机发动机安装位置，考虑内、外涵道分开排气，建立了外吹式襟翼动力增升全机几何分析模型以及相应的巡航构型.采用结构化多块网格技术，基于雷诺平均Navier-Stokes方法，分别对全机增升构型和单独发动机动力喷流进行数值模拟验证，在此基础上对外吹式襟翼动力喷流效应展开研究.对于低速动力增升构型，发动机喷流大部分直接冲刷襟翼下表面而后向下偏转，部分高速气流经襟翼缝道引射并加速后吹向襟翼上表面，两部分气流在襟翼后缘汇合并向下游延伸，喷流冲刷襟翼时存在明显展向横流特征.在动力喷流影响下，不仅襟翼环量大幅增加，缝翼和主翼上的环量也均有所增加，全机可用升力系数和最大升力系数均突破了机械式增升装置的极限，达到4.0以上.同时，全机低头力矩大幅增加，为纵向配平带来额外的压力.对于相应的高速巡航构型，发动机喷流主要影响机翼下表面的压力分布，使得全机升力减小，阻力明显增大.动力增升构型在基本翼设计过程中应充分考虑喷流的影响.

基于CFD/CSD紧耦合的旋翼翼型气弹分析

黄道博, 李建东, 刘勇

2016, 31(8): 1820-1829. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2016.08.004

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928

656

摘要:
采用CFD/CSD（计算流体力学/计算结构力学）紧耦合的方法，以Fluent软件作为主控平台，通过UDF（用户自定义函数）及I/O（输入/输出）文件读写的方式实现结构响应和气动载荷的数据交换，耦合求解了旋翼桨叶剖面的气动力和振动响应.在此基础上研究旋翼桨叶剖面在变距、沉降（挥舞）和周期交变来流条件下的气动特性和振动响应特性.结果表明：桨叶剖面在轻失速情况下，气动载荷周期性比较好，表现出光滑的迟滞环曲线，结构沉降响应也表现出光滑的周期性现象，扭转响应出现局部轻微振荡.深失速情况下，气动载荷及结构响应都表现出强烈的非线性振荡，高频成分较为明显.

强制转捩对高超声速进气道性能影响

易淼荣, 赵慧勇, 乐嘉陵

2016, 31(8): 1830-1837. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2016.08.005

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914

668

摘要:
针对一个高超声速进气道，设计了不同高度的钻石形和斜坡形转捩带，在来流马赫数为6，攻角为1°工况下，通过风洞试验与三维数值模拟相结合的方法，研究了转捩带对进气道壁面热流密度、压强、隔离段入口处总压和马赫数分布的影响.数值计算与风洞试验在壁面压强、进气道总压和马赫数上吻合较好，在壁面热流密度上相差约35%.研究结果表明：钻石形和斜坡形转捩带都可以有效地实现强制转捩.此外，随着转捩带高度的增加，转捩区域逐渐前移，直至转捩带后缘.对于已经起动的进气道，转捩带对进气道下壁面静压几乎不产生影响，但会使得隔离段下壁面附近的总压和马赫数有所下降，从而导致从隔离段入口直至整个隔离段的质量加权总压和流量均下降3.5%左右，而质量加权马赫数的下降量则并不明显，在1%左右.

多段柔性变体扑翼飞行器设计

黄鸣阳, 肖天航, 昂海松

2016, 31(8): 1838-1844. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2016.08.006

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1677

900

摘要:
多段柔性变体扑翼模仿海鸥翅膀的复杂运动.观察海鸥翅膀的运动周期，设计了包含慢频率扑动、展向折弯、弦向扭转和结构柔性变形的扑翼模型，并应用准定常方法计算气动力，为该扑翼飞行器设计提供依据.在CATIA和3DMAX中设计多段柔性变体扑翼机的三维模型和运动模拟，制作样机进行飞行试验，研究其平飞、爬升、偏航等飞行姿态，结果表明升力和推力与数值计算结果吻合.相较于原有扑翼飞行器，多段柔性变体扑翼飞行器可以慢频率扑动飞行，调整扑翼形状.

毫秒脉冲等离子体激励改善飞翼的气动性能实验

马杰, 梁华, 吴云, 韩孟虎, 魏彪, 赵光银

2016, 31(8): 1845-1851. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2016.08.007

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969

653

摘要:
在来流速度为30m/s时，进行了毫秒脉冲介质阻挡放电等离子体激励改善飞翼气动性能的风洞实验.等离子体激励器布置在飞翼前缘，峰峰值电压为9.5kV时，放电的脉冲能量在0.1mJ/cm量级.通过六分量测力天平测力研究了脉冲激励频率和占空比对升/阻力系数、升阻比和俯仰力矩系数的作用效果.结果表明：等离子体激励可以有效改善飞翼大攻角气动特性；在最佳无量纲脉冲激励频率F⁺≈1时，临界失速迎角由14°提高到17°，最大升力系数提高10%；占空比对流动控制效果影响较大，减小占空比可以降低能耗，实验中最佳占空比为5%；俯仰力矩系数的变化表明施加等离子体激励改善了飞翼纵向静稳定性.

具有针肋的狭窄空间冲击冷却实验和数值计算

饶宇, 万超一, 陈鹏

2016, 31(8): 1852-1859. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2016.08.008

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1040

726

摘要:
对具有全高度针肋扰流的狭窄空间冲击冷却进行了实验和数值计算，并与平板靶板冲击冷却传热性能进行了对比分析.射流冲击雷诺数范围为15000~30000.实验采用瞬态液晶热像技术获得了冲击靶板上详细的传热分布，并通过数值计算获得了冲击冷却系统中的流场和传热特征.实验研究表明：狭窄空间冲击冷却中的针肋靶板端壁上的平均传热性能比平板靶板提高约7.0%，压力损失提高约17.9%，并且针肋改善了靶板端壁上传热均匀性.另一方面，数值计算分析表明近壁面射流以及空间中的上洗涡流与针肋表面发生强烈相互作用，并且针肋显著地增加了换热面积，因此具有针肋扰流的冲击冷却系统具有显著增强的总体传热性能，比平板冲击冷却提高约27.0%.

间接起爆对脉冲爆震发动机热效率影响

邱华, 王玮, 熊姹

2016, 31(8): 1860-1865. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2016.08.009

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861

633

摘要:
建立了基于整个燃烧室内经历不同燃烧方式下所有工质来评估脉冲爆发动机平均循环热效率的方法，通过二维数值方法对两种采用不同数目障碍物的爆震管模型的起爆特性及循环热效率进行了研究，并分析了燃烧波传播的距离与DDT距离之比（定义为ξ）对模型热效率的影响.结果表明：①间接起爆方式及不同DDT强化装置都会影响系统的循环热效率；②就计算模型，当ξ接近1时，其系统平均循环热效率仅为理想爆震循环热效率的60%左右；③随着ξ的增加，间接起爆方式的影响迅速减弱；④当ξ为1.5时，系统平均循环热效率可达爆震燃烧热效率的93%.

反旋喷嘴进气旋转盘腔压力损失特性

呼艳丽, 郭文, 王蕾, 罗翔

2016, 31(8): 1866-1873. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2016.08.010

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839

687

摘要:
针对旋转盘腔的压力损失问题，利用反旋喷嘴改变进入旋转盘腔的气流的切向速度，减少旋转腔内涡的生成，从而减小气体流经旋转盘腔的压力损失.通过实验的方法测得反旋进气条件下的流阻特性，应用k-ω SST模型模拟了不同工况下腔内的流场.研究表明：旋转盘腔内的压降由湍流参数和掺混后旋流系数共同控制.喷嘴自身压降所占比例为极大值时，腔内无大涡出现，而在非极值点的工况下，腔内均为对涡的流动结构.

煤基喷气燃料在地面单管燃烧室内燃烧和排放特性研究

杨文, 张冬梅, 曹文杰, 吴秀章, 王树雷

2016, 31(8): 1874-1882. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2016.08.011

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949

684

摘要:
为研究煤基喷气燃料的燃烧和排放特性，通过改造的单管燃烧室评估了煤基喷气燃料和石油基RP-3喷气燃料的燃烧和排放特性差异.试验结果表明：煤基喷气燃料具有更加优异的贫油点火和贫油熄火性能，两种喷气燃料的燃烧和排放特性随燃油流量和燃烧室出口温度的改变呈现出一致的变化趋势，在相同质量流量下，煤基喷气燃料的燃烧和排放性能要低于RP-3，在相同燃烧室出口温度时，煤基喷气燃料燃烧时的壁温要低于RP-3.

吹积炭孔面积对双级旋流器出口流场影响试验

郑剑文, 宋双文, 彭剑勇, 刘涛

2016, 31(8): 1883-1888. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2016.08.012

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906

678

摘要:
采用粒子图像测速仪（PIV）试验研究了喷嘴套吹积炭孔面积对双级旋流器出口流场的影响.试验结果表明：随着吹积炭孔面积与双级旋流器开孔面积之比由0增大到0.24，回流速度下降，进入双级旋流器内部的回流气量减小.当吹积炭孔面积与双级旋流器开孔面积之比大于等于0.18，吹积炭气流会扰乱双级旋流器出口附近流场，破坏双级旋流器出口对称的双涡结构，吹积炭气流对双级旋流器出口流场的影响范围为X/D=0~0.8.

射流孔交错偏置排布下的楔形凹表面对流换热数值研究

关涛, 张靖周, 单勇

2016, 31(8): 1889-1896. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2016.08.013

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841

587

摘要:
通过三维数值模拟的方法研究了射流孔交错偏置排布下的楔形凹表面对流换热，在射流孔偏置间距比（L/d）为0~2.5、射流孔距凹腔前缘间距比（H/d）为6~12、射流冲击雷诺数（Re）为10000~28000的研究参数下，研究结果表明射流孔交错偏置排布在凹腔中诱导复杂的涡流，对应于射流冲击驻点区的局部表面传热系数得到增强；相对于直线排布的射流孔，小射流孔交错偏距比能够使得凹腔前缘附近沿弦向的展向平均努塞尔数相对射流孔直线排布方式有所改善，随着射流孔交错偏距比增加，沿弦向的展向平均努塞尔数最大值所对应的弦向位置逐渐向凹腔前缘下游迁移.为了在保持凹腔前缘对流换热能力不受到显著削弱的前提下，改善凹腔前缘附近的射流冲击对流换热能力，射流孔交错偏距比宜选择在1倍射流孔直径左右.

航空发动机结构系统的可靠性模型

洪杰, 张姿, 徐筱李, 马艳红

2016, 31(8): 1897-1904. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2016.08.014

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1036

605

摘要:
为使航空发动机可靠性模型误差更小，对航空发动机传统可靠性模型进行误差分析，指出可靠性指标扩张的原因，建立了考虑航空发动机结构系统及其失效力学特征的基于结构系统失效模式的航空发动机可靠性模型，并给出了各层的可靠度计算方法.所建立的基于失效模式的航空发动机结构系统可靠性模型考虑了失效模式的相对独立性、时效性和失效率的时变性，可以避免重要失效模式的遗漏、可靠性指标的过度扩张等问题，具有较强的工程适用价值.

翼吊发动机安装结构等效建模及其隔振设计

许飞, 贺尔铭, 李景旭

2016, 31(8): 1905-1912. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2016.08.015

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958

649

摘要:
为了研究翼吊发动机安装结构隔振特性并优化其隔振器设计，建立了发动机安装节-吊架-机翼结构理论分析及有限元模型.利用有限元方法进行了模态验证并分析了安装结构的隔振特性.进行发动机3种典型工况下的结构动响应分析确定了振动传递的主路径.基于振动传递路径法研究了隔振器参数和安装位置对安装系统隔振性能的影响规律.结果表明：振动载荷经安装结构后低压转子转频和高压转子转频峰值响应分别降低22.03%和14.65%.低压转子转频振动传递主路径为发动机-前安装节-吊架-机翼，高压转子转频为发动机-后安装节-上连杆-机翼.通过合理设置隔振器位置可以使安装系统隔振率达到50.41%，隔振器的频率比为5和阻尼比为0.25时安装系统隔振率可达70.67%.为了优化整个发动机安装系统的隔振效果，设计隔振器时必须选取合适的安装位置和参数.

轴向柱塞泵滑靴副的热结构耦合特性

汤何胜, 訚耀保, 李晶

2016, 31(8): 1913-1920. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2016.08.016

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858

591

摘要:
为了改善轴向柱塞泵滑靴副的耐磨损性能，建立了滑靴与斜盘摩擦副的瞬态热结构耦合模型，分析压力冲击条件下滑靴的表面温度、应力以及变形的变化规律.研究结果表明：某型轴向柱塞泵中滑靴温度随柱塞腔压力呈周期性变化，滑靴温度范围为45.5~49.8℃，且滑靴的最高温度出现在泵的吸排油过渡区.当滑靴处于泵的排油区时，滑靴的最大轴向应力为250MPa，集中在滑靴油腔与密封带之间的边缘区域.滑靴的轴向应力分层显著，引起滑靴的变形分化，其变形量为12.5~15μm，出现在滑靴的边缘.由于滑靴的输入热流密度增强磨粒的剪切力，加剧滑靴表面的微切削和挤压变形，导致滑靴表面出现条状剥落和凹坑磨损，呈现出黏着和磨粒磨损特征.

航空发动机承力系统抗变形能力评估

徐峰, 马艳红, 张力, 洪杰

2016, 31(8): 1921-1928. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2016.08.017

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983

649

摘要:
针对航空发动机承力系统的结构和力学特征，基于安全性设计要求，建立了整机承力系统抗变形能力的评估方法，分别从结构固有抗变形能力、稳态载荷下的抗变形能力以及瞬态冲击载荷下的抗变形能力3方面提出了当量刚度、间隙匹配系数、冲击放大系数3个评估参数.以典型高涵道比涡扇发动机承力系统为对象进行了抗变形能力评估.结果表明：以截面的等效刚度和承力系统最大等效刚度的比值作为结构当量刚度，以稳态载荷下整机系统各个截面的最小间隙与最大间隙的比值作为间隙匹配系数和以瞬态冲击载荷与各个支点及安装节上支反力的最大峰值载荷的比值作为冲击放大系数，这3个参数均能较好地反映出整机承力结构的危险位置和极限载荷下的响应特征.最终的评估结果可以为承力系统结构方案设计和优化提供参考.

3-D有限元转子系统动力减缩的部件模态综合方法及应用

左彦飞, 王建军

2016, 31(8): 1929-1934. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2016.08.018

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877

634

摘要:
为了对3-D有限元转子模型进行动力学减缩，提出基于部件模态综合的旋转子结构方法.该方法利用实模态振型矩阵减缩子结构自由度，不同转速下的减缩陀螺矩阵由转速系数乘以单位转速的减缩陀螺矩阵得到.与复模态减缩相比，避免了重复求解变换矩阵的缺点，减缩精度优于基于Guyan减缩的旋转子结构法.利用该方法减缩了某航空发动机转子模型87%的自由度数.经比较，由Campbell图所得临界转速的最大误差为0.04%，稳态不平衡响应计算结果与原模型也几乎完全相同，使用的内存和计算时间均不到原模型的20%，验证结果证明该方法可行.

熔盐泵外特性及内部流动的试验及数值模拟

邵春雷, 顾伯勤, 周剑锋, 程文洁

2016, 31(8): 1935-1942. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2016.08.019

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946

577

摘要:
为了揭示熔盐泵内两相流动的规律，研究了熔盐泵试验方法，得到了熔盐泵的外特性.采用粒子成像测速（PIV）技术测量了蜗舌附近熔盐泵内流动，并对熔盐泵内两相流动进行了非定常数值模拟，阐述了试验结果与模拟结果之间的差别，获得了晶体颗粒在熔盐泵内的体积分数分布，并分析了其演化规律.结果表明：熔盐泵内晶体颗粒体积分数分布较稳定，颗粒集中于叶片吸力面附近.粒径对颗粒在叶轮流道内的积聚影响比较大，粒径越大，颗粒积聚越明显.熔盐泵出口静压周期性波动，波动幅度受叶轮内颗粒体积分数分布影响.

弓形静子提高压气机抗旋流畸变能力研究

屠宝锋, 刘华, 胡骏

2016, 31(8): 1943-1949. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2016.08.020

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809

640

摘要:
为降低旋流畸变对轴流压气机性能和稳定性的影响，对双级低速轴流压气机的第1级静子进行了3种不同正弯角的弓形叶片设计.采用整环三维定常计算方法，研究了对涡旋流下压气机的性能和稳定性.结果表明：静子采用合理的正弯曲设计能够提高压气机抗对涡旋流的能力.正弯曲弓形静子能够降低端壁区域的负荷，抑制各排叶片叶根区域吸力面附面层分离的形成以减小损失、提高效率和总压比.静叶弯角为10°时峰值效率增加1.5%，失速边界点流量减小6.95%.流量为18.5kg/s时，效率、总压比分别增加1.7%和0.03%.当弯角过大时，叶中区域负荷上升且摩擦损失增大，反而不利于效率和总压比的提升.

叶尖间隙对离心叶轮偏置分流叶片工作机理的影响

陈杰, 何敏祥, 黄国平

2016, 31(8): 1950-1956. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2016.08.021

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876

643

摘要:
采用计算流体力学方法研究了不同叶尖间隙情况下偏置分流叶片提升离心叶轮性能的机理.叶尖间隙较小时，主叶片吸力面附近分离区导致主要损失，分流叶片偏向于主叶片吸力面利于削弱损失、提升叶轮性能；随着叶尖间隙的增加，泄漏流的影响增加以至损失集中于分流叶片和主叶片压力之间的通道，分流叶片宜向主叶片压力面偏置，以减少泄漏流在同一通道的聚集.叶尖间隙和分流叶片周向位置对间隙泄漏流、叶片吸力面分离形成的损失及相互关系有着耦合影响，分流叶片周向位置的改变可以调整通道的横向压力梯度、泄漏流掺混入主流的位置，改善分流叶片两侧通道的损失的分配，分流叶片最佳偏置方向随叶尖间隙的大小而发生改变.

小尺寸多级轴流压气机喘振现象试验

贺象, 马宏伟, 银越千, 单晓明, 姚峥嵘

2016, 31(8): 1957-1963. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2016.08.022

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902

601

摘要:
针对某小尺寸多级轴流压气机，在首级转子叶顶沿弦向布置Kulite动态压力传感器以及在后面级插入高频压力探针，通过动态测量试验，研究不同转速下多级轴流压气机喘振现象.结果表明：在中高转速下，该压气机深度喘振是由模态波扰动发展成旋转失速，从而引起流动堵塞，最终导致流动崩溃所造成的；在低转速下，压气机轻度的经典喘振由模态波直接引起的，在喘振周期内一直伴随有旋转失速的产生、发展和消失.

轴流压气机大小叶片气动弹性稳定性分析

黄钟山, 王延荣, 付志忠

2016, 31(8): 1964-1972. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2016.08.023

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846

572

摘要:
分别采用能量法和时域法对轴流压气机大小叶片进行了气动弹性稳定性分析，获得了叶片的气动模态阻尼比和叶片表面的非定常气动功分布.对叶片的振动位移响应进行了频域分析，并与常规设计转子作了对比.结果表明：大小叶片存在的结构失谐和气动失谐对气动弹性稳定性有明显的影响.气动失谐改善了叶片表面的非定常气动功分布，结构失谐改变了叶间相位角的影响.大小叶片对应的1阶模态振型的气动模态阻尼比为0.000791，而常规设计转子的值为0.000217，大小叶片相对于常规设计转子，不仅改善了气动性能，同时还提高了气动弹性稳定性.

采用固体燃料的超燃冲压发动机研究进展

吕仲, 夏智勋, 刘冰, 刘元春

2016, 31(8): 1973-1984. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2016.08.024

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933

658

摘要:
对采用固体燃料的超燃冲压发动机构型方案进行了归纳总结，详细的介绍了不同构型方案的发展历程和研究现状.针对固体燃料构型、双燃烧室构型和固体火箭构型3种不同构型的工作特点，分析了各自的优势和存在的问题，并在此基础上对其后续的研究提出了建议.研究认为：固体燃料构型方案虽能实现固体燃料在超声速气流中的点火及稳定燃烧，但燃料燃烧效率较低，且难以长时间稳定工作；固体火箭构型方案有利于燃料的点火和稳定燃烧，可实现发动机的长时间稳定工作，具有更好的研究和应用前景.

燃烧室构型对固体燃料超燃冲压发动机自点火的影响

迟鸿伟, 魏志军, 李彪, 王利和, 王宁飞

2016, 31(8): 1985-1994. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2016.08.025

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945

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摘要:
数值研究了PMMA（聚甲基丙烯酸甲酯）在带凹腔的固体燃料超燃冲压发动机燃烧室中的瞬态自点火机理以及燃烧室构型对自点火的影响.基于求解非定常二维轴对称RANS（Reynolds-averaged Navier-Stokes）方程建立数值模型，湍流模型采用SST（shear stress transport） k-ω模型，燃烧模型采用有限速率/涡耗散模型.结果表明：反应物在凹腔提供停留时间内，产生的化学反应热能够持续积累并提高，使得反应气体达到点火温度时，燃烧室能够实现自点火.凹腔长度、凹腔直径、收敛角和平直段直径是燃烧室构型中影响自点火的主要因素.并提出了一种阶梯式凹腔构型，用于增强自点火性能.

液体火箭发动机尾焰对发射平台冲击效应

蔡红华, 聂万胜, 侯志勇

2016, 31(8): 1995-2001. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2016.08.026

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771

534

摘要:
为研究液体火箭发动机尾焰对发射平台的冲击效应特性，建立液体火箭发动机尾焰对发射平台冲击数值计算模型.针对液氧/煤油发动机尾焰对发射平台冲击特性，基于建立模型研究了喷管出口距离平台3，5m工况下推进剂流量和复燃对冲击特性的影响，并分析了影响差异及其产生差异的原因.结果表明：尾焰自由射流区的激波膨胀、压缩距离和壁射流区面积随推进剂流量的增大而增大；考虑复燃化学反应不仅改变了自由射流区和滞止区的形状结构，而且增大了壁射流区的面积和温度；复燃和推进剂流量均是通过影响尾焰结构对冲击特性产生影响，具体影响效果与喷管出口和发射平台间距离有关.

液体推进剂在轨加注技术与加注方案

王磊, 厉彦忠, 马原, 谢福寿

2016, 31(8): 2002-2009. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2016.08.027

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883

533

摘要:
梳理了推进剂空间加注的关键技术，介绍了不同流体空间加注的系统组成与加注程序，提出了我国开展相关研究的思路.研究表明：①气液相分离是实现推进剂空间加注的基础，常温推进剂可采用挠性隔膜或叶片式贮箱实现气液分离，而金属网状膜通道式液体获取装置（LAD）在低温流体空间分离领域效果最佳；②低温推进剂空间加注需要结合空间热防护技术、蒸发量控制技术等；③常温推进剂采用排气型空间加注，低温推进剂采用无排气加注，且可借助热力学排气系统实现大充灌率加注；④我国可按照先常温后低温的思路开展研究，并充分借鉴现有实验平台与研究成果的支持.

渐开线直齿轮的动力学与弹流润滑耦合

邹玉静, 常德功

2016, 31(8): 2010-2020. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2016.08.028

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825

594

摘要:
综合考虑时变啮合刚度和油膜刚度、表面粗糙度以及摩擦转矩等对动力学行为的影响，基于载荷分担理论和动力学理论建立了六自由度渐开线直齿轮摩擦动力学模型.采用解耦方法求解该摩擦动力学模型，即将摩擦动力学模型求解获得的动态轮齿作用力和表面速度用于润滑分析中，反过来润滑分析获得的摩擦因数和油膜刚度将用于动力学分析计算中.通过实例研究了摩擦学特性和动力学行为以及两者之间的耦合关系.研究表明：考虑耦合效应后齿轮综合刚度略有下降.滑动摩擦力对垂直于啮合线方向的动态响应的影响比较显著，摩擦力会加剧该方向的振动.动态载荷对油膜厚度、油膜承载比例、油膜温升和摩擦因数影响均较大，且动力学行为对油膜温升分布的影响取决于相对滑动速度的大小.

某航空齿轮润滑喷嘴结构对喷嘴射流特性的影响研究

张瑞强, 刘少军, 胡小舟

2016, 31(8): 2021-2028. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2016.08.029

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1062

597

摘要:
为了研究喷嘴结构对喷嘴射流扩散角和射流流量的影响，采用基于FLUENT的大涡数值模拟方法对喷嘴三维射流流场进行了二相流仿真和单相流仿真，分别通过高速可视化和喷射滑油称重的方法测量了喷嘴射流扩散角和射流流量，并用测量结果对二相流仿真和单相流仿真进行了合理性验证.当喷嘴长径比大于2且喷孔轴线与喷孔上游管道轴线的夹角在0°~90°之间时沿喷孔轴线距喷孔出口100mm范围内射流扩散角近似为零，且增加喷孔直径、喷孔轴线与喷孔上游管道轴线的夹角或者减小喷孔轴向长度均会引起射流流量的增加.结果表明：当喷嘴长径比大于2且喷孔轴线与喷孔上游管道轴线的夹角在0°~90°的范围内变化时对射流扩散角的影响很小；喷孔直径、喷孔轴向长度和喷孔轴线与上游管道轴线的夹角通过影响局部损失和沿程损失，从而影响喷嘴射流流量.

基于模型的航空发动机系统安全性研究

鲍梦瑶, 李果, 丁水汀

2016, 31(8): 2029-2039. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2016.08.030

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930

638

摘要:
在分析概括传统系统安全性分析的基础上，提出了一种基于模型的航空发动机系统安全性评估流程和分析方法，其从航空发动机系统自身特点出发，统一安全性分析和发动机性能设计模型，实现安全性设计和性能设计之间的平衡交互，以保证安全性分析结果的一致性、完整性和客观性.经概括，该流程方法所需突破的3个关键技术有：①失效模式的描述方法；②关键影响因素的分级和定位方法；③安全性分析验证方法.

基于切换多胞LPV的涡扇发动机全包线中间状态控制

吴斌, 黄金泉

2016, 31(8): 2040-2048. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2016.08.031

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791

543

摘要:
针对航空发动机全包线内参数变化范围较大，单一控制器很难保证全包线内的控制效果的问题，提出了基于切换多胞线性变参数（LPV）的发动机全包线中间状态控制方法.根据发动机的进口条件将飞行包线分为相互重叠的子区域，将多胞理论及状态重置切换方法引入控制器求解，给出了能够保证切换多胞LPV系统鲁棒稳定的线性矩阵不等式（LMI）条件；利用求解出的Lyapunov矩阵设计各子区域的LPV控制器，并结合几何位置调度策略实现子区域LPV控制；利用局部重叠的滞后切换策略和状态重置切换律实现全包线内各控制器的切换，并证明了该闭环切换系统的稳定性.最终以某型涡扇发动机为研究对象进行仿真验证，结果表明：采用该控制方法稳态误差能够控制在0.1%以内，超调量不大于0.5%.

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