航空动力学报

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洪杰, 栗天壤, 王永锋, 马艳红

2018, 33(2): 257-255. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2018.02.001

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863

705

摘要:
为揭示叶片丢失激励下转子系统动力学响应特征,考虑涡扇发动机低压转子刚度/质量分布特征、载荷传递特征、转静件耦合特征等,建立了高速柔性悬臂转子系统动力学模型。对突加不平衡激励及持续碰摩约束下转子系统动力学响应特性进行分析。结果表明:所建立转子动力学模型可以有效反映叶片丢失激励下转子冲击振动和复杂简谐振动响应特征。在突加不平衡激励下转子系统的瞬态振动响应加剧,具有显著冲击响应特征,并伴有转子横向固有振动。持续碰摩所产生的约束作用可使转子临界转速发生变化,虽然响应幅值降低,但频率成分及转子振动趋于复杂。

考虑表面加工状态的粉末盘低循环疲劳寿命分析

冯引利, 杨健, 吴长波

2018, 33(2): 265-272. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2018.02.002

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797

594

摘要:
分析了表面加工状态对疲劳性能的影响，建立了基于MansonCoffin公式考虑表面加工状态的低循环疲劳寿命分析方法。分析不考虑与考虑表面加工状态某FGH96粉末合金盘的低循环疲劳寿命，分析结果表明：表面加工状态对低循环疲劳寿命的影响程度为30%～40%。完成了某FGH96粉末合金盘的低循环疲劳寿命试验，试验结果表明：不考虑表面加工状态的预测寿命分散度大，考虑表面加工状态的预测寿命分散度小。

石墨圆周密封热结构耦合分析

闫玉涛, 张博, 胡广阳, 赵中强

2018, 33(2): 273-281. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2018.02.003

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761

631

摘要:
综合考虑作用于石墨圆周密封环机械载荷和温度载荷,利用软件ANSYS完成石墨圆周密封结构分析、稳态热分析和热结构耦合分析。结果表明：石墨圆周密封环主密封面应力分布均匀,最大等效应力出现在接头搭接处,这是由于接头搭接处结构特点,使密封环在此处所受气体不平衡力较大引起的。辅助密封面受载荷力矩作用引起应力分布不均,导致不平行密封缝隙出现,影响密封性能。密封环温度场分布均匀,主密封面的温度高于辅助密封面,接头搭接处接触面积大,温度显著升高。热效应对石墨圆周密封性能影响不容忽视,考虑热效应作用时,密封环应力值产生了一个数量级的升高,并使最大应力区域自主密封面接头边缘处向中心附近移动。

油膜轴承的高速双悬臂转子随机不平衡振动特性实验

宾光富, 李鸿光, 王钢, 李学军

2018, 33(2): 282-289. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2018.02.004

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756

630

摘要:
建立了含圆瓦轴承的双悬臂转子系统动力学模型,分析了不平衡激励与系统动力学响应的关联。采用升速和定速实验分别研究悬臂圆盘不平衡典型组合下幅值大小、轴向位置和相位差对跨2阶临界转速转子系统振动响应的影响。结果表明:右盘不平衡对1阶振动敏感,而左盘不平衡则对2阶敏感；同相比反相不平衡激发倍频成分丰富,且能抑制12分频；适量不平衡可引发转子振幅超过联轴器许用误差补偿值而导致“共振高频带”现象。

叶片丢失后发动机整机响应模拟试验与仿真

刘璐璐, 赵振华, 陈伟, 吴建林, 罗刚

2018, 33(2): 290-298. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2018.02.005

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865

712

摘要:
依据大涵道比涡扇发动机结构设计了叶片丢失试验台,开展了一系列模拟叶片丢失试验,并采用显式有限元方法进行了数值仿真,研究了发动机叶片丢失后整机结构响应与载荷传递规律。结果表明:丢失叶片与机匣存在叶尖与叶身两次撞击,对应的加速度曲线存在两个响应峰值；转子转速越高,加速度响应幅值越大。叶片飞断后转子不平衡载荷传递路径为前轴承支承-中轴承支承-中介支板-机匣结构；叶片撞击机匣导致的冲击载荷则由风扇机匣向后传递,最终传给吊装结构；发动机承受的载荷是由不平衡和冲击影响耦合得到,其中冲击载荷为主要部分。该研究为掌握真实发动机叶片丢失下整机响应规律提供了试验模拟方法与数值仿真分析工具。

非接触转子振动位移采集系统测试误差

张岩松, 邱大明, 王洪斌

2018, 33(2): 299-304. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2018.02.006

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716

582

摘要:
对基于叶尖定时测量原理开发的非接触转子振动位移采集系统(NRDMS)测试误差进行了研究分析。将模拟叶片振动标准信号作为采集系统测试的输入信号,研究了测试对象参数和采集系统时基信号对测试结果误差的影响,理论和测试结果分析表明：测试误差主要受采集系统时基信号和转速的影响,采集系统的最大引用误差为0.066%。

基于序贯回归的小样本测试性验证试验方案

陈然, 连光耀, 张西山

2018, 33(2): 305-312. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2018.02.007

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672

633

摘要:
针对现有测试性验证试验方案难以实现较小样本量下满足置信水平要求的测试性评估问题，提出了基于序贯回归的小样本测试性验证试验方案。提出并证明了成败型试验序贯样本回归可行性假设；对序贯样本进行回归分析，实现了小样本下的测试性评估；建立了评估优化方案，实现了满足置信水平要求的测试性评估。实例验证表明：该方法可同时适用于有双方风险要求和置信水平要求的场合，且完所需样本量明显减少,在案例中平均减少了22.3%，最大减少了85%。

涡轮叶片异型冠结构优化设计

上官荣海, 郝艳华, 黄致建

2018, 33(2): 313-319. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2018.02.008

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802

614

摘要:
在低压涡轮叶片异型冠结构设计研究的基础上,探索异型冠结构优化设计方法。为了达到减轻质量的目的,在传统锯齿冠结构的基础上提出异型冠结构的初步设计方案,并以软件UG NX为平台,实现带异型冠涡轮叶片的参数化设计。通过对异型冠结构参数的灵敏度分析,制定了涡轮叶片异型冠结构的双目标优化设计流程。该方法实现了在保证异型冠结构强度及刚度的前提下,叶冠质量最轻及叶冠质心位置最优调控的目标。优化结果表明：叶冠质量降低了53.05%,最大应力下降了43.41%,最大径向变形量下降了45.80%。

基于二次点火的飞行器横向转移入轨弹道设计

鲜勇, 刘凯, 凌王辉, 张大巧

2018, 33(2): 320-326. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2018.02.009

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751

592

摘要:
为了解决航天器发射过程因发射场地的地理位置约束造成的入轨夹角问题,基于火箭上面级二次点火,对航天器横向转移零速度偏差入轨弹道进行了设计。对二次点火和变射面横向转移弹道进行了研究,根据横向转移弹道特点,为简化控制程序,分时序对火箭二级非连续点火纵横向飞行程序进行了设计；并分析横向转移入轨弹道各项约束条件,建立弹道优化模型。根据弹道设计模型,以某两级液体燃料运载火箭为研究对象,对二次点火横向转移入轨弹道进行优化仿真。结果表明：入轨时刻航天器位置偏差为0.391m,速度偏差为1.277m/s,速度偏差比二次点火固定射面入轨弹道减少了737.844m/s,满足零速度偏差入轨精度要求。

NF-6风洞喷液氮降温系统研制

周廷波, 高超, 张正科, 张国彪

2018, 33(2): 327-337. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2018.02.010

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765

579

摘要:
通过降低试验气体温度来进一步提高NF6增压连续式跨声速风洞的雷诺数,采用喷液氮降温的方式成功实现了降温运行。结果表明：风洞气流总温达到-20℃,有效提高了试验雷诺数。所叙述的NF6风洞喷液氮降温系统的设计指标、总体方案、系统组成、系统调试等,为国内连续式降温风洞的建设积累了经验。

三外涵变循环发动机推力性能优化计算及分析

韩佳, 王靖凯, 梁彩云, 苏桂英

2018, 33(2): 338-344. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2018.02.011

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881

694

摘要:
提出了一种基于商用软件Isight的三外涵变循环发动机稳态性能优化方法，构建了优化设计平台，扩展了稳态性能计算程序的参数研究及优化功能。利用所建立的优化设计平台，开展了典型状态点的优化计算，并与传统设计方法进行了对比；以最大状态推力最优为目标，分析了不同工况、不同工作模式的发动机稳态性能。研究结果表明：基于Isight的优化平台能够显著提高三外涵变循环发动机稳态性能优化的精度和效率，快速获得发动机最优性能；当以最大状态推力最优为目标时，随着进气温度的增加，推力最优的工作模式依次为单外涵+第三外涵模式、单外涵模式、三外涵模式和双外涵模式。

基于非结构重叠网格的螺旋桨滑流非定常数值模拟

龚小权, 马明生, 张健, 周乃春

2018, 33(2): 345-354. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2018.02.012

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753

621

摘要:
基于各向异性非结构混合网格及多套网格重叠技术,通过求解非定常雷诺平均Navier-Stokes(URANS)方程,分别研究了螺旋桨动力特性和螺旋桨滑流对涡桨飞机气动特性影响。运用物面相交准则实现多套网格间的挖洞,采用距离权和三线性插值技术传递重叠区变量信息,并针对定轴旋转优化了网格重叠边界。采用双时间步求解控制方程,内迭代计算采用LU-SGS(lower-upper symmetric Gauss-Seidel)方法。模拟了单独螺旋桨旋转的非定常流动,计算的拉力系数和扭矩系数与试验结果一致,表明采用的数值方法和网格技术能有效模拟螺旋桨滑流效应。数值模拟了某涡桨飞机,对比了有无滑流下飞机的气动特性,给出了滑流对飞机影响。结果表明：滑流导致其后部气流加速和旋转,改变飞机气动特性,增大飞机的阻力和俯仰力矩,导致气流下洗,影响机翼及平尾压力分布。

基于CFD和CSM耦合的通用静气弹分析方法

周强, 李东风, 陈刚, 李跃明

2018, 33(2): 355-363. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2018.02.013

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660

533

摘要:
提出了一种适用于有限元精细化建模的流固耦合插值点选择方法,通过RBF(径向基函数)方法实现流固耦合面的数据交换,实现了基于CFD/CSM(computational fluid dynamics/computational structural mechanics)耦合的通用非线性静气弹分析方法。以HIRENASD(high Reynolds number aero-structural dynamics)风洞试验模型为验证对象,数值结果很好地与风洞试验结构变形、气动压力分布吻合,验证了所发展非线性CFD/CSM耦合静气弹求解器的精度。详细研究了HIRENASD模型在大迎角(AOA)流动下的静气动弹性特性,以及该模型弹性变形对机翼气动特性影响规律。研究表明：HIRENASD弹性模型变形后其升力小于刚性模型；在小迎角范围内刚性、弹性模型升力差随迎角增大呈线性增长；当迎角大于4°后,升力差先减小后基本保持不变,呈非线性关系。

等离子体激励控制激波与边界层干扰流动分离数值研究

王宇天, 张百灵, 李益文, 肖良华

2018, 33(2): 364-371. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2018.02.014

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689

548

摘要:
针对高超声速进气道激波与边界层干扰流动分离控制问题,提出了一种低功率重频非定常激励方式,并基于雷诺平均Navier-Stokes(N-S)方程,从唯象学的角度出发,将等离子激励简化为功率密度源项,对比研究了定常与低功率重频非定常等离子体气动激励的作用机理与控制效果。结果表明：定常激励的能量沉积作用对于激波控制非常有效,并可诱导出斜激波,但是对于流动分离控制而言,其能量沉积显然过于强大,反而会使流动分离更加严重,无法满足控制要求；当采用低功率重频非定常激励方式时,对于不同功率密度的情况均存在最佳激励时长与频率,当功率密度为5.0×109W/m3时,最大射流速度可以达到895m/s,并且可以在一定程度上减弱激波与边界层干扰流动分离。

不同波系配置的鼓包压缩面引起的激波/边界层干扰特性

王娇, 谭慧俊, 黄河峡

2018, 33(2): 372-382. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2018.02.015

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603

539

摘要:
为了对不同波系配置的鼓包压缩面引起的锥形激波和来流边界层干扰的流场特性进行对比分析，分别以总偏转角相同的单锥、双锥和等熵锥等3种外锥流场为基准流场，在来流马赫数为2.0的条件下，采用流线追踪法设计了3种鼓包压缩面。在此基础上，采用数值仿真的方法对这3种鼓包压缩面在不同马赫数下的三维激波/边界层干扰流场进行了对比分析，结果表明：相比于单锥鼓包，双锥和等熵鼓包流场中的涡量集中区明显减小，且涡核处的涡量值也有所降低；对于双锥和等熵鼓包，由于受到后续波系的干扰，其表面流动的拓扑结构不再呈现出锥形相似性；双锥与等熵鼓包具有和单锥鼓包相同的边界层排移能力，且这一能力不随来流马赫数的变化而变化。此外，采用多波系配置能提高鼓包外压缩系统的总压恢复系数，波系数目越多，提升的程度就越大，且这一优势在高马赫数下更加明显。

二冲程发动机分缸不均匀性分析

梁永胜, 魏民祥, 刘锐, 季昊成, 常诚, 牛燕华

2018, 33(2): 383-391. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2018.02.016

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686

494

摘要:
针对两缸二冲程航空发动机缸间不均匀性问题,运用试验、仿真相结合的方法分析引起缸间不均匀性原因,建立发动机GT-Power一维仿真模型,通过缸压信号对发动机不同工况分缸不均匀性进行仿真分析,并进行发动机台架试验,对比分析不同工况发动机两缸缸压和空燃比。结果表明:引起缸间不均匀性的原因是缸间进气和喷油的差异,小负荷主要影响因素为喷油差异,部分负荷主要影响因素为缸间进气差异,且随节气门开度的增大差异减小,为发动机均匀性控制的软硬件实现提供理论依据。

涵道比调节对核心机驱动风扇级与高压压气机匹配性能影响

马昌友, 侯敏杰, 幸晓龙

2018, 33(2): 392-401. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2018.02.017

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927

505

摘要:
根据某核心机驱动风扇级与高压压气机匹配气动布局的特点,建立了匹配状态点关联预估简化方程并发展了匹配性能预估程序。基于两个压缩部件性能试验数据,进行了典型匹配状态涵道比预估及特点分析,研究了等转速下涵道比调节对两个压缩部件工作状态点变化规律以及匹配性能影响。结果表明:(1)涵道比设置不合理将会导致压缩部件发生旋转失速或喘振现象,从而影响两者的匹配工作；(2)随着涵道比增大,核心机驱动风扇级工况点逐渐从近喘点向堵塞点方向偏移,而高压压气机的工况点变化趋势正好相反。核心机驱动风扇级的流量变化范围比高压压气机的窄,这使得匹配总压比-流量特性线更加陡峭；(3)存在最佳匹配涵道比使稳定工作裕度和近失速边界匹配总压比达到最大,并且此时的匹配峰值总效率接近最大匹配峰值总效率；(4)随着匹配转速的提高,典型匹配涵道比呈现逐渐减小趋势,外涵流量在85%换算转速时达到最大,因此在进行外涵流道设计需全面考虑压气机的工作特性。

进口旋流周向位置对高压涡轮进口导叶气动特性的影响

周杨, 张扬, 苏欣荣, 袁新

2018, 33(2): 402-310. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2018.02.018

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658

504

摘要:
为了揭示旋流周向位置对下游进口导叶(IGV)气动特性的影响机理,采用数值模拟方法计算并分析了进口旋流在多个不同周向位置处时旋流与通道内二次流的相互作用原理,进而重点分析了3个典型位置算例中的二次流动、涡系结构和熵增情况。研究表明：进口旋流与通道内固有二次流动之间的相互作用及黏性耗散是旋流所造成损失的主要原因；通道损失最大的工况不在旋流正对叶片头部时出现,而是在旋流靠近叶片头部近压力面一侧时产生；此外,旋流与通道涡相互作用,在进口旋流达到一定强度时会在叶片尾缘附近形成诱导涡。

跨声速压气机转子叶尖泄漏涡非定常特性数值研究

刘若阳, 侯安平, 倪奇峰, 韩光辉

2018, 33(2): 411-421. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2018.02.019

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780

550

摘要:
为了研究跨声速单转子压气机系统叶尖泄漏涡的非定常特性，选取Rotor 67孤立转子为研究对象，针对不同背压工况与不同转速工况进行了非定常数值模拟。结果表明：在每一转速状态都存在一非定常边界，其将特性线分为定常部分和非定常部分。当转子运行在特性线非定常部分时，随着背压提高，叶尖泄漏涡脉动频率逐渐减小。这是由于背压提高使叶尖前缘负荷变小，叶尖泄漏涡的驱动力也变小。叶尖泄漏涡的频率特征与转子转速息息相关。高转速状态时叶尖泄漏涡主要表现出低频特征，低转速状态时叶尖泄漏涡主要表现出高频特征。这是由于转速不同，叶尖激波的脱体程度不同，激波对于叶尖泄漏涡的激励位置也不同。由非定常叶尖泄漏涡引起的压力波的周向传播速度在各转速下表现出较强的规律性。随着流量系数的减小，压力波波速呈线性减小趋势，且各转速下减小的速率大致相同。且在波速-流量系数曲线中，各转速的非定常状态起始点基本位于同一条直线。

压气机旋转不稳定性的周向模态特性及其分解方法

姚丹, 田杰, 欧阳华, 王昊, 吴亚东

2018, 33(2): 431-439. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2018.02.021

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740

547

摘要:
基于实验和数值模拟的方法,研究压气机叶顶区域不稳定压力波的周向模态特性。使用基于空间傅里叶变换的周向模态分解方法对实验和数值计算结果进行了分析,给出了实验和数值计算结果的频谱模态分解结果,得到了压气机连续周向模态特征频谱峰值。对压气机叶顶区域各模态幅值和相位的时变特性做了详细分析,得到了叶顶旋转不稳定性周向模态传播速度和传播方向。结果表明：旋转不稳定性的主模态具有稳定的周向传播结构,而其他模态波的幅值和相位存在较大波动。利用多组有限测点组合方式消除了模态混叠现象影响,将可以分析的模态上限提高数倍,取决于测点数的选择；基于该方法可以用有限测点捕捉高阶模态,大大减少了实验所需的传感器数目。

生物航煤的管理、验证标准及验证流程

杨智渊, 曾萍, 杨晓奕, 钱璟, 汪必耀

2018, 33(2): 440-447. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2018.02.022

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811

524

摘要:
为了创建自主认定航空替代燃料的审定办法，介绍了国外适航局对替代燃料的管理流程及标准ASTM D4054和ASTM D7566,以及中国适航局依据符合性验证方法制定的《含合成烃民用航空喷气燃料》（CTSO-2C701）标准。详细介绍了标准中规定的生物航煤生产工艺、最低性能标准以及获得批准书需要通过的理化性能和特定性能试验，包括发动机台架和试飞验证。标准中提出了采用技术标准规定批准书（CTSOA）的形式对生物航煤进行申请和批准。在比较国内外生物航煤管理、标准及验证流程技术基础上，总结了中国生物航煤性能验证技术、发动机台架和试飞要求，以及依据此验证技术进行了中国石化1号航煤的认证，为形成一套有别于其他国家的特定的审定办法提供了技术支持。

孔内“喷射现象”影响气膜冷却流动传热机理

姜玉廷, 林洪飞, 岳国强, 向世建, 郑群

2018, 33(2): 448-455. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2018.02.023

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637

514

摘要:
为了揭示气膜孔内不同“喷射现象”对气膜冷却流动传热的影响,在相同射流角基础上选取7种不同进气角的冷气腔以改变气膜孔内的“射流效应”,并对7种冷气腔在不同吹风比条件下进行了对比研究。结果表明：当进气角不为0°时,不同进气角会在气膜孔内产生不同的“喷射现象”。低吹风比时不同进气角的气膜冷却效率相差不大。随着吹风比的增加,不同进气角时的冷却效率存在很大差别。在吹风比为1.5,进气角不大于0°时冷气在孔外形成了强肾形涡；而当进气角大于0°时冷气在与高温主流相互作用后,上游低动量区的冷气会绕开下游高动量区冷气后贴附壁面,增大涡对之间的距离从而减弱相互增强的效应。相对于原始冷气腔,在吹风比为1.5，进气角为15°和30°时的平均气膜效率分别提高了约130%和70%。

正庚烷/空气混合气最小点火能量及其影响因素

张驰, 钟北京, 郑东

2018, 33(2): 456-462. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2018.02.024

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745

1094

摘要:
利用定容弹燃烧系统对正庚烷/空气混合气的最小点火能量进行了实验测量,获得了不同初始条件下正庚烷/空气混合气的最小电火花点火能量。实验结果表明:正庚烷/空气混合气的最小点火能量随当量比的增大先减小后增大。对于初始压力为0.1MPa和初始温度为450K的混合气,最小点火能量在当量比1.1附近达到最小值,为0.3904mJ。实验发现：正庚烷/空气预混气的初始压力和初始温度对最小点火能量有重要的影响,与对火焰传播速度的影响是一致的。分析表明,初始温度和初始压力无论是对最小点火能量还是对火焰传播速度的影响,都与混合气的化学反应速率密切相关,化学反应速率越快,火焰传播速度越大,最小点火能量越小。

双油路离心喷嘴雾化特性的半经验预测方法

肖为, 罗莲军, 马柱, 江立军

2018, 33(2): 463-469. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2018.02.025

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730

686

摘要:
为了掌握主、副油路相互干涉的机制,进而获得双油路离心喷嘴雾化特性的预测工具,开展了双油路离心喷嘴的理论和试验验证研究,研究中所涉及的供油压差范围为0.05~3MPa。理论推导了双油路离心喷嘴液膜破碎长度和索太尔平均直径(SMD)的半经验预测公式,并使用了3个不同结构的双油路离心喷嘴进行了试验验证。结果表明:双油路离心喷嘴破碎长度和SMD的预测精度达到±20%。这些半经验关系式可以作为双油路离心喷嘴设计阶段的预测工具和仿真边界条件。

一种一体化加力燃烧室的数值模拟

尹成茗, 张荣春, 樊未军, 石强, 覃文隆

2018, 33(2): 470-476. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2018.02.026

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894

547

摘要:
为适应新一代航空发动机高推质比的设计要求,设计出一种一体化加力燃烧室方案,利用截尾支板与带凹腔的分流环组合结构取代了传统火焰稳定器。对该方案进行了数值模拟研究及试验验证,结果表明：在该一体化加力燃烧室内涵中有3个低速回流区；截尾支板结构不仅起整流支板的作用,还能够起到火焰稳定器的作用；燃烧效率在90%～93%之间,流阻系数约为0.26；在所研究的工况下总压恢复系数均高于0.975,且主要的总压损失集中在截尾支板及分流环凹腔处。

考虑热变形影响的主轴轴承动态特性

于洁, 李松生, 袁伟, 陈晓阳

2018, 33(2): 477-486. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2018.02.027

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610

483

摘要:
针对角接触球轴承高速工况下内部易产生大量的热量、温升过高而引起轴承零件热变形,导致轴承内部沟道曲率中心与球中心几何位置关系发生变化，进而影响动力学状态的问题,基于轴承分析的拟静力学理论,考虑了轴承内部摩擦功耗生热和轴承零件的热变形。利用热网络法划分主轴单元热网络节点,定义节点之间的热阻抗,建立了稳态热网络模型。分析了不同工作转速和载荷下各节点温升导致的轴承零件的热变形,得出了轴承动态特性和热特性之间的耦合关系模型,并分析研究了轴承内部的动力学特性。结果表明：随着轴承工作转速和载荷的变化,考虑热变形和不考虑热变形时的轴承接触载荷和接触角有显著不同,高速条件下轴承内部的热变形对轴承的动态特性影响巨大,是轴承在正常使用期间出现故障的主要原因之一。

弹性支承下圆柱滚子轴承保持架稳定性分析

孙雪, 邓四二, 陈国定, 张文虎

2018, 33(2): 487-496. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2018.02.028

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673

464

摘要:
基于滚动轴承动力学及结构力学理论，考虑轴承柔性套圈的弹性变形，建立了弹性支承下高速圆柱滚子轴承动力学分析模型，研究了弹性支承的结构参数与轴承工况参数对圆柱滚子轴承保持架稳定性的影响。研究结果表明：（1）与刚性支承相比，弹性支承可明显提高圆柱滚子轴承保持架运动稳定性。当弹性支承具有较少的沟槽数和较薄的圆弧梁时，圆柱滚子轴承保持架稳定性更高。具体表现为保持架相图轨迹更加规则，保持架振动更低，保持架打滑率更小。（2）载荷和转速对弹性支承下圆柱滚子轴承保持架稳定性影响显著。径向载荷较大、转速较低时，弹性支承下圆柱滚子轴承保持架稳定性较高。相反，径向载荷较小、转速较高时，弹性支承下圆柱滚子轴承保持架稳定性变差。

基于DPM的试验台导流槽喷水冷却数值研究

罗天培, 刘瑞敏, 李茂, 张家仙

2018, 33(2): 497-507. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2018.02.029

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763

446

摘要:
采用计算流体动力学(CFD)技术,对某型运载火箭动力系统试验时导流槽的热环境进行了分析。计算采用氢氧(H-O)单步燃烧反应模型,标准k-ε湍流模型获得燃烧流场,并采用离散相模型(DPM)模拟了试验台的喷水降噪系统和导流槽底部喷水冷却系统。随后,用经过校验的模型对某型号发动机试验台导流槽的设计参数进行了对比研究。结果表明：试验台的喷水降噪系统及导流槽底部的喷水冷却系统均对导流槽底部有冷却效果,两者同时工作时对导流槽底部的冷却有叠加增强效果；导流槽深度加大时或者喷水量加大时会对底部热环境的改善同样有增强作用。

小功率氮电弧推力器的性能

王洋, 孟显, 潘文霞

2018, 33(2): 508-512. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2018.02.030

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560

428

摘要:
采用自然辐射冷却结构的小功率电弧推力器,实现了以氮气为推进剂的长时间稳定运行。采用间接测力方法得到推力,利用铜镜反射法拍摄喉道处的放电状态,结合测量的弧电压、弧电流和气流量数据以及导出的比冲和推力效率,对推力器运行性能和放电特性进行了研究。结果显示:在气流量为100~700mL/min,输入功率为35~55W的条件下,最大推力约为24mN,最大比冲接近175s,当弧电流为80~120mA范围内变化时,弧电压变化范围为420~520V,并且弧电压随气流量的增加呈现出先下降后上升的趋势。

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