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2018年  第33卷  第9期

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燃烧、传热、传质
生物质气燃烧稳定性与层流燃烧特性的试验
曾文, 李玮薇, 罗虎, 何昊宸, 刘宇, 陈保东
2018, 33(9): 2049-2057. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2018.09.001
摘要 PDF(903KB) icon790 icon794
摘要:
为了获得沼气的燃烧稳定性与层流燃烧特性,在定容燃烧弹中试验测量了当量比范围为0.7~1.4、初始压力范围为0.1~0.5MPa、初始温度范围为290~380K条件下沼气的层流火焰传播特性。同时,对其燃烧稳定性与层流燃烧速度的主要影响因素进行了分析。结果表明：当层流燃烧速度小于0.15m/s时,火焰在发展过程中将出现浮力不稳定,火核中心逐渐向上飘起。马克斯坦长度随初始压力的升高或当量比的降低逐渐变小,火焰前锋面不稳定性得到增强；初始温度对马克斯坦长度的影响不明显。随当量比的升高,无拉伸火焰传播速度与层流燃烧速度先升高后降低,两者的最大值出现在当量比为1.1时；同时,沼气的层流燃烧速度随初始温度的降低或初始压力的升高逐渐降低。
空气中逸散水蒸气传热及相变过程的行为研究
谢业平, 刘永泉, 张志学, 童岩鹏, 李宝宽
2018, 33(9): 2058-2066. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2018.09.002
摘要 PDF(1002KB) icon752 icon925
摘要:
针对航母舰载机蒸汽弹射器滑道逸散水蒸气的传热与凝结现象，建立空气/水蒸气/凝结水三流体的流动、传热及相变过程数学模型。其中具有描述水蒸气复杂过程热力学行为的IAPWS模块以自定义程序并入模型中，利用Eulerian-Eulerian模型加入质量传递、能量传递和动量传递方程来实现水蒸气流动过程中传热传质问题的研究；在质量传递模型中加入液滴成核和生长理论模型，研究水蒸气的凝结过程。结果表明：在流动过程中，空气-水蒸气-液态水三流体混合，温度逐渐趋于一致；进气道入口压力越低，发动机对水蒸气的吸入量越大；伴随空气流动的水蒸气温度不断下降，并且会因有凝结现象发生；随着空气来流速度的增加，水蒸气的吸入量也会呈现先增加后下降的趋势；随着水蒸气流速的提高，水蒸气进气量上升，空气所占比例有所下降，但仍然是主导地位。
三旋流燃烧室燃烧特性试验
徐丽, 刘凯
2018, 33(9): 2067-2073. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2018.09.003
摘要 PDF(841KB) icon794 icon900
摘要:
针对舰船用燃气轮机低污染排放要求,试验研究了一种三旋流贫预混燃烧室燃烧性能。结果表明:三旋流燃烧室内、中旋流角决定了点火成功与否,而外旋流角仅对点火、熄火极限有影响。采用内、中、外旋流角依次增加10°,旋流数依次增加33.3%、25.0%的组合方式有较好的点火、熄火性能；贫油点火油气比最低为0.05236,高于非预混燃烧室的一般标准,熄火油气比最低为0.00478,低于一般要求；燃烧室出口温度分布系数为0.2279,完全满足设计要求； NOx排放指数为2.62g/kg,低污染优势明显。CO排放指数较高,为35.4g/kg,导致燃烧效率略低,仅为0.9847。
乙烯燃烧化学动力学机理的简化与分析
李瑞, 何国强, 秦飞, 刘冰, 席双惠
2018, 33(9): 2074-2083. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2018.09.004
摘要 PDF(1023KB) icon850 icon889
摘要:
为了获得高精度、小尺寸的乙烯简化机理,采用基于误差传播的直接关系图(DRGEP)法和反应路径分析(PFA)法对USC(University of Southern California)-Ⅱ机理在宽范围工况下进行简化,通过取交集方式得到了包含38个组分和243个反应的框架机理,采用灵敏性分析得到了包含30个组分和167个反应的框架机理,其最大点火延时误差为7.10%。在较宽的工况范围内对30个组分的框架机理进行了验证与机理分析,结果表明:此框架机理在点火延时,火焰传播速度,温度曲线,组分摩尔分数曲线,反应的灵敏性系数,反应路径和不确定性等燃烧特性参数与详细机理吻合较好。通过准稳态假设(QSSA)方法简化得到了更适用于工程应用的24个组分和20个总包反应的全局简化机理,并验证了其点火延时。
Probe design for measuring total temperature of combustor outlet based on water cooling
ZHAO Kai, LI Feng, LU Fuguo, ZHOU Tao, YANG Hongyu
2018, 33(9): 2084-2092. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2018.09.005
摘要 PDF(291KB) icon724 icon757
摘要:
To obtain the outlet temperature of combustor, a kind of high-temperature and water cooling thermocouple was designed. The main factors affecting the results of thermocouple measurement were analyzed after numerical simulation. Results showed that the high-temperature water cooling thermocouple can achieve high temperature measurement under the condition of 2400K. With the increase of the distance between the water cooling structure and the stagnation cover, the temperature measurement result was more accurate, and the increase in the area ratio of the inlet and outlet of the stagnation cover within a reasonable range can make the measurement results more accurate. The surface emissivity of the measuring point had a great influence on the radiation error. The pressure and flow rate of cooling water can be effectively reduced after adding zirconia coating onto the surface of the rake body.
不同液滴破碎模型的验证及柴油机在燃气混合过程中的应用
齐文亮, 明平剑, 张文平, 彭晔
2018, 33(9): 2093-2100. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2018.09.006
摘要 PDF(961KB) icon825 icon760
摘要:
在射流不稳定性理论的基础上,将喷嘴内部的湍流流动以权重的形式加入初次破碎模型中；根据液滴的变形量采用TAB与KH-RT模型竞争的机制来计算液滴二次破碎；建立了Hybrid液滴破碎的数学模型。通过与实验数据、TAB和KH-RT破碎模型的计算结果对比,验证模型计算的准确性。Hybrid模型计算的液滴碰壁后飞溅半径和高度的最大相对误差分别为8%和6%,远小于其他两个模型的最大相对误差值。将验证过的三个破碎模型应用于柴油机中,比较了三个破碎模型对燃油分布的影响。研究发现,Hybrid模型的计算结果较比TAB和KH-RT模型准确度更高。
RP-3航空煤油三组分替代燃料简化机理验证
方文, 颜应文, 刘云鹏, 李丼华
2018, 33(9): 2101-2111. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2018.09.007
摘要 PDF(1276KB) icon897 icon799
摘要:
利用机理自动简化程序ReaxRed对航空煤油RP-3三组分替代燃料半详细化学反应动力学模型采用两种方案分别进行了简化。方案一采用直接关系图（directed relation graph,DRG）法构建了109组分423步基元反应，方案二在方案一的结果上采用基于误差传播的DRG（directed relation graph based on error propagation,DRGEP）方法和计算奇异摄动（computational singular perturbation,CSP）法构建了84组分271步基元反应。结合点火延迟试验数据对方案二所构建的简化机理进行了验证，并且采用层流火焰速度、温度和重要产物等方面的数值计算结果进行对比分析，结果表明：方案二所构建的简化机理在简化过程中保留一定的计算精度前提下更加经济实用，其中在各种工况下方案二简化机理和半详细机理的点火延迟时间之间的平均误差在6%以内并且它们在火焰传播速度方面平均误差在不超过8%。采用本生灯预混燃烧器为物理模型，以RP-3航空煤油为燃料，进行相应的试验研究来验证方案二的简化机理，结果表明该简化机理数值计算结果与试验数据较吻合。
二维凹面腔内暂冲式激波聚焦机理的实验
王川, 陈鑫, 荣康, 赵罡, 谭胜
2018, 33(9): 2112-2122. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2018.09.008
摘要 PDF(1573KB) icon719 icon801
摘要:
针对两级脉冲爆震发动机中第二级凹面腔内激波聚焦起爆能量和周期的研究,设计了二维凹面腔内暂冲式激波聚焦实验系统。通过分析粒子图像测速系统捕捉的照片和动态压力数据,获得了凹面腔内激波聚焦高压区压力特性和多循环流场演化特征。并且开展了A和B两种型面凹面腔的对比实验,进一步分析了多循环激波聚焦的形成机理。结果表明：入射激波第一次在凹面腔底部聚焦后形成的聚焦反射激波在喷口射流边界上发生反射,产生的反射激波再次在凹面腔底部聚焦,形成了第二次激波聚焦,如此往复便形成了周期性的激波聚焦,聚焦频率高达7~10kHz；并且,速度场和射流强度随入射激波碰撞而减弱,在排气过程中又增强,呈现周期性变化。
当量油气比对内燃波转子燃烧特性的影响
李维, 李建中, 巩二磊, 张开晨, 袁丽
2018, 33(9): 2123-2128. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2018.09.009
摘要 PDF(732KB) icon745 icon923
摘要:
为了研究当量油气比对内燃波转子燃烧特性的影响规律,采用控制变量法,保持内燃波转子转速、混气填充速度不变,通过调节燃料喷射体积流量改变混气的当量油气比。在不同的当量油气比下开展内燃波转子燃烧特性试验。试验结果表明：当量油气比对于内燃波转子燃烧过程影响很大,随着当量油气比的增加，内燃波转子获得的燃烧压力增益增大,在内燃波转子转速为900r/min、混气填充速度为6.741m/s、当量油气比为1.442时,6个工作循环内平均燃烧压力增益达到246.29％,火焰平均传播速度随当量油气比呈类似正态分布,在化学恰当比附近达到最大10.8m/s。当量油气比小于1时，两组工况下火焰锋面呈向下倾斜状传播,当量油气比大于1时，两组工况下火焰锋面呈向上倾斜状传播。
叶轮机械
离心叶轮气动阻尼的数值分析
肖军, 杨启超, 王乐
2018, 33(9): 2129-2138. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2018.09.010
摘要 PDF(1295KB) icon656 icon6
摘要:
为进行运动边界下离心叶轮流场的数值分析，独立开发了网格变形程序和非定常流动分析程序，实现了流场中振动离心叶轮的气动阻尼计算。采用紧支撑径向基函数法进行结构到气动表面变形的数据传递，应用二叉树技术进行壁面距离的计算，大幅提高了网格变形和流场分析中距离搜索的计算效率。通过振动叶栅和离心叶轮的算例，验证了程序应用于运动边界流场计算和叶轮流场模拟的正确性。以某离心叶轮为对象，展开其模态气动阻尼比的计算分析。结果表明：考察的两个模态下气动阻尼比均为正值，小幅振动下模态气动阻尼比与振幅无关，轮盘振动模态下叶轮的气动阻尼比随工况接近失速而逐渐减小。
涡轮转子叶尖泄漏涡涡核稳定性及控制
魏佐君, 段文华, 乔渭阳, 刘建, 韩品连
2018, 33(9): 2139-2149. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2018.09.011
摘要 PDF(1609KB) icon1035 icon950
摘要:
以GE-E3第一级涡轮转子为研究对象,对转子叶尖泄漏涡涡核破碎特征和稳定性机理进行了分析和归纳。研究表明：叶尖泄漏涡涡核破碎的动力是离心不稳定性；发生失稳后,涡核区域迅速膨胀,形成低速的回流区；涡核的稳定性取决于螺旋因子和逆压梯度两个因素。然后,从涡核稳定性的角度开展了叶尖泄漏损失控制的研究,计算表明：叶尖叶型的负荷前移能够减少叶片尾缘附近间隙内的横向压力梯度；吸力面喉部位置以后型线拉直能够减少喉道后的扩压系数；通过这两个措施生成的新叶片能够有效地减弱叶尖泄漏涡,抑制涡核的不稳定性,减少叶尖泄漏流损失。
采用DMD方法研究叶栅不同攻角的拟序结构
洪树立, 黄国平, 陆惟煜, 王进春
2018, 33(9): 2150-2160. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2018.09.012
摘要 PDF(1371KB) icon775 icon564
摘要:
为分析平面叶栅分离流非定常拟序流动特征,对三个不同攻角下的叶栅进行了单通道的大涡模拟仿真,并采用动力模态分解（DMD）三个工况的流场结构进行了分析。DMD方法对包含复杂时空信息的叶栅分离流流场进行了解耦,剥离出了反映流场主要动力信息的模态,获得了其频率和与之对应的空间结构。并且通过DMD方法,将原本需要研究大量不同时刻的流场,转移到仅需要对少量模态的研究即可,实现了保留主要动力特征的低维近似。通过DMD分析表明：气流经过叶片前缘产生流动分离,形成不稳定的剪切涡结构,它和尾迹区脱落涡相互耦合,并形成新的拟序结构。随着攻角的增大,前缘剪切涡及其与尾迹涡的耦合也同时增强,流场变得更加复杂。
多级轴流压气机彻体力模型——三维应用
郭晋, 胡骏, 屠宝锋
2018, 33(9): 2161-2169. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2018.09.013
摘要 PDF(1231KB) icon710 icon590
摘要:
利用基于彻体力模型建立的时间推进三维计算模型，获得了某单级跨声速压气机在周向总压进气畸变下的总体特性及流场分布，并与相关试验数据进行对比，以验证该模型的准确性及可靠性。随后利用该模型详细分析了进口分别存在周向总压进气畸变及对涡旋流畸变下某四级低速轴流压气机内部流场特征。单级跨声速压气机总体特性的计算结果与相关试验数据的相对误差不超过2%，且内部流场参数的分布特征也与试验结果相吻合。四级低速轴流压气机的计算结果反映周向总压进气畸变导致压气机气动性能及稳定性恶化，对涡旋流进气畸变则影响有限。同时揭示了不同形式的进气畸变在多级轴流压气机内部的传递过程，充分说明该模型在进气畸变这类工程问题中的广泛应用前景。
气-固耦合设计对斜流叶轮性能影响的数值分析
赵梓妤, 刘振侠, 吕亚国
2018, 33(9): 2170-2177. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2018.09.014
摘要 PDF(1078KB) icon657 icon598
摘要:
为了获得在设计工况下性能最佳的叶型,提出一种三维单向气-固耦合迭代设计方法。对三维气动设计得到的热态叶型（记为RT)进行单向气-固耦合计算,获得设计点流场特性和热态叶型变形量。采用基于面积平均的三维插值造型方法,分别获得进行机匣处理和不进行机匣处理的冷态叶轮(分别记为RC和RC-tip)。对冷热态叶轮流场的数值分析结果表明:与热态叶轮相比,冷态叶轮在设计转速下堵塞点流量提高1.93%；冷态叶轮的叶片最小负荷下降约30%；在低转速下,冷态叶轮的性能曲线优于热态叶轮；说明通过该设计流程得到的冷态叶轮在叶片负荷和流通能力等方面实现了优化。
改进的离心压气机滑移因子模型
张超炜, 董学智, 刘锡阳, 高庆, 谭春青
2018, 33(9): 2178-2187. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2018.09.015
摘要 PDF(1064KB) icon734 icon588
摘要:
建立一种基于Qiu模型的改进的离心压气机滑移因子模型。该模型在Qiu模型的基础上，增添二次流项来修正滑移因子，同时考虑了出口叶片角与最大叶片角的差值及相应位置。采用亚声速叶轮Krain4、跨声速叶轮Krain6和IET200叶轮对该改进模型进行CFD验证，并对模型二次流项中常系数c的取值进行讨论。结果表明：与Qiu模型及其他传统滑移因子模型相比，该改进模型的精度较高，平均相对误差在2%以下，适用于亚声速及跨声速离心压气机。
结构、强度、振动
航空煤油泵轴尾机械密封副材料特性
姜继海, 申通, 杨堃, 赵存然, 梁海健
2018, 33(9): 2188-2197. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2018.09.016
摘要 PDF(1336KB) icon583 icon545
摘要:
为选择适合在航空煤油介质中工作的机械密封副材料,对材料的摩擦特性进行了研究,利用摩擦磨损试验机得到不同工况条件与表面粗糙度下材料的摩擦因数、温升,在原子力显微镜(AFM)下对3组典型配对材料的微观磨损形貌进行观测,分析磨粒磨损和黏着磨损的行为差异,计算磨损的关键参数。研究发现:聚四氟乙烯（PTFE)在既定条件下为性能最佳的软材料；硬材料表面粗糙度值为0.05时的摩擦性能最佳,不同硬材料间性能差异不大。研究发现PTFE在配磨材料上产生的犁沟效应最轻微,黏附的元素颗粒最少；黏着磨损会造成表面高度分布函数的偏移,利用离散化求解公式得到了黏着体积与平均黏着厚度。
基于位移场的裂纹尖端识别算法
张文东, 李三元, 董登科, 魏玉龙
2018, 33(9): 2198-2204. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2018.09.017
摘要 PDF(824KB) icon756 icon612
摘要:
提出一种基于位移场的裂纹尖端识别算法。首先建立了与裂尖位置有关的目标函数,将裂尖识别问题转化为求解最小值的优化问题；然后在位移场范围内假设裂尖位置,将非线性优化问题转变为线性问题,在给出裂尖的初始假设位置后,通过该裂尖识别算法迭代分析,最终获得裂纹尖端的准确位置。仿真测试表明,该算法6s内通过4步迭代分析就可以得到Ⅰ型裂纹区域的位移场和Ⅰ-Ⅱ混合型裂纹区域的位移场准确的裂尖位置,该方法为裂纹测量技术提供了技术支持,有极大的应用价值。
机动载荷对核心机叶尖间隙的影响初探
高琨, 申秀丽, 薛园园, 梁海涛, 张宏宇
2018, 33(9): 2205-2218. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2018.09.018
摘要 PDF(1468KB) icon655 icon592
摘要:
以典型航空发动机核心机为对象,研究模型简化方法,建立完整的计算模型,通过分析机动飞行过程中的主要载荷及作用方式,通过有限元数值模拟,得到机动载荷作用下叶尖径向间隙的变化规律,为研究间隙变化对发动机性能影响提供参考依据。分析发现：陀螺力矩和法向过载均使核心机产生明显的变形,陀螺力矩导致叶尖径向间隙相对变化量的平均值达-2.174,法向过载对叶尖径向间隙变化影响相对较弱,相对变化量的平均值达到-1.572。因此在研究叶尖径向间隙时,不能忽略机动载荷的作用效果。
静子尾迹对转子叶片气弹稳定性的影响
张小博, 王延荣, 蒋向华
2018, 33(9): 2219-2227. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2018.09.019
摘要 PDF(1180KB) icon739 icon660
摘要:
基于相位延迟方法,发展了一种可考虑前排静子尾迹对转子叶片气弹稳定性影响的能量法,并利用时间推进法对该方法进行了验证。对比分析了叶片不同模态和叶间相位角下,尾迹对转子叶片气动阻尼的影响。结果表明：尾迹对转子叶片气弹稳定性的影响显著,所发展的方法可准确、高效地对其进行模拟。与一阶扭转模态相比,尾迹对转子叶片一阶弯曲模态的气动阻尼影响更大；在不同叶间相位角下,尾迹使一阶弯曲模态的低气动阻尼进一步降低,使高气动阻尼有所增大,而对于一阶扭转模态,其影响则相反。
正交多项式在不确定转子动态响应计算中的应用及对比分析
傅超, 任兴民, 杨永锋, 邓旺群
2018, 33(9): 2228-2234. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2018.09.020
摘要 PDF(695KB) icon754 icon590
摘要:
为研究航空发动机转子系统中的区间不确定性对系统动态响应的影响，提出利用正交多项式求解不确定转子响应的非嵌入式区间分析法，克服了传统概率方法需要参数先验概率分布的苛刻要求。用有限元法建立了悬臂转子的确定性运动方程，阐述了Chebyshev和Legendre两种正交多项式建立响应代理模型的原理和计算步骤。通过与Monte Carlo抽样对比，验证方法的可行性和精度。对照Monte Carlo方法500样本的计算结果，两种多项式区间法计算结果都具有较高精度，误差均小于1%，而计算时间则分别为Monte Carlo法的2.5%和5.4%，Chebyshev多项式方法具有更高的计算效率。分析了不同不确定参数在不同不确定水平下，系统的响应范围。研究表明，正交多项式区间分析法可高精度高效率地计算转子系统区间响应范围，不确定性对该转子系统动力特性影响很大，多源不确定性传播可引起转子系统大幅振动。
一种双时间尺度函数Wiener过程性能退化模型
张雄健, 王治华, 肖强, 张勇波, 傅惠民
2018, 33(9): 2235-2241. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2018.09.021
摘要 PDF(607KB) icon767 icon582
摘要:
为通过性能退化数据评估产品的可靠性，基于广义Wiener过程提出了一种双时间尺度函数模型以描述产品退化过程。采用极大似然估计(MLE)法求解模型参数，推导了其寿命分布(FTD)，进而进行可靠度分析和寿命评估。对模型进行了Monte Carlo模拟验证和实例应用，并将目前常用的混合效应Wiener过程模型作为参考方法进行了对比分析。结果表明：根据90%可靠度曲线的定义，该方法较参考方法的结果更为合理、准确。进一步的寿命评估结果表明，该方法与参考方法的平均寿命相差232.9h，90%可靠寿命结果相差109.4h，且参考方法计算结果偏于危险。
气动热力学与总体设计
移动插板容腔对发动机压力畸变流场的影响
彭生红, 钟华贵, 吴锋, 田应维, 李腾, 邝文
2018, 33(9): 2242-2247. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2018.09.022
摘要 PDF(809KB) icon830 icon584
摘要:
基于移动插板容腔对发动机进气压力畸变流场影响,获取了移动插板容腔对小进口直径发动机流场扰动特性。通过发现问题、分析问题、数值模拟、改进设计与试验验证等技术过程,证明了移动插板容腔降低了进气压力畸变流场强度,其影响范围为进口直径小于200mm的发动机,且为避免移动插板容腔对发动机进口气流流场的扰动,设计压力畸变装置时应采取相应措施减小插板容腔体积。
受限混合层的线性稳定性
高军, 李佳, 刘凤君, 岳才谦, 时晓天
2018, 33(9): 2248-2256. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2018.09.023
摘要 PDF(1138KB) icon650 icon562
摘要:
针对超声速边界层/混合层组合流动,利用可压缩线性稳定性理论研究了流动的线性失稳特性。基本流场选取了具有不同速度特征的两股来流,采用双曲正切的混合层剖面叠加可压缩边界层自相似性解剖面构造。重点考察了混合层中心与壁面距离、对流马赫数等参数对组合流动稳定性特征的影响,其中壁面采用绝热壁面。混合层中心与壁面的距离为5~15倍的边界层厚度,混合层的对流马赫数为0.6~1.2。结果表明:该组合流动中存在独特的多重不稳定模态,并相互影响；且其不稳定模态随着壁面距离及对流马赫数的变化呈现出不同的主导行为。
基于密切原理的Bump进气道外压缩鼓包逆向设计
郑晓刚, 李怡庆, 欧阳智贤, 朱呈祥, 尤延铖
2018, 33(9): 2257-2267. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2018.09.024
摘要 PDF(1270KB) icon648 icon525
摘要:
基于密切乘波理论提出一种Bump进气道外压缩鼓包的设计方法，可根据制定的激波形状及其曲率中心分布来逆向求解外压缩鼓包型面。通过引入曲率中心分布这一变量，可以控制横截面激波形状并调节外压缩鼓包的三维外型及其表面横向压力分布，进而提高外压缩鼓包的附面层排移能力。同时，发展了一种Bump进气道的流量系数快速估算法，能够在设计初期以不超过2%的误差快速给出进气道的流量系数。结果表明:基于密切原理的外压缩鼓包设计有利于改进Bump进气道的流量捕获和附面层排移能力。算例中，较锥导鼓包模型，密切鼓包方法设计的Bump进气道流量系数提升4.03%，附面层排移能力提升2.12%。
三维并联式TBCC发动机排气系统设计与实验
花文达, 徐惊雷
2018, 33(9): 2268-2277. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2018.09.025
摘要 PDF(1250KB) icon659 icon499
摘要:
为实现三维并联式TBCC排气系统的设计,利用基于二维最大推力理论的密切法设计了圆转矩变截面非对称冲压发动机喷管,并在冲压发动机喷管上壁面为三维曲面的条件下,利用转动加滑动共用面的调节方式实现了涡喷发动机喷管的内型面设计及其喉道面积的调节,从而完成了排气系统设计。随后对设计结果进行了冷流实验验证。结果表明,这种排气系统设计方法具有可行性。在冲压单独工作状态,壁面压力分布的数值计算与实验结果吻合较好,相对方均根偏差低于10.8%；在涡喷单独工作状态及共同工作状态,上壁面压力在激波附面层干扰区域内偏差较大,最大相对偏差可达30.6%。但壁面压力分布的数值计算与实验结果的整体变化趋势一致。
一种CARET进气道喉部附面层抽吸数值研究
何天喜, 王强
2018, 33(9): 2278-2284. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2018.09.026
摘要 PDF(867KB) icon524 icon484
摘要:
以一种CARET(后掠双斜切双压缩面)进气道为研究对象,设计喉道附面层抽吸槽以控制流动分离。采用CFD数值计算软件对进气道在设计点工况下（马赫数为2.0)下内、外流场进行计算,以总压恢复系数和进气道出口总压畸变为评价指标分析不同抽吸方案的效果。结果表明:喉道附面层抽吸能够稳定结尾正激波,削弱激波/附面层干扰,抑制流动分离,显著改善流场,提高总压恢复系数,减小出口畸变；喉道段抽吸槽位置靠前能够明显降低出口畸变；随着抽吸量的增大,附面层抽吸对进气道内特性性能提升的贡献越来越小。
自动控制
基于动态集成算法的航空发动机气路参数预测
张一震, 钟诗胜, 付旭云, 林琳
2018, 33(9): 2285-2295. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2018.09.027
摘要 PDF(1118KB) icon611 icon546
摘要:
针对单一学习机对航空发动机气路参数预测困难的问题,提出了基于动态加权核密度估计（DWKDE)组合方法的集成预测算法,该组合方法选择测试样本的近邻样本,通过评估学习机在近邻样本的局部性能动态确定各学习机的权值,并基于该权值利用加权核密度估计实现数据序列的集成预测。该组合方法不易受离群值和样本不对称分布的影响,将该组合方法用于AdaBoost.RT和AdaBoost.R2算法,获得了改进后的集成学习算法。实验证明:相比于神经网络和原始集成学习算法,改进后的集成学习算法较好地提高了航空发动机气路参数序列的预测精度,方均根误差（RMSE)指标至少可降低27%。
Method for designing constant thrust power schedule
MIAO Keqiang, WANG Xi
2018, 33(9): 2296-2304. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2018.09.028
摘要 PDF(537KB) icon540 icon573
摘要:
In order to make the power level angle (PLA) have the same bijection relationship with the thrust when the environment changes before operational limit exceedance, and ensure the pilots ability of unrestricted throttle movement as well as the safety of the engine, a method used to design a constant thrust power schedule was proposed. The research was based on a simulink turbofan engine model and the results were organized as look-up tables in different structures with limitations. Simulation was done to confirm the validity and demonstrate the effectiveness of the schedule obtained with the approach. The constant thrust takeoff schedule, constant thrust idle schedule and constant thrust part power schedule with the present constant thrust control (CTC) method were proved to be valid. The results can be applied to this specific engine but the method can be applied to any areoengine and can be even extended to the unmanned plane.

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