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2020年  第35卷  第6期

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结构、强度、振动
燃气涡轮发动机风扇盘拓扑优化
刘小刚, 戴思成, 吴振豪
2020, 35(6): 1121-1130. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2020.06.001
摘要 PDF(4242KB) icon480 icon669
摘要:
在连续体结构拓扑优化数学模型的基础上,根据某燃气涡轮发动机设计图建立了1/18循环对称简化的风扇结构模型,基于固体各向同性材料惩罚（SIMP）模型插值的变密度法对结构进行了拓扑优化设计。为了获得更好的风扇盘结构拓扑优化结果,提出了一种将增加质量和整体叶盘结构相结合的方案,并应用该方案,在原始风扇盘模型的基础上设计了三种扩大求解域后的对照模型。对所有的优化结果进行模型重建,并对危险工作条件进行了校核验证。结果表明:采用该方法对某型发动机风扇盘进行结构拓扑优化,能在满足强度和刚度要求的前提下使压气机质量减少349％。
基于压气机出口静压变化率的喘振检测方法
王玉东
2020, 35(6): 1131-1139. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2020.06.002
摘要 PDF(2537KB) icon477 icon674
摘要:
采用机载测量的压气机出口静压和转子转速等参数，建立了基于一阶和二阶变化率的喘振检测方法。经核心机和整机数十次喘振试验验证，结果表明：当超出所定义的判喘阈值时，压气机出口静压一阶变化率检测到发生失速或喘振，二阶变化率和再次出现的静压或转速一阶变化率超限对发生可能性进行确认。试验证明，该方法响应时间短，检测时间低于半个喘振周期。实时检测率达到100%，虚警率低至0，尚未发现误检和漏检。
TGO非均匀增长对热障涂层应力演化和破坏机理的影响
刘扬, 全昌彪, 杨晓光
2020, 35(6): 1140-1148. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2020.06.003
摘要 PDF(3563KB) icon408 icon558
摘要:
采用内聚力模型和热生长氧化层(TGO)非均匀增长子程序,数值模拟了在热循环载荷作用下热障涂层(TBC)内部应力演化规律和开裂行为。涂层失效过程首先是源自陶瓷层(TC)内近波峰位置的拉伸和切应力共同主导的陶瓷层Ⅰ、陶瓷层Ⅱ混合型裂纹;随着循环数增加,则转向由TC内近波峰位置的切应力主导的Ⅱ型裂纹和波峰波谷中间的涂层厚度方向拉伸应力主导的Ⅰ型裂纹。整体非均匀增长和波谷均匀增长模式下的最大拉伸应力经过一定循环数后几乎不再随循环数而增加;而在波峰均匀增长和整体均匀增长模式下,最大拉伸应力则会随着循环数增加持续增长。整体非均匀增长、波谷非均匀增长模式下,20个循环后最大切应力出现在近波峰位置,分别为-16241 MPa和-15428 MPa;而整体波峰均匀增长和整体均匀增长模式下,最大切应力为-11382 MPa和-11198 MPa。对于波谷均匀增长和整体非均匀增长模式,在9个循环后出现界面裂纹。而对于波峰均匀增长和整体非均匀增长模式,在第17个循环出现界面裂纹。
航空发动机异型推力轴承轴向力测试方法
欧阳运芳
2020, 35(6): 1149-1156. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2020.06.004
摘要 PDF(2644KB) icon424 icon565
摘要:
某型航空发动机推力轴承外环与鼠笼弹支集成一体式,为满足该轴承轴向力测试要求,提出了一种新型轴向力测试改装设计和双向轴向力测试方法,给出了轴向力测试改装原则、等弯矩测力环结构设计方法及力学模型、强度计算对比分析、贴片引线设计、测试结果分析,并与现场测试结果进行了对比。理论计算与现场标定试验结果误差小于5%;现场试车中,双向测力环同步准确判断出轴向力换向转捩点,由此验证提出的轴向力测试方法具有很高的工程应用价值。
航空发动机风扇叶片的抗鸟撞设计
张海洋, 王相平, 杜少辉
2020, 35(6): 1157-1168. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2020.06.005
摘要 PDF(7890KB) icon532 icon754
摘要:
根据航空发动机结构特征和鸟撞后的风扇叶片损伤特征,提出风扇第一级转子叶片是发动机抗鸟撞关键零件,叶片前缘为抗鸟撞设计关键部位。建立一种风扇叶片鸟撞理论分析方法,研究撞击工况、结构参数与鸟撞过程、损伤模式、损伤程度的关系,提出前缘角度是抗鸟撞能力关键结构参数。当撞击工况确定后,前缘角度决定了撞击形式和叶片损伤模式,影响损伤程度。采用显示动力学仿真分析方法,设计了一种带前缘特征的模型,对前缘角度的影响规律进行了验证,并开展了实际风扇叶片改进设计,改进后的叶片被鸟撞击后变形减小最少33%,抗鸟撞击能力明显提升。
某型钛铝合金航空发动机叶片高温高周振动疲劳实验
张部声, 祝济之, 史剑
2020, 35(6): 1169-1175. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2020.06.006
摘要 PDF(1995KB) icon467 icon576
摘要:
以某型钛铝合金航空发动机叶片为研究对象,针对该型叶片高温高周振动疲劳实验时遇到的高温疲劳应力监测、高频激励等问题进行了实验方法研究。采用闭环控制最大应力的方法解决了高温疲劳应力的监测,通过夹具放大设计实现了高频激励,利用辐射加热和电磁振动台完成了温度载荷和振动载荷的综合施加。运用所述的高温高周振动疲劳实验方法,对该型叶片进行了寿命实验。实验的高温疲劳应力控制精度优于±2%,得到该型叶片可靠度为50%的中值疲劳极限是444 MPa,并有效获得了其寿命曲线。该实验方法适合航空发动机叶片高温高周振动疲劳实验,并可为其他航空发动机零部件高温高周疲劳实验提供参考。
局部贴敷黏弹性阻尼层圆柱壳振动频率与阻尼有限元分析
陈中石, 孙伟
2020, 35(6): 1176-1185. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2020.06.007
摘要 PDF(2131KB) icon377 icon535
摘要:
在引入黏弹性材料复模量模型和考虑圆柱壳弹性边界的基础上,研发了有限元程序来解决考虑频率依赖性的复合圆柱壳振动频率与阻尼的非线性计算问题。创建了一种4节点24自由度复合壳单元来模拟局部贴敷黏弹性阻尼层圆柱壳的力学行为,推导了单元的刚度及质量矩阵。提出由6个弹簧组组成的周向变刚度弹性约束模型来模拟圆柱壳底部的弹性边界条件。确定了复合圆柱壳的动力学有限元方程,并描述了用特征向量增值法求解其振动频率与阻尼的迭代计算过程。对贴敷ZN-1自由阻尼层圆柱壳进行了实例计算,结果表明：该算法的计算结果与实验测试值误差最大为369%,另外黏弹性材料的频率依赖性对复合结构固有频率影响小于001%,而对模态损耗因子影响最大为10947%。
动力传输
高速角接触球轴承喷油润滑雾化分析
刘红彬, 郝金华, 贾其苏
2020, 35(6): 1186-1194. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2020.06.008
摘要 PDF(3233KB) icon351 icon517
摘要:
以角接触球轴承为研究对象，为分析喷射润滑油液在环间高速气流作用下的雾化情况，建立了轴承环间气液两相流仿真模型，采用FLUENT流体计算软件对高速角接触球轴承进行模拟分析计算，探讨在相同时刻不同转速、不同喷射角度等条件下油液颗粒直径大小的变化，以及在不同时刻索太尔平均直径(SMD)的变化趋势。结果表明：随着润滑油的穿透过程，腔内大粒径油液所占比例逐渐减少，小粒径比例增高；随着转速的增大，进入腔内油量也会随之减少，受环间气流涡的影响，迅速使油液液滴发生碎裂，使雾化加剧，颗粒直径减小，则会使SMD减小，不利于轴承的润滑；不同喷射角度条件下，15°的喷射角度轴承腔内的大粒径占比较大。
300万DN值圆柱滚子轴承优化设计与试验
李鸿亮, 郑艳伟, 谷运龙
2020, 35(6): 1195-1203. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2020.06.009
摘要 PDF(3649KB) icon376 icon495
摘要:
为了解决圆柱滚子轴承在高DN(轴承内径×轴承转速)值工况下易失效问题，开展了高DN值圆柱滚子轴承的研制工作。结合轴承设计准则，进行300万DN值圆柱滚子轴承结构参数优化设计和材料选取；基于轴承动力学理论，建立了动力学模型并仿真分析，研究了300万DN值圆柱滚子轴承动力学行为；在自主研发的试验机上进行轴承试验，试验过程中监测轴承温升及振动加速度值。结果表明：DN值为300万时，温度低于130 ℃，振动加速度低于20g。通过优化设计，圆柱滚子轴承DN值从200万提升到了300万。
集成弹流润滑理论及CFD方法的轴承热特性
陆凤霞, 王涛, 赵志强
2020, 35(6): 1204-1211. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2020.06.010
摘要 PDF(2952KB) icon385 icon531
摘要:
为能准确预测传动系统内部角接触球轴承在喷油润滑方式下的热特性,通过建立轴承热弹流润滑(EHL)模型,获得球体与滚道微观接触界面间的载荷及摩擦因数,并采用局部生热法计算生热量;应用计算流体动力学(CFD)方法建立轴承油气两相热流耦合模型,研究湍流模型及流体域边界条件的设置,分析喷油速度、喷嘴位置及含气率对轴承内部传热性能的影响。结果表明:结合热弹流润滑理论及CFD方法可预测轴承在不同工况条件、润滑参数、几何参数下的最佳喷油速度、喷嘴位置及含气率;喷油速度为5 m/s时,轴承内部最高温度较其他喷油速度降低了440%;喷嘴位置在轴承下方时,轴承内部最高温度较其他位置降低了430%；含气率为15%时,轴承内部最高温度较其他含气率降低了157%。
基于InfoLSGAN和AC算法的滚动轴承剩余寿命预测
于广滨, 卓识, 于军
2020, 35(6): 1212-1221. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2020.06.011
摘要 PDF(2616KB) icon386 icon499
摘要:
为解决小样本和噪声干扰下滚动轴承剩余寿命(RUL)预测准确率低的问题,提出一种基于信息最小二乘生成对抗网络(information least squares generative adversarial network,InfoLSGAN)和行动者-评论家(actor-critic,AC)算法的滚动轴承剩余寿命预测方法。将堆叠降噪自动编码器、信息生成对抗网络和最小二乘生成对抗网络相结合,构建InfoLSGAN,自动地从噪声数据中提取可解释的鲁棒特征,解决梯度消失问题;采用基于AC的训练算法训练InfoLSGAN,减少训练时间,加快收敛速度;根据训练后的InfoLSGAN,利用softmax分类器预测测试样本中滚动轴承的剩余寿命。通过滚动轴承加速疲劳寿命试验验证该方法的有效性。试验结果证明,当信噪比等于0时,该方法对滚动轴承测试样本的寿命预测准确率至少提高了10%。在小样本情况下,滚动轴承剩余寿命预测的平均准确率达9584%。
复杂激励下涡轴发动机中央从动锥齿轮故障机理
陈雪骑, 马艳红, 王永锋
2020, 35(6): 1222-1227. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2020.06.012
摘要 PDF(2910KB) icon378 icon481
摘要:
针对某小型涡轴发动机燃气发生器转子前端中央从动锥齿轮发生的疲劳断裂故障,同时考虑了齿面高频啮合激励作用和转子-从动锥齿轮耦合振动带来的影响,研究了从动锥齿轮的振动响应特征。结果表明:齿面啮合激励会激起从动锥齿轮5节径振型,同时,转子-从动锥齿轮耦合振动会对锥齿轮产生转子转速2倍频(2×)激励,并激起锥齿轮的俯仰模态振型,除此之外,齿面附加约束作用改变了该振型下的振动应力分布、使疲劳裂纹沿径向扩展,与故障现象相符,证明了该故障机理分析的正确性。
气动热力学与总体设计
基于激光多普勒原理的极低风速测量实验
徐大川, 龙彦志, 李玉栋
2020, 35(6): 1228-1237. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2020.06.013
摘要 PDF(3314KB) icon300 icon406
摘要:
介绍了利用激光多普勒效应进行风速测量的原理及定点遥测原理，分析了探测气溶胶颗粒大小的要求，并以此搭建了一套极低风速测量系统。同时分析了系统的测速精度，以及安装角度对测量结果的影响。最后分别开展了转台实验、直线导轨实验和风洞实验，实验结果表明，该极低风速测量系统的测量误差基本可以控制在001 m/s以内，当风洞工作介质为未经处理的环境空气时，系统可以获得稳定可靠的信号，测量结果与高性能仪器十分接近。
一种给定拉力分布的螺旋桨设计方法及应用
郭佳豪, 周洲, 范中允
2020, 35(6): 1238-1246. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2020.06.014
摘要 PDF(3213KB) icon291 icon419
摘要:
从螺旋桨设计出发,通过设计合适的螺旋桨,得到有利的螺旋桨滑流形式,进而改善螺旋桨/机翼构型中机翼的气动特性。通过改变螺旋桨径向拉力分布控制螺旋桨滑流,提出一种根据给定拉力分布进行螺旋桨设计的方法,并验证方法的可行性。将最小能量损失设计的螺旋桨与不同拉力分布形式设计的螺旋桨应用于多螺旋桨/机翼构型中,研究螺旋桨变化对其后机翼气动特性的影响。结果表明：通过改变螺旋桨拉力分布能够改变螺旋桨滑流,进而改变后方机翼的气动特性。拉力分布较为和缓的螺旋桨,虽其本身效率有所下降,但能够对后方机翼带来增升减阻的效果,相比于最小能量损失设计结果,升阻比可提高994%。
宽裕度超声叶型气动优化设计
韩露, 周正贵, 陈劲帆
2020, 35(6): 1247-1256. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2020.06.015
摘要 PDF(4517KB) icon307 icon374
摘要:
通过与德国航天局设计的超声预压缩叶型PAV-15试验数据比对,确定高精度超声叶栅流场计算方法,研究表明:根据激波位置分段调整流管厚度可提高计算与试验结果的一致性。为提高超声叶栅稳定工作裕度并保证设计点性能,建立根据目标裕度估算喘点反压方法和优化设计方法。对两个超声叶型进行多目标优化,优化结果表明：优化叶栅可减小设计工况槽道激波入射角、减小激波及激波附面层干扰损失;气动喉道前移、结尾正激波后移,提高叶栅耐反压能力。两个优化叶型在保持总静压比不变的前提下,稳定裕度均达到设计目标,设计点损失也有所下降。
火箭发动机
典型贫氧推进剂固体火箭冲压发动机性能
李新田, 赵晓宁, 蔡强
2020, 35(6): 1257-1265. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2020.06.016
摘要 PDF(3564KB) icon297 icon413
摘要:
建立了基于热力计算的固体火箭冲压发动机性能计算模型,针对三类典型贫氧推进剂开展了固体火箭冲压发动机性能分析及变化规律研究。研究结果表明：相同高度和来流马赫数下,随着余气系数的增加,进气道裕度增加,推力系数减小,比冲先增加后减小。相同高度和余气系数下,随着来流马赫数的增加,进气道裕度增加,推力系数减小,比冲减小。相同来流马赫数和余气系数下,进气道裕度、推力系数、比冲随高度的变化不明显。空气总温对特征速度及发动机性能有较明显影响,是性能分析时不可忽略的因素。与碳氢贫氧推进剂、铝镁贫氧推进剂相比,含硼贫氧推进剂当量空燃比适中,比冲较高,推进剂密度大,在工程应用上更具优势。
基于地外天体起飞的真空羽流导流技术仿真与试验研究
叶青, 舒燕, 张旭辉
2020, 35(6): 1266-1274. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2020.06.017
摘要 PDF(4744KB) icon299 icon444
摘要:
针对着航天器发动机羽流导流问题,基于工程经验提出了四种典型导流装置型面(包含内凹槽形式和导流锥形式等),利用计算流体动力学/直接模拟蒙特卡罗(CFD/DSMC)耦合方法,对起飞过程中羽流导流带来的气动力和气动热效应进行了数值模拟,并对不同导流装置情况下羽流场激波、航天器表面压强和热流密度分布规律进行了分析,给出了四种导流装置的导流效果评价。最后以导流锥形式开展试验,对仿真算法进行了验证。结果表明：羽流导流并没有导致发动机燃烧不稳定;综合考虑航天器羽流和发动机安全性,大导流锥导流的方案最优;在导流锥附近的激波位置及形态和仿真一致,仿真与试验的变化趋势一致,仿真算法可信,数据规律可以作为工程参考。
离子液体微推进技术研究进展
范益朋, 夏广庆, 韩亚杰
2020, 35(6): 1275-1285. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2020.06.018
摘要 PDF(2204KB) icon326 icon450
摘要:
介绍了离子液体推进器的基本结构和工作原理，阐述了粒子发射的限制条件及通常采用的工作模式，总结了该推进器的常见分类形式。介绍了当前广泛应用的一些实验方法和仿真手段，以及针对发射阈值场强、束流散射、多粒子分散效率、推进器长时间工作稳定性等问题开展相关研究取得的进展，对比分析了适合粒子发射的工作环境及相对精确的仿真方法，为推进器的后续设计、工作模式设定及性能评估等工作提供了参考。结果表明：增大推进剂流阻、提高发射极阵列密度是提高离子液体推进器效率和推力的合适手段；利用闭环控制的方法改变发射电压极性、逐渐提高发射电压大小是维持推进器推力大小、提高工作稳定性的有效方法。
叶轮机械
平面压气机叶栅通道分离流动高精度直接数值模拟
朱海涛, 李岩
2020, 35(6): 1286-1295. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2020.06.019
摘要 PDF(4243KB) icon351 icon384
摘要:
采用高精度有限差分格式直接求解二维Navier-Stokes方程组，数值模拟V103平面压气机叶栅分离流动,数值结果表明:在瞬时流场中,吸力面后部发生流动分离,在分离区前端存在大尺度分离涡,分离涡下游是由二次涡和脱落涡交替形成的涡串,直至叶片尾缘,形成以脱落涡为主结构的尾迹;在时均流场中,吸力面后部存在短分离泡,分离区压力分布存在明显压力平台。与逆压力梯度下平板边界层分离流动相比,瞬时和时均流场结构相似;叶栅通道内无量纲涡脱落频率是前者的两倍。与文献计算结果对比表明:叶片表面压力分布除分离区外吻合很好;非定常计算所得分离区轴向长度比定常计算大41%。在分离区内三个二阶统计量均达到最大值,表明流场强非定常性集中在分离区。
风扇转子叶片防颤改进设计
张耀光, 杨琳, 刘一雄
2020, 35(6): 1296-1303. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2020.06.020
摘要 PDF(3654KB) icon300 icon412
摘要:
通过能量法对某两级跨声风扇试验件原型方案进行气弹稳定性预测,对气弹不稳定转子几何造型进行修改以提高气弹稳定性。通过对原型和改型方案的几何造型、气动性能和振动特性以及气弹稳定性对比分析表明:改型方案最小模态气动阻尼比由-146提升至183,消除了颤振风险,同时风扇气动性能保持不变且对原方案改动量较小。增加厚度、弦长使叶片相应径向位置的气弹稳定性增加,是改善颤振的有效手段,但是需要关注风扇气动性能变化。在相同槽道堵塞裕度降低量条件下,调整厚度分布提升气弹稳定性幅度最大。
氦氙离心压气机叶顶间隙形态对气动性能的影响
王国杰, 刘学峥, 高杰
2020, 35(6): 1304-1314. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2020.06.021
摘要 PDF(5906KB) icon282 icon385
摘要:
针对氦氙混合工质离心压气机,通过数值模拟研究了叶顶径向间隙与轴向间隙高度的独立变化和不同间隙形态分布对压气机内部流场流动状态和性能产生的影响,总结氦氙混合工质离心压气机叶顶间隙不同高度和形态分布对其性能的影响规律。结果表明:叶顶间隙高度的增大会降低氦氙离心压气机的近喘振工况和设计工况效率。单独增加径向间隙(01~04 mm)使堵塞流量范围拓宽了388%,堵塞工况性能有所改善;单独增大轴向间隙对堵塞工况性能则无影响。渐缩式叶顶间隙分布使离心压气机效率较均匀分布提高023%。
自动控制
大口径蝶阀数学建模与流场特性分析
张松, 但志宏, 李腾
2020, 35(6): 1315-1325. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2020.06.022
摘要 PDF(4985KB) icon322 icon391
摘要:
为了获得大口径蝶阀的输入输出特性模型,开展了蝶阀运动特性实验和数值模拟仿真研究。在给定工况下,计算蝶阀在不同开度下的速度、压力、力矩和压降,获取了蝶阀内部流场特性;同时,根据流速分布、压力分布、湍流动能和湍流强度等表征蝶阀流动特性的参数,通过拟合建立了蝶阀特性数学模型,并与实验数据进行了 对比分析。结果表明:不同开度时,蝶阀呈现不同的流场特性,当开度大于等于5365%时,蝶阀流体在入口和出口处的流速较饱满,流通性能相对较好,流态平稳。经实验数据修正后的蝶阀数学模型置信度高,利用它进行蝶阀运动特性数值模拟分析是可行性的。
基于综合模糊聚类算法的液体火箭发动机故障诊断
董周杰, 郭迎清
2020, 35(6): 1326-1334. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2020.06.023
摘要 PDF(3001KB) icon273 icon380
摘要:
基于液体火箭发动机正常及故障状况数据的完备程度和数据质量的不断提高,提出一种基于数据驱动的综合模糊聚类算法用于故障诊断。采用模糊c均值(FCM)算法对已知正常样本数据进行聚类得到最优的聚类中心,将所得到的聚类中心作为先验样本数据用于传递闭包法最优分类结果的选择从而得到故障检测结果,该算法只需要少量的正常先验样本数据就能快速、准确的检测出故障;随后采用FCM算法进行故障分类,可以根据现有的故障数据库进行聚类得到对应的故障类型,并且可以给出故障幅值范围。模型仿真结果表明:该算法对故障的检测率可达968%,故障隔离率达到94%。某型液体火箭发动机实际试车数据结果表明:该故障诊断算法能够准确及时的检测并隔离出故障。
燃烧、传热、传质
微型燃气轮机燃烧室燃烧特性实验
刘爱虢, 李昱泽, 杨宇东
2020, 35(6): 1335-1344. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2020.06.024
摘要 PDF(2614KB) icon362 icon480
摘要:
针对燃气轮机低污染排放要求,在为使用气体燃料设计的低排放微型燃气轮机燃烧室单头部实验件上进行了燃烧特性实验,对比分析了燃料喷口位置、数量,值班级与主燃级燃料分配比例和不同空气流量分配方式时的燃烧效率和污染物排放特性。结果表明:改变燃料喷口的位置、数量可以改变燃料与空气的混合特性,对燃烧特性产生较大的影响;值班级与主燃级燃料流量分配比例的变化,会导致各燃烧区当量比的变化,主燃级燃烧区当量比降低至08以下有利于降低污染物排放;通过改变燃烧室空气流量分配方式,可以降低主燃级燃烧区的当量比,使NOx排放降低至272 mg/m3,燃烧效率达到986%。但用于掺混的空气流量的降低会使出口温度分布系数由021升高至024。

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