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2021年  第36卷  第11期

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气动热力学与总体设计
基于多目标的二冲程发动机换气过程优化
胡春明, 田梦园, 刘娜, 宋玺娟
2021, 36(11): 2241-2250. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20200554
摘要 HTML PDF(4754KB) icon233 icon206
摘要:
二冲程航空活塞发动机的换气过程直接影响燃烧效果和发动机性能，以某二冲程航空活塞发动机为例，建立仿真模型，基于动力性能、经济性能、扫气性能进行多目标优化，对扫气道、排气道结构参数的不同组合优化分析。另外，还对不同海拔工况点下（转速为5 600 r/min，100%节气门开度）的气道结构参数进行优化。结论表明：使用NSGA-Ⅱ算法对发动机气道结构的优化可以有效提高扫气效率和功率，优化后（转速为5 600 r/min）分别为0.841 kW和2.712 kW，燃油消耗率降低22.08 g/(kW?h)；另外，在不同海拔工况点中，随着海拔高度的增加扫气道长度呈现出减短的趋势，而排气道长度逐渐增加，且在海拔高度大于1 800 m时趋势变化更加明显。
基于气路参数融合的涡扇发动机性能退化预测
郭庆, 李印龙
2021, 36(11): 2251-2260. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20200420
摘要 HTML PDF(3662KB) icon203 icon156
摘要:
针对单参数驱动的涡扇发动机性能退化预测精度不高的问题，提出了一种基于气路参数融合的涡扇发动机性能退化预测的方法。通过监测发动机性能退化过程中多源参数，采用专家经验和核主成分分析相结合的方法，进行发动机性能参数的选择和融合，从而构建健康参数。基于非线性Wiener过程构建涡扇发动机退化模型，采用极大似然方法求得发动机退化模型的离线参数估计值；由于不同发动机性能退化的差异性，基于贝叶斯更新理念对随机参数进行实时更新，可以实现对单台发动机的性能退化实时预测。通过实例验证，采用此方法在预测末端方均根误差为0.028 3，整体预测精度提升了54.5%，可以辅助指导维修决策。
大尺度飞机螺旋桨风洞动力模拟试验系统设计
雷红胜, 陈正武, 王政, 窦满峰, 赵昱
2021, 36(11): 2261-2270. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20210191
摘要 HTML PDF(4933KB) icon168 icon198
摘要:
以开展某型飞机螺旋桨气动力和气动噪声研究为目的，结合5.5 m×4 m航空声学风洞实际，设计了一套动力模拟试验系统。该系统以300 kW高功率密度永磁电动机为核心，通过配套相应的电源、驱动、控制、支撑等，实现了大尺度螺旋桨的动力模拟，并开展了相关试验验证。结果表明：该系统额定转速和转矩分别高达5 000 r/min和573 N?m、转速控制精度优于±0.5 r/min，且具有较低的自身噪声级和良好的电磁兼容性能，拉力系数试验重复性精度优于0.000 7等。该系统的建立能有效地满足大尺度飞机螺旋桨相关风洞试验研究的动力模拟需求，进一步拓展了国内低速空气动力学试验模拟能力。
环境小偏差条件下涡轴发动机轴功率及其不确定度计算方法
祁斌, 刘涛, 冷林涛, 钟华贵, 吴锋
2021, 36(11): 2271-2277. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20210166
摘要 HTML PDF(2294KB) icon143 icon155
摘要:
对涡轴发动机高空模拟试验性能处理方法作了研究，利用小偏差和传统的相似换算理论研究了涡轴发动机轴功率计算方法，推导出了环境模拟小偏差条件下的轴功率计算公式。试验结果表明：在小偏差条件下，该计算方法得到的误差比相似换算的误差低0.2%~0.6%。给出了小偏差条件下的换算轴功率公式和不确定度计算公式。该轴功率计算方法和不确定度计算方法可以为相关工程技术人员提供技术参考。
飞翼布局飞行器航向射流控制方案优化
朱佳晨, 史志伟, 耿玺, 付军泉, 孙全兵, 陈永亮
2021, 36(11): 2278-2291. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20200466
摘要 HTML PDF(7933KB) icon168 icon354
摘要:
由于飞翼布局飞行器取消了垂尾，其航向控制困难。为辅助和优化航向控制，基于射流控制技术设计了多种激励方案。设计并制作了航向射流控制激励器，通过风洞测力实验和二维数值模拟，对各方案的控制效果和作用机理进行分析，并选取出最优控制方案。研究结果表明：相同射流动量系数下，产生阻力比施加推力更容易获得偏航力矩。当激励开启后，射流包含与来流相逆的分量越多，与来流作用越明显，形成的分离区越大，控制效果越好。其中前对称吹气为最优控制方案，可以产生约70°阻力舵偏转效果，且力矩耦合程度较小。
高速飞行器防热减阻新概念构型的气动性能
张帅
2021, 36(11): 2292-2305. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20200477
摘要 HTML PDF(6482KB) icon131 icon117
摘要:
提出了一种高速飞行条件下兼具防热减阻的凹腔槽道气动构型，建立了凹腔深宽比为1，槽道高度分别为0、10、20、30、40 mm的凹腔槽道构型，以及槽道入口高度固定为30 mm，出口高度分别为35、40、45、50 mm的扩张型凹腔槽道构型。采用求解Navier-Stokes（N-S）方程方法进行计算，获得了不同算例的鼻锥外壁面热流密度分布以及构型阻力系数的变化情况，分析了凹腔槽道构型参数对气动热与气动力性能的影响。数值结果表明凹腔槽道构型能够达到预期的防热减阻效果。较优构型（槽道进出口高度比为30/50）的防热率与减阻率分别达到40.1%和16.8%。槽道高度越高，减阻效果越好，但防热效率降低。相较于平直型凹腔槽道，扩张型凹腔槽道构型能够在保证防热率不变的情况下显著提升减阻性能。
基于高斯过程回归和遗传算法的翼型优化设计
常林森, 张倩莹, 郭雪岩
2021, 36(11): 2306-2316. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20200402
摘要 HTML PDF(4252KB) icon303 icon172
摘要:
针对高升阻比风力机翼型前缘曲率半径较大的问题，传统的翼型参数化方法前缘控制能力不足，且基于面元法XFOIL预测精度差的问题，利用增强类函数/形函数转换（CST）参数化方法控制翼型的形状变化、拉丁超立方实验设计、计算流体力学（CFD）流场计算模块、高斯过程回归模型和遗传算法，提出了基于高可信度Reynolds average Navier-Stocks（RANS）和高斯回归模型辅助遗传算法的翼型优化设计方法。结果表明：基于高斯回归模型的翼型优化方法，可以将优化所用CFD计算次数降低一阶，从而大幅度提升优化设计效率。由标准算例超临界翼型RAE2822的降阻设计表明，在百次量级的CFD次数阻力降低43.16%，激波被削弱且升力、力矩和面积严格满足约束。由风力机翼型NACA64618的最大化升阻比优化设计表明，所设计翼型不仅在设计攻角和副设计攻角处升阻比大大增加，在整个小攻角范围内其气动性能都得到了提升，且两个主设计点，无不良阻力的产生。
燃烧、传热、传质
同轴离心式喷嘴噪声引发燃烧不稳定分析和预测
杨尚荣, 王勇, 杨宝娥
2021, 36(11): 2317-2324. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20200404
摘要 HTML PDF(3487KB) icon112 icon86
摘要:
以氧化剂和燃料的混合比作为系统控制参数，研究同轴离心式喷嘴燃烧动力学过程。混合比增加和减少过程中，燃烧噪声和振荡燃烧状态间转变的混合比不同，说明系统出现了亚临界Hopf分叉现象，且在双稳定区内出现了燃烧噪声引发的振荡燃烧。利用临界慢化理论，分析3种表征参数：延迟为1自相关系数、方差和条件异方差（CH）对噪声引发不稳定的预警效果。结果表明：延迟为1自相关系数在噪声引发不稳定前出现明显的上升趋势且非随机现象，具有较可靠的指示作用。方差对噪声引发不稳定性的预示性较差。条件异方差在不稳定发生前振荡上升，可以作为辅助判断条件。基于Kendall秩相关系数趋势评估方法，提出一种在线预测噪声引发不稳定的判断准则，具有较好的适应性和可靠性。
出口侧向扩张孔流量系数试验
万卜铭, 曹俊, 黎超超, 陈江
2021, 36(11): 2325-2330. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20200548
摘要 HTML PDF(2308KB) icon117 icon113
摘要:
采用试验研究的方法，探讨了不同结构参数出口侧向扩张孔的流量系数在不同工况下的变化规律。通过试验研究发现：出口侧向扩张孔圆柱段孔径为0.6 mm时的流量系数比孔径为0.8 mm时大3%；当孔倾角由30°减小至25°时，流量系数随之增大，当倾角继续减小至20°时，流量系数不变；当扩张角由20°增大至40°时，流量系数先增大后减小，且在扩张角为25°时最大；流量系数与次流通道雷诺数成正比，雷诺数越大，流量系数达到极限值所需的压降系数越小，且当压降系数大于0.9后，不同次流雷诺数下的流量系数差别在2%左右。
基于真实密度比的单/三排扇形孔气膜冷却性能及流阻特性
韦宏, 祖迎庆
2021, 36(11): 2331-2343. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20210306
摘要 HTML PDF(5446KB) icon84 icon145
摘要:
在真实密度比条件下对单排和三排的扇形气膜孔的传热和流阻特性进行了实验研究。采用压敏漆（PSP）技术对单/三排定出口宽度的扇形孔进行风洞实验，研究了在真实密度比条件下不同孔形参数的扇形气膜孔的传热和流阻特性的差异，得到了不同孔形参数的扇形孔出现冷气射流吹离热侧壁面的大致临界吹风比以及实现展向平均气膜冷却效率最高的孔型结构参数。实验结果表明：在所研究的孔形参数范围内，扇形孔在吹风比小于1.5时没有出现冷气射流吹离壁面的现象，且倾斜角为20°、扩散角为15°的扇形孔的气膜冷却性能最好；而当吹风比为2.0时则出现了不同程度的吹离热侧壁面的现象，且倾斜角为25°、扩散角为10°的扇形孔的气膜冷却效率最大。此外，倾斜角为25°、扩散角为13°和倾斜角为30°、扩散角为10°的扇形孔流量系数最高。
氢氧火炬点火器低压燃烧流动仿真研究
王艳, 方杰, 杨进慧, 蔡国飙
2021, 36(11): 2344-2352. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20200552
摘要 HTML PDF(4745KB) icon129 icon91
摘要:
为研究低压条件下氢氧喷注间距及液滴粒径对氢氧火炬式电点火器燃烧流动的影响规律，结合DPM离散相模型，采用6组分16步氢氧反应机理，选取考虑湍流燃烧效应的涡耗散概念燃烧模型进行仿真计算，并将结果与试验结果进行比对，温度结果符合得较好，压强计算偏差在5%以内，验证了仿真模型的准确性。仿真结果表明：低压条件下，氢氧喷注间距增加时，点火器头部内壁温度升高，室压降低，燃烧长度缩短；液氢液滴直径增大时，点火器头部内壁温度升高，室压降低，燃烧长度变长；改变液氧液滴直径对点火器燃烧流动影响较小。
旋转爆震发动机燃烧室气膜出流影响数值研究
王元帅, 谭晓茗, 田佳, 张靖周
2021, 36(11): 2353-2362. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20200403
摘要 HTML PDF(5179KB) icon117 icon103
摘要:
针对旋转爆震发动机（RDE）壁面的高热负荷问题，开展旋转爆震发动机燃烧室壁面气膜冷却的数值仿真，探究气膜出流与爆震波、斜激波和燃烧室流场之间的相互作用以及气膜对壁面的冷却特性。研究结果表明：爆震波对气膜的压缩和冷却孔的堵塞作用明显，气膜对爆震波整体的传播特性影响较小。受爆震波和燃烧室流场的影响，气膜出流存在周期性的摆动情况，这在一定程度上影响了壁面的冷却效果。在爆震波覆盖的壁面区域，峰值壁温下降程度有限，但时均壁温的降幅超过26.9%；在斜激波覆盖区域，随着冷气量的增加，峰值壁温和时均壁温的降幅超过32.5%和51.3%，气膜对该区域壁面的冷却效果更加明显。
发散冷却系统冷却能力的数值分析
周子鹤, 苏浩, 贺菲, 王建华
2021, 36(11): 2363-2371. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20200544
摘要 HTML PDF(3631KB) icon113 icon109
摘要:
以给定冷却工质质量流速下系统所能承受的最大热流表征冷却能力，对影响发散冷却系统冷却能力的主要因素进行了数值研究。理论分析和数值计算结果表明：发散冷却的冷却能力受冷却工质的吸热能力和冷却工质与固体骨架之间的换热能力共同制约。在小冷却工质质量流速下，发散冷却系统的冷却能力主要取决于冷却工质吸热能力，而随着冷却工质质量流速的增加，流固换热能力则逐渐成为决定冷却能力的主要因素，进而导致固体热导率和冷却工质比热容对发散冷却系统冷却能力的影响在不同冷却工质质量流速下存在显著差异。
结构、强度、振动
某涡轴发动机涡轮叶片尾缘孔的蠕变-疲劳寿命预测方法
钱正明, 李概奇, 米栋, 艾兴
2021, 36(11): 2372-2378. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20210130
摘要 HTML PDF(2914KB) icon166 icon166
摘要:
针对某涡轴发动机的涡轮叶片，建立了考虑应力松弛的蠕变-疲劳寿命分析方法。通过在黏塑性理论框架内耦合蠕变损伤，对某高温合金的非线性蠕变变形进行了数值模拟。结果表明：基于对某涡轮叶片的弹塑性-蠕变分析研究，明确了叶片上前缘和尾缘等关键部位的蠕变损伤及其演化规律，也为确定叶片上的局部危险点提供了一种方法。该模型针对弹塑性应力应变曲线计算误差小于5%，而针对蠕变曲线的模拟精度则处于材料蠕变变形固有属性分散范围内。借助于线性损伤累积寿命理论，分析得到了某涡轮叶片尾缘孔局部考虑了应力松弛的蠕变-疲劳寿命，从而为叶片寿命评价提供了更为合理、工程化应用更好的方法。
半潜入喷管收敛段碳/酚醛材料烧蚀特性
巩伦昆, 邓哲, 魏晓林
2021, 36(11): 2379-2388. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20200413
摘要 HTML PDF(3987KB) icon99 icon93
摘要:
采用流固热耦合数值方法，以及Abaqus的ALE（arbitrary Lagrangian-Eulerian，任意拉格朗日欧拉方法）自适应网格技术，对位于半潜入喷管收敛段的碳/酚醛的烧蚀现象进行了预估，与试验结果进行了对比分析。结果表明：在收敛段，Al/Al2O3液滴或颗粒对材料的传热烧蚀起到了关键作用，当气流与材料表面平行时，液滴或颗粒的影响很小；从碳/酚醛热分解角度出发，基于完全碳化即被剥蚀的假设，基本能够预估碳/酚醛材料的烧蚀特征，烧蚀速率大约为0.3 mm/s；后效碳化对材料碳化过程的影响明显，发动机工作期间，分解层的厚度大约为2.0 mm，考虑后效作用，分解层厚度可能会增加至4.0 mm左右；与喉衬接触的材料区域，喉衬的传热会明显加剧材料的碳化过程。
基于图形法的仿生拓扑优化方法
丁友, 周洲, 祝小平
2021, 36(11): 2389-2399. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20210013
摘要 HTML PDF(5070KB) icon107 icon109
摘要:
针对图形系统自动生成图形拓扑形式的优势，提出了一种以隐式方式表征结构拓扑形式的分步拓扑优化设计方法。该分步优化方法首先以基结构法（ground structure method）的计算结果为基础，并通过均匀化方法得到设计区域内的离散拓扑信息，利用第一步所得的拓扑数据指导分形系统中每一级新增拓扑结构的生长方向，以类似细胞分裂生长的形式完成整体结构拓扑形式生成。最后以参数化建模方式完成模型的结构有限元的批量计算，并结合进化算法，完成对设计模型的优化。其中第一个案例通过本文仿生方法在多目标优化方法下得到了近似Michell结构的最优拓扑结构，第二个方案中机翼蒙皮的屈曲载荷系数提升了10.61%，并且质量降低了10.85%，验证了本文方法在类平面结构拓扑优化方面的可行性。
小样本无失效寿命试验数据的轴承可靠性评估
王瑞祥, 许凌天, 陈晓阳, 王鹏, 陈世金
2021, 36(11): 2400-2409. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20200522
摘要 HTML PDF(3361KB) icon131 icon130
摘要:
针对小样本无失效寿命试验数据可靠性问题提出了评估模型。模型采用Bayes理论构造服从原始样本的抽样函数，结合Bootstrap法生成大量服从抽样函数的随机数作为增广样本，再通过最佳线性不变估计法分析原始样本及增广样本得到Weibull分布双参数估计值作为可靠性评估结果。通过Monte-Carlo法仿真生成服从Weibull分布的随机数，分别采用该模型、配分布曲线法及现有Bayes理论对此随机数做评估，对比发现：该模型得到的参数估计较现有Bayes理论和配分布曲线法更接近Weibull双参数真值，且形状参数和尺度参数估计值的相对误差均低于10%，验证了模型分析小样本无失效数据进行可靠性评估的可行性。借助文献实例对模型进行分析，对比得出模型能得到较现有Bayes理论和配分布曲线法更符合工程实际的评估结果；模型在小样本情况下的双侧可靠度置信区间长度低于现有Bayes理论和配分布曲线法，有效提高了小样本无失效数据可靠性评估精度。
ZSGH4169榫连接结构微动疲劳试验
邢泽宇, 张宏建, 于子强, 崔宝龙, 温卫东
2021, 36(11): 2410-2417. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20200509
摘要 HTML PDF(3345KB) icon131 icon110
摘要:
针对航空发动机热端部件涡轮盘榫连接结构微动疲劳现象展开研究，开展了ZSGH4169镍基高温合金榫连接结构在不同温度和不同载荷下的微动疲劳试验。试验发现：在不同工况下，微动疲劳裂纹均产生在榫槽接触区的下缘，且两侧均有裂纹产生。榫连接结构微动疲劳寿命随着试验温度的升高，微动疲劳寿命显著降低；随着载荷的增加，微动疲劳寿命显著降低。温度和载荷都会对滑移幅值产生影响，且微动疲劳寿命随着滑移幅值的增加而降低。使用包含微动疲劳参数的高温微动疲劳寿命预测模型来对ZSGH4169微动疲劳试验进行验证，预测寿命均在2倍误差带内。
动力传输
基于GWO-TVF-EMD方法的行星齿轮箱齿面剥落故障诊断
曹蔚, 苟臻元, 韩昭, 郭雅泓, 杨壮壮, 王栋, 瞿金秀
2021, 36(11): 2418-2429. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20210226
摘要 HTML PDF(5563KB) icon108 icon93
摘要:
针对时变滤波经验模态分解（TVF-EMD）方法的不足之处，将样本熵作为适应度函数，采用灰狼优化（GWO）算法对带宽阈值和B样条阶数核心参数进行寻优，得到最优组合解，对不同的故障冲击试验振动信号进行分解。对本征模态函数（IMF）分量选取过程进行优化，采用多个加权指标对所有IMF分量进行计算，最终选取最优IMF分量，再通过包络谱分析提取出行星轮齿面剥落故障特征。在行星齿轮箱故障试验中，利用方均根法对剥落故障进行初步识别，根据GWO-TVF-EMD法分解得到各剥落故障信号最优IMF分量，使用包络谱分析明显判断出行星齿轮的故障频率。该方法能够提取3种不同程度齿面剥落故障的细节特征，理论值与实际值的相对误差为1.68%。
角接触球轴承在高速大载荷工况下滑油中断耐受能力分析
刘鲁, 赵聪, 冯小川, 王黎钦
2021, 36(11): 2430-2436. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20200526
摘要 HTML PDF(2836KB) icon112 icon107
摘要:
通过研究角接触球轴承断油故障的故障复现现象，发现断油耐受能力不足的初期故障模式为滚动体与内圈之间发生三点接触。使用三点接触分析法对轴承断油耐受能力进行计算，结合相似轴承的计算分析，结果表明：垫片角越大，轴承抗断油能力越差，垫片角为25°的情况下轴承抗断油能力较差。通过断油后轴承的瞬态温度场分析，结合三点接触分析法，确定原设计状态的轴承断油耐受时间为25 s，不具备耐受断油30 s的能力。根据分析的结论，将该轴承的垫片角减小到19°，落实改进措施后的轴承通过了试验器验证和发动机试车验证。
基于确定接触迹线的点接触齿轮副构建及实验
彭帅, 张靖, 王林翔
2021, 36(11): 2437-2446. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20200530
摘要 HTML PDF(3951KB) icon117 icon164
摘要:
提出一种点接触齿轮副，在已知齿面上根据设计需要确定接触迹线，推导其共轭曲线，将齿廓曲线沿共轭曲线扫掠后形成轮齿齿面，构建与已知齿轮正确啮合的配对齿轮，并推导该齿轮副的滑动系数计算方法；以渐开线内齿轮为已知齿轮，设计以抛物线齿面作为轮齿齿面的配对齿轮，进行齿轮样机制造和效率实验研究。结果表明，该齿轮副在啮合过程中时刻保持点接触状态，啮合点沿着理论接触迹线移动，与理论分析一致；滑动系数的大小取决于齿轮两端选取啮入点和啮出点所对应的渐开线参数值范围；实验后齿轮副实际接触迹线与理论接触迹线一致，且效率稳定在97.2%~98.5%。
航空弧齿锥齿轮风阻损失机理与影响因素分析
李林林, 王三民, 张旭阳, 李飞, 李志宾
2021, 36(11): 2447-2457. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20200524
摘要 HTML PDF(4290KB) icon91 icon108
摘要:
基于计算流体动力学（CFD）理论，采用剪切应力输运（SST） k-ω湍流模型及多参考系旋转模型（MRF）技术和Coupled解耦算法，仿真分析了单个弧齿锥齿轮周围的气流特性及齿轮风阻损失机理，研究了齿轮转速、旋转方向及挡风罩配置对风阻功率损失的影响规律。然后利用正交试验分析方法进行数值模拟仿真分析，研究挡风罩与齿轮齿面、大端及小端之间不同间隙值时的风阻力矩，对数值仿真数据进行方差分析与拟合得到齿轮风阻功率损失与间隙值的函数关系，结果表明：挡风罩间隙值均为1 mm时，风阻力矩最小，降低风阻功率损失的效果最好。利用最优化分析方法给出了挡风罩与齿轮间隙值的单目标最优参考值，为进一步研究挡风罩间隙值多约束下的多目标优化提供了理论基础及研究方法，也为挡风罩的工程应用提供了参考。
火箭发动机
横向变过载对固体火箭发动机绝热结构设计的影响
孙迪, 李永洲, 刘晓伟, 甘晓松
2021, 36(11): 2458-2464. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20200435
摘要 HTML PDF(2723KB) icon123 icon149
摘要:
针对新一代防空导弹高机动作战特点，研究了复杂横向变过载对固体火箭发动机绝热结构工程设计的影响。同时考虑过载值和过载角度的瞬时变化，对发动机绝热层进行网格划分，并对烧蚀厚度进行编程计算，进而按照安全裕度设计准则得到不同位置的绝热层设计厚度。与传统设计结果相比，考虑横向过载的变化可以显著减少了发动机的结构质量，提高了发动机总体性能，绝热质量减小了53.7%，总冲提高了6.84%。

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