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2021年  第36卷  第6期

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气动热力学与总体设计
基于校准箱的低速风洞一体式喷流试验技术
胡卜元, 巫朝君, 吴福章, 章荣平, 刘忠华
2021, 36(6): 1137-1144. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2021.06.002
摘要 PDF(2637KB) icon163 icon239
摘要:
为满足大型涡扇动力飞机的喷流试验需求,发展了基于校准箱的低速风洞一体式喷流试验技术。该技术的原理是将试验模型与喷流模拟器融合为一体进行喷流试验,风洞天平同时测量模型的气动力和喷流模拟器的推力,推力通过校准箱校准后从风洞天平测量试验数据中扣除。详细介绍了推力校准及扣除技术、空气桥技术、流量、落压比精确控制技术。为验证该试验技术可靠性,分别在校准箱和FL-13风洞开展了某飞机推力校准试验和全机喷流风洞试验,试验结果表明:推力校准精度优于0.24%,全机喷流试验的阻力系数重复性精度达到0.000 3,满足喷流风洞试验的精度要求。
平板空气舵干扰区烧蚀凹陷对热环境影响
杨光, 檀妹静, 聂春生, 闫昊, 李宇, 周禹, 曹占伟
2021, 36(6): 1145-1155. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2021.06.003
摘要 PDF(7460KB) icon176 icon238
摘要:
针对高速飞行条件下空气舵干扰区烧蚀产生的局部凹陷对气动加热的影响问题,建立了平板-空气舵流动模型,针对典型高速飞行状态,采用高温热化学非平衡数值模拟,研究了空气舵缝隙区的流动结构和气动加热规律,并对舵缝干扰区的烧蚀外形进行了模化,分析了干扰区烧蚀凹陷对流动结构和气动加热的影响,结果表明：烧蚀凹陷改变了干扰区压力分布规律,降低了沿展向压力梯度,从而抑制了边界层的横向流动和厚度减薄效应,使得干扰区热流降低,且热流降低量值与烧蚀凹陷深度呈正相关,凹陷深度为5 mm时干扰区热流降低量达到28.9%。
常规旋翼构型复合式高速直升机发展概况及关键技术
黄明其, 徐栋霞, 何龙, 朱清华, 王亮权
2021, 36(6): 1156-1168. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2021.06.004
摘要 PDF(4210KB) icon333 icon313
摘要:
对常规旋翼构型复合式高速直升机的发展概况及关键技术进行了综述。首先,结合常规旋翼构型复合式高速直升机的布局型式及操纵方式,介绍了该构型复合式直升机的一般概念。然后,根据常规旋翼构型复合式高速直升机的前飞动力结构特点,将其分为三种类型,并分别对不同类型复合式直升机的布局型式及其发展概况进行了梳理。在此基础上,针对目前该构型高速直升机所面临的问题,总结了该构型直升机的总体布局设计与优化、过渡模态操纵分配设计等关键技术。最后,结合国内外高速直升机的发展趋势,以及该构型高速直升机的特点,分析了常规旋翼构型复合式高速直升机的发展前景,并对其在我国的发展提出了初步建议。
自动控制
面向硅压阻式压力传感器温度补偿的组合方法
潘慕绚, 刘杨琳, 李瑜
2021, 36(6): 1188-1196. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2021.06.007
摘要 PDF(3074KB) icon295 icon191
摘要:
提出一种面向硅压阻式压力传感器温度补偿的组合方法,采用拟合法建立不同温度下压力传感器变换函数,采用基于变换函数系数的线性插值法获得温度补偿后传感器变换函数,设计了压力传感器信号处理模块,开展了基于组合补偿方法的压力信号补偿过程仿真,结果表明经温度补偿后,压力测量精度在0.1%以内，温度补偿过程耗时约10 μs，补偿算法占用片上资源少,能够满足压气机出口压力测量要求。
增程式APU混沌退火混合粒子群优化模糊PID动态控制
赵家豪, 魏民祥, 丁玉章, 常诚
2021, 36(6): 1213-1221. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2021.06.010
摘要 PDF(2719KB) icon107 icon245
摘要:
针对增程式辅助动力单元(APU)工作点切换过程的控制，提出了一种混沌退火混合粒子群(CAHPSO)算法优化模糊比例积分微分(PID)控制的增程式APU动态控制策略。该算法将标准粒子群(PSO)算法与混沌搜索和退火机制融合，强化全局寻优能力，并采用该算法离线优化模糊PID控制参数。为验证该控制策略的有效性，本文建立了APU仿真模型。仿真结果表明：该控制策略可使APU在工作点从热机点逐步切换至高负荷点的过程中稳定时间短，在三个工作点切换控制过程中稳定时间分别为2.92 s，2.88 s，2.79 s；可使APU转速超调率小，在小负荷点向中负荷点切换时超调约0.95%，在其余过程未出现超调；可使APU转矩变化平缓，在中负荷点向高负荷点切换时转矩仅超调0.16 N·m，具有良好的动态控制效果。
燃烧、传热、传质
高空环境下喷嘴参数对航空活塞发动机燃烧与性能的影响
徐劲松, 聂珂, 沈颖刚, 黄国勇
2021, 36(6): 1222-1233. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2021.06.011
摘要 PDF(4575KB) icon260 icon500
摘要:
以一台四缸四冲程压燃式航空煤油活塞发动机为研究机型,运用工程系统高级建模和仿真平台软件(AMESim)仿真软件建立了发动机的整机模型,并使用台架实验的采集数据对该仿真模型进行了验证。在高空环境中,仿真分析了飞行器起飞工况、最大巡航工况下发动机喷油器的不同喷孔数、孔径对发动机燃烧过程、性能和NOx排放特性的影响。计算结果表明:稳态工况下,随着喷孔数的增加,最高燃烧压力和温度增加,瞬时放热率增长速度快且峰值上升;同时,缸内预混燃烧得到强化,燃烧始点提前,滞燃期和燃烧持续期缩短,燃烧重心前移,循环热效率增高,但同时会提高NOx的生成量;在飞行器瞬态变海拔的起飞工况下,多喷孔数、小孔径的喷油嘴有利于航空活塞发动机在高空环境下恢复发动机功率,提升飞行器的动力性和续航性能。
双级轴向涡流器文氏管长度对流场和喷雾特性影响
刘冉, 罗莲军, 陈盛, 彭中九, 王志凯
2021, 36(6): 1234-1243. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2021.06.012
摘要 PDF(5101KB) icon184 icon183
摘要:
为了研究双级轴向涡流器文氏管长度对流场和喷雾特性的影响,通过数值计算和试验分别研究了4种文氏管长度的双级轴向涡流器方案的下游流场和匹配喷嘴的雾化特性。结果表明:随着文氏管无量纲长度由0.23增加至0.49,一级涡流器流量系数由0.98降至0.7,二级涡流器的流量系数保持0.75不变,涡流器出口旋流数由0.08增至0.48,旋流扩张角由闭合状态增至约90°,涡流器下游流场由反转回流区变为传统回流区。文氏管长度最短的方案的索太尔平均直径(SMD)和喷雾锥角受涡流器压降的影响较小,而其他方案的SMD和喷雾锥角受涡流器压降影响较大,且在相同涡流器压降和油压下,SMD和喷雾锥角随着文氏管长度增加而增大。
芳香烃种类及含量对航空发动机燃烧的排放影响
郑璐恺, 朱彦澄, 周亚波
2021, 36(6): 1244-1252. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2021.06.013
摘要 PDF(3444KB) icon186 icon168
摘要:
为了对不同芳香烃种类及含量在航空发动机上表现开展综合评定,对16种芳香烃的3种配比调和燃料开展发动机排放尾气碳烟浓度实验。根据实测颗粒物排放浓度值,对芳香烃的种类与含量增长对排放的影响进行比较;通过线性拟合计算芳香烃特性与颗粒物PM(particulate matters)排放的相关性;结合燃料的能量密度与排放两大重要因素,给出综合评定排名。分析结果表明:茚与萘系类产生的PM数浓度显著更高,而加氢处理后对排放有明显改善。芳香烃的密度和碳氢比对PM的影响最大,并随着芳烃浓度的增加影响越显著。对异丙苯与苯乙烯在综合评定中被列为最优两种芳烃,对萘系列加氢处理可同时优化比能与排放。该结果为通过控制燃料中芳烃种类来优化燃料提供了研究基础。
结构、强度、振动
航空发动机机匣电子束焊接变形模拟分析与优化
贺笃鹏, 张占英, 杨丽, 邹伟龙, 朱小武, 陈源宏
2021, 36(6): 1263-1272. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2021.06.015
摘要 PDF(3346KB) icon207 icon525
摘要:
为了对焊接变形进行预测与控制，建立了焊接接头的弹塑性有限元模型，并对电子束热源模型进行了校核，获得了接头焊接位置的塑性应变区域大小；建立了风扇叶片机匣3D壳单元有限元模型，并采用固有应变法对机匣焊接变形进行了模拟计算，获取了焊接过程的变形分布，通过实测机匣变形量并与仿真结果进行对标，验证了模型的准确性；通过对风扇叶片机匣焊接顺序以及焊接熔池宽度等工艺参数的优化，获得了控制风扇叶片机匣焊后变形的最优方案。结果表明：模拟与实测的平均变形误差仅10.3%，基于固有应变法的中心面3D壳单元有限元模型适用于大型复杂薄壁件的电子束焊接变形预测，该方法已得到应用；风扇叶片机匣焊接熔池宽度的优化能够有效控制焊后变形，焊缝上熔池宽度降低为2.7 mm，焊后平均径向变形量降低30%，能够明显降低机匣径向收缩变形，焊接顺序的优化对变形控制效果较差。
基于整机振动响应模型的转子支承阻尼分析与试验
林学森, 李本威, 黄帅, 张赟
2021, 36(6): 1273-1285. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2021.06.016
摘要 PDF(5374KB) icon171 icon198
摘要:
以某型航空发动机为例，建立了该发动机整机振动系统模型，对影响整机振动响应的不同结构挤压油膜阻尼器(SFD）建模方法进行重点分析，并通过多位置-多传感器稳定工况振动响应试验验证了模型的准确性。利用整机振动系统模型计算及对该型发动机的滑油中断试验，讨论了燃气发生器前支点（No.1支点）与自由涡轮后支点（No.3支点）处挤压油膜阻尼值对发动机稳定工况振动响应的影响，得出了该发动机整机振动响应随No.1支点油膜阻尼值增大而先减小后增大，随No.3支点油膜阻尼值增大而减小，并且可以通过适当减小No.1支点处挤压油膜阻尼值，实现发动机在最大连续工况下整机振动总量减小43.4%。
叶轮机械
叶顶间隙对人工心脏泵血液相容性影响的数值研究
谢楠, 唐雨萌, 柳阳威, 张岩
2021, 36(6): 1304-1314. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2021.06.019
摘要 PDF(7736KB) icon144 icon155
摘要:
采用定常和非定常数值方法系统研究了离心血泵在供压173 mmHg时,4组不同叶顶间隙下的血流动力学特性和血液相容性。所研究的间隙分别为5.0、2.0、1.0 mm和0.2 mm,对速度、湍动能等参数的分布规律以及标准溶血指数(normalized index of hemolysis,NIH)随叶顶间隙大小的变化规律进行了研究。结果表明:在流量3.0 L/min,供压173 mmHg工况下,原型血泵有较好的血液相容性;随着叶顶间隙的减小,最大切应力与标准溶血指数呈显著单峰变化趋势,在1.0 mm间隙结构取得最低标准溶血指数0.000 5 g/100 L,并降低了在叶轮侧壁与泵壳下壁面的狭缝内形成血栓的风险;定常与非定常的结果对比表明:定常结果往往会过小的预测溶血,瞬态标准溶血指数随叶轮转动呈周期性变化,其平均值与定常结果相差在5%以内。
火箭发动机
基于引射器函数法的程序优化设计及验证
查柏林, 李思冶, 权辉, 王金金
2021, 36(6): 1324-1334. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2021.06.021
摘要 PDF(3240KB) icon228 icon532
摘要:
针对考虑多因素综合影响的引射器优化问题,基于引射器函数法,深入研究了静压协调函数的数学特性并分析了其数学曲线上的奇异点。在此基础上,通过程序设计和基准推进归纳法得到了多分支工作特性曲线,分析了不同分支下解的特性。另外结合工作特性曲线重点研究了混合室背压、主次流总压比和混合不均匀度对引射性能的影响,提出了静压特性曲面、临界曲线的设计概念。通过试验数据对比分析验证了引射器函数法的可靠性。结论表明:靠近临界曲线工况时引射器设计性能较好;混合不均匀度对引射性能影响重大,不均匀度为1.5时对比理想状态,引射系数最大误差达到32.73％;考虑壁面摩擦设计时需对摩擦因数公式模型进行修正。研究结果为引射器优化设计提供了重要指导。
考虑围压效应的N15固体推进剂本构模型
张继业, 许进升, 韩峰, 王士欣
2021, 36(6): 1335-1344. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2021.06.022
摘要 PDF(6442KB) icon107 icon144
摘要:
利用自制围压试验系统,完成了不同围压下N15固体推进剂的力学性能测试,结果显示：围压对推进剂初始模量影响不大,但最大抗拉强度、断裂强度、最大伸长率和断裂伸长率均随着围压的增大而增大;结合推进剂细观结构及断面分析,初步揭示了围压对推进剂力学性能的影响机理,由于围压的存在,推进剂内部颗粒脱湿度降低,孔洞由于受到压迫,其形成扩展过程延缓,裂纹萌发扩展被抑制,从细观结构上证明了围压对推进剂具有强化效果;根据弹性-黏弹性对应原理建立了考虑围压效应的N15推进剂本构模型,结果表明所建立的本构模型准确度较好,能够准确描述围压对N15推进剂力学性能的影响。

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