航空动力学报

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梁海涛, 王立纲, 王亮, 张庆峰

2021, 36(9): 1793-1803. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20210186

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192

175

摘要:
提出注意力循环机制与胶囊网络融合的注意力循环胶囊网络（ARCN）的诊断模型。提取时序特征信息构建初级胶囊；自适应融合路由机制、注意力循环机制构建数字胶囊特征；基于西储大学轴承实验数据，验证了ARCN模型的准确率、鲁棒性、稳定性、收敛误差，其准确率相比Caps模型识别准确率提高1.2%、收敛误差达到0.2。基于实验仿真平台，采集正常、内环故障、外环故障和滚动体故障的振动信号，并通过小波基变换获取的时频图构建ARCN模型的数据集。仿真实验结果表明：ARCN模型下，每类故障被误诊的概率不超过总样本的1%。

航空发动机转子轴向力动态特征测试技术

袁雪, 张岩松, 邱大明, 陈中刚

2021, 36(9): 1804-1810. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20210140

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206

154

摘要:
以航空发动机止推轴承轴向力为研究对象，基于应力环法的测量原理，发展出一种新的适用于转子轴向力动态特征测试技术。基于固支梁模型设计了扇形支点的应力环传感器，通过理论分析和有限元仿真验证结构设计的合理性，并对应力环传感器测量的灵敏度和静态特性指标进行量化表征。某型航空发动机整机轴向力试车结果表明：转子轴向力中存在不可忽略的动态交变载荷，其峰值与轴向力稳态值的比值为6%~29%。频域分析发现，引起轴向力动态交变载荷的频率成分包括转速基频、转速2倍频及34、68 Hz。相位分析表明，34 Hz与68 Hz引起的动态交变载荷使应力环传感器周向测点的时域波形发生相位同步变化，符合轴向的振动特征；转速基频与2倍频引起的动态交变载荷则沿应力环传感器周向进动变化，符合转子不平衡特征。

非周期压电阻尼对失谐叶盘结构振动局部化抑制机理

张凤玲, 聂金龙, 李琳, 田晶, 王志

2021, 36(9): 1811-1825. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20210133

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120

176

摘要:
将非周期压电阻尼技术引入失谐叶盘结构形成机电耦合系统，推导了机电耦合系统的动力学方程，从理论上分析了非周期压电系统对失谐叶盘结构振动局部化的抑制效果。构造了两种非周期压电系统模型：非周期压电分支模型和非周期压电网络模型。研究结果表明：与双周期压电网络系统相比，按照能量集中的程度不同连接而成的非周期压电系统具有更好的振动局部化抑制效果。在非周期压电网络系统的构造中，电阻不再是关键因素，而主要是通过电路形式改变整个叶盘结构中的能量分配情况，电感作为储能元件在其中至关重要。通过合理设计非周期压电网络电路形式，可以得到比非周期压电分支系统和双周期压电网络系统更好的振动局部化抑制效果。

刷式密封流动传热特性数值方法

李浩, 孙丹, 赵欢, 张国臣, 冯毓钟

2021, 36(9): 1826-1838. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20200446

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153

150

摘要:
开展了刷式密封流动传热特性数值方法研究，分别建立了刷式密封多孔介质、稳态实体与瞬态流固热耦合求解模型，设计搭建了刷式密封泄漏流动特性实验装置，在实验验证数值方法准确性基础上，对比分析了3种数值方法的差异性，研究了刷式密封流动传热特性，揭示了刷式密封的封严与传热机理。研究结果表明：在研究工况下，刷式密封多孔介质、稳态实体、瞬态流固热耦合模型泄漏量计算值与实验值的对比误差分别为9.8%~17.1%、8.1%~10%、6.92%~9.01%。刷式密封多孔介质模型计算速度较快，但需通过实验修正孔隙率，湍流模型对稳态实体模型流动传热特性结果影响较大，瞬态流固热耦合模型考虑了流场、刷丝及摩擦热三者间相互耦合作用，计算精度较高，但所需计算时间较长；同一压比下刷丝束温度从上游至下游逐渐增加，刷丝束最高温度随压比的增加而增大。气流流经刷丝间隙形成的节流效应致使泄漏气流能量耗散是刷式密封封严的主要原因，泄漏气流与刷丝表面间的对流换热是刷式密封摩擦热耗散的主要形式。

径向磁气组合轴承系统的动态性能

吴炎, 谢振宇, 陈李成, 郝建胜

2021, 36(9): 1839-1850. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20200494

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89

113

摘要:
为探究磁轴承失效时能否减轻转子跌落带来的损害，将人字槽径向动压气体轴承引入磁轴承转子系统，研究磁气组合轴承对系统动态性能的影响和动压气体轴承的支承特性。采用有限差分法和小扰动法求解气膜厚度方程和雷诺方程，研究动压气体轴承的静动态特性。对磁轴承电磁力进行了分析，采用磁轴承不完全微分PID（比例-积分-微分）控制策略，对系统进行了理论模态分析和试验模态分析，完成了系统高速旋转试验，测试了动压气体轴承在不同偏心率和转速下的承载力。结果表明，引入动压气体轴承可提高系统的动态性能，在磁轴承失效造成高速转子跌落瞬间，偏心率趋近于1，两个径向动压气体轴承能够产生较大承载力，减轻转子跌落造成的损害。

油滴与铝合金壁面的碰撞试验

马兴裕, 陈薄, 周超

2021, 36(9): 1851-1860. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20200495

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83

172

摘要:
机械零部件喷油或滴油润滑方式下油滴与零件表面碰撞后形成的沉积油膜流动特性决定着零件表面润滑油膜的分布特征和零件的润滑状态，对于这一润滑现象的深入理解需要对油滴与金属固体壁面碰撞及其后沉积油膜的流动铺展行为进行研究。建立了油滴与铝合金壁面碰撞的试验装置，采用高速相机拍摄了油滴与铝合金壁面碰撞及其后沉积油膜的流动铺展与形貌演化过程，分析了碰撞油滴的变形及沉积油膜的铺展与回缩历程，探讨了碰撞条件和润滑油黏度对沉积油膜流动铺展特性的影响。结果表明：与铝合金壁面碰撞后形成的沉积油膜铺展较快而回缩较为缓慢，没有明显的整体回缩现象和振荡过程。较小碰撞角度下，铺展初期油滴与壁面之间存在轻微滑移现象，受重力和铺展能量的作用，铺展后期油膜发生断裂并溅射离开壁面，但没有二次油滴生成。前铺展因子随着碰撞角度的减小和碰撞速度的增加而增大，后铺展因子则随着两者的增大而增大。油滴直径对前、后铺展因子的影响不太明显。

重载下可倾瓦推力轴承的热弹流润滑特性分析

冯欣凯, 杨利花

2021, 36(9): 1861-1870. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20200514

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90

187

摘要:
建立了可倾瓦推力轴承的热弹流润滑（TEHD）模型，应用Newton-Raphson迭代法求解，研究了弹性变形、热变形和载荷对油膜静动态特性的影响。结果表明：弹性变形会减弱油膜动压效应，而热变形会增强油膜动压效应；随外载荷增大热变形对轴承静动态特性的影响逐渐减弱而弹性变形的影响更加显著，重载条件下弹性变形的影响更为敏感。考虑轴承材料抗压性能和抗高温性能对可倾瓦推力轴承静动态特性的影响，对优化推力轴承设计、保证其稳定性和安全性具有重要意义。

安装误差下弧齿锥齿轮齿面6σ稳健优化设计

陈鹏, 董红涛, 王三民, 李飞, 何前进, 李义之

2021, 36(9): 1871-1879. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20200506

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104

173

摘要:
由于航空弧齿锥齿轮传动过程中存在安装误差，其不确定性对齿轮传动中的噪声和稳健性有较大的影响，利用Monte Carlo模拟描述抽样方法与多岛遗传算法对弧齿锥齿轮的2阶接触参数进行设计，将局部综合法和

6 σ

分析法结合形成了弧齿锥齿轮的稳健性优化设计方法，并展开了对安装误差不敏感的稳健性优化设计。结果表明：给定工况下，合理地预设2阶接触参数的取值与容差量可将齿轮传动中安装误差不确定性的稳健性提高至99.9%以上；同时可有效降低弧齿锥齿轮接触印痕、传动误差的灵敏度30%以上，改善弧齿锥齿轮传动的接触性能。验证了文中基于

6 σ

稳健优化设计技术的弧齿锥齿轮稳健性设计方法的可行性。

航空发动机气动失稳在线监测试验技术

彭生红, 刘志友, 张志林, 钟明, 田应维, 程曦

2021, 36(9): 1880-1886. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20210106

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147

95

摘要:
针对航空发动机试验时缺乏有效安全监控措施的技术难题，开展航空发动机气动失稳在线监测试验技术研究。通过分析发动机试验失稳动态特征数据，设计基于时频-小波的气动失稳辨识算法，研制出具有国内自主知识产权的航空发动机气动失稳在线监测系统。结果表明：该系统能够准确、及时地检测到发动机失稳特征信号，辨识系统响应时间优于50 ms，工程实用性高，具备对发动机试验气动失稳在线预警能力。

某航空活塞发动机进、排气正时优化

崔华盛, 李滨时, 赵振峰, 冯熠硕

2021, 36(9): 1887-1893. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20200503

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120

94

摘要:
利用基于仿真的遗传算法优化方法，对某型点燃式航空活塞发动机气门正时优化进行了研究。通过耦合发动机性能模型与modeFrontier专业优化软件，以提高发动机巡航工况下有效功率和降低燃油消耗率为目标对发动机的进、排气正时和进、排气持续期进行了优化。分析结果表明：相比于原机，通过优化进、排气门正时和进、排气持续期，发动机在巡航工况下燃油消耗率降低2.5%，功率提升7.3%；优化后的进、排气参数也可以提升发动机节气门全开时发动机的性能，减少飞行器的起飞滑跑距离。

重气体介质中超临界翼型跨声速流动特性

查俊, 曾开春, 寇西平, 杨兴华, 张汇卓

2021, 36(9): 1894-1905. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20200490

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111

140

摘要:
采用Peng-Robinson非理想气体状态方程模拟重气体介质的热力学特性，并与雷诺平均Navier-Stokes方程结合，形成封闭的重气体介质流动模型。针对超临界翼型流动问题，利用LU-SGS（lower-upper symmetric Gauss-Seidel）隐式时间推进格式和有限体积法，分别求解空气介质和重气体介质下的流动特性。数值模拟结果表明：在跨声速条件下重气体介质中超临界翼型的升阻力增大、超声速区域表面负压增加、边界层位移厚度减小、激波后移、表面摩擦阻力明显增大、后缘流动分离推迟。该研究为后续重气体介质中飞行器颤振特性研究及修正方法的发展提供了基础支持。

翼身融合背撑发动机反推绕流流场数值研究

邱奥祥, 桑为民, 谢睿轩

2021, 36(9): 1906-1916. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20200508

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124

113

摘要:
基于RANS（Reynolds averaged Navier-Stokes）方法，采用SST（shear stress transport）湍流模型和进排气边界条件，对翼身融合背撑发动机反推绕流流场进行了数值模拟，探究得到反推气流动力影响下机体气动载荷的变化规律，并评估了不同发动机功率下反推的增阻效果，以及对进气道流场畸变特性进行了初步的分析。结果表明：反推气流会显著影响机体气动载荷的分布状况，发动机前方的机体表面压力逐渐增大，经过反推出流带后，表面压力急剧减小，沿展向其影响逐渐减弱；在一定范围内，反推气流的轴向折流角越大，对气动载荷分布的影响越剧烈，增阻效果也越好；轴向折流角和来流马赫数的变化会影响进气道流场畸变特性。

本征正交分解法对正十二烷喷雾射流的解析

秦文瑾, 徐礼辉, 卢登标, 刘浩

2021, 36(9): 1917-1923. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20200500

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77

178

摘要:
应用大涡模拟方法对航空煤油单组分替代燃料正十二烷冷态喷雾现象进行模拟计算，探究喷雾射流中的多物理场耦合现象。从宏观层面分析燃油破碎蒸发及油气混合过程，发现流场涡团在其中起着重要的作用。运用本征正交分解方法对正十二烷射流质量分数场和涡量场数据库进行加工，从“微观”层面深入探究两者的联系。结果表明：正十二烷质量分数场喷雾结构与射流涡量场涡团结构存在显著的空间分布相关性，反应出两者结构演变具有重要关联特征。湍流脉动致使涡团尺度发生变化，从而影响燃油破碎蒸发，最终使得喷雾不同尺度结构分布形态发生改变。

燃料喷口位置对燃烧室污染物生成性能影响

刘爱虢, 李皓然, 陈炫任, 于浩洋, 毛晓东, 胡建

2021, 36(9): 1924-1931. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20200507

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106

89

摘要:
对一种使用中低热值生物质气的干式低排放（DLE）微型燃气轮机燃烧室开展了研究，对燃料喷嘴口在不同位置时的污染物生成特性进行了实验测试和数值模拟，获得了喷口位置对燃料与空气的混合均匀性、NOx生成特性的影响规律。结果表明：调节燃烧室的燃料分配比例、燃料喷口位置对燃烧室的排放特性会产生影响，存在一个使NOx排放最低的燃料分配比例；燃料与空气混合的均匀性是影响NOx生成的主要因素之一；NOx主要在值班燃烧区中产生，调整值班级喷口喷射方式可以使NOx质量浓度降至7.6 mg/m³。

驻涡加力燃烧室贫油熄火性能的影响

谭云川, 钟华贵, 孙瑞礼, 孙海涛

2021, 36(9): 1932-1941. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20210121

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113

121

摘要:
为了研究驻涡加力燃烧室的贫油熄火性能，设计了三种不同方案的凹腔结构，进行了贫油熄火（LBO）性能试验。采用航空煤油作为燃料，试验中的主要研究参数如下：外内涵进气压比在0.97~1.07之间变化；主流马赫数在0.13~0.20之间变化。研究结果表明：驻涡加力燃烧室贫油熄火油气比随着外内涵进气压比的增加而增加，随着主流马赫数的增大而增加，并且在马赫数较大时，变化幅度增大；在驻涡区上部分区域，轴向平均绝对速度越小，以及主涡涡心位置在一定范围内更贴近凹腔后壁面，驻涡加力燃烧室的贫油熄火性能更优。

灭火弹气体发生器内流场数值模拟

李云峰, 邓康清, 鲁锐华, 秦沛文, 郭春亮, 闫立帆, 黄昌龙

2021, 36(9): 1942-1950. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20200385

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120

210

摘要:
为了提高灭火弹灭火性能，优化灭火弹结构设计，利用Fluent对灭火弹气体发生器内流场进行仿真计算，通过改变气体发生器开孔情况及发生剂参数调整弹内流场分布。计算结果显示：当首孔距离等于15倍气体发生器排气孔孔径时，灭火弹壳体近壁面存在5个大小相近且数值较高的压强峰，压力分布最利于灭火弹壳体预制孔槽破裂；灭火弹内气体发生器上排气孔对称性越强，发生器内压力分布越均匀。经过试验验证，仿真所得压力-时间曲线与试验测得数据吻合良好，说明该模型适用于灭火弹内流场仿真。

脉冲放电等离子体控制火箭发动机高频燃烧不稳定性机理

周思引, 聂万胜, 包恒

2021, 36(9): 1951-1961. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20210250

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106

163

摘要:
为研究等离子体对火箭发动机高频燃烧不稳定性的影响，提出了一种基于脉冲激励准直流放电等离子体的控制方案，采用数值仿真方法研究了脉冲放电等离子体对燃烧室流场平均参数及动态特征的影响规律。结果表明：脉冲激励下燃烧室平均温度和压力都较定常激励下有所降低，对整个燃烧室的影响可以忽略。与定常激励相似，等离子体可以在一段时间内抑制高频压力振荡，而且在特定控制参数下其对不稳定燃烧的抑制效果优于定常激励方式；从功率谱密度分析可知脉冲激励下燃烧室压力振荡特征频率由燃烧室固有声学频率和脉冲激励频率两者共同决定，提高激励频率则特征频率幅值有所降低。脉冲激励方式与定常激励一样不改变燃烧室压力-释热耦合特征，但是通过降低释热率能够改变压力振荡幅值，进而实现对高频不稳定燃烧的抑制。在所研究工况中，激励频率为50 kHz、占空比为20%的脉冲控制参数下等离子体的抑制效果最佳。

气动磁镜聚变推进器的火星探测任务分析

宋俊, 张晨, 杨文杰, 曾秋孙, 陈志斌

2021, 36(9): 1962-1973. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20200510

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78

113

摘要:
将气动磁镜聚变概念拓展到空间推进器应用，分析了不同等离子体密度和氢推进剂质量流率下聚变推进器的比冲和推力变化范围，理论计算表明其比冲可达10 000 s以上，推力最高可达几十牛。在此基础上，进一步采用气动磁镜聚变推进器对地火转移任务进行了数值仿真。假设推进器初始质量为100 t，仿真结果表明:当飞行时间在282.42~639.76 d变化时，剩余质量从88.59 t提升至98.24 t。相关分析表明基于气动磁镜的聚变空间推进器通过调节比冲和推力组合方式，可以很好地满足未来火星载人和货运任务对飞行时间和有效载荷份额的不同需求，是未来高性能空间推进器发展的一种候选方案。

酚醛/环氧过渡层固化特性及复合材料性能

杨潇, 李勇, 还大军, 刘洪全, 李丽沙, 陈晓东

2021, 36(9): 1974-1985. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20200498

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135

96

摘要:
为满足固体火箭发动机复合材料壳体的结构功能一体化要求，研究了两种树脂的过渡层配方、工艺及性能，重点研究了在酚醛树脂B30、环氧树脂TDE-85和固化剂甲基六氢苯酐（MHHPA）体系中，三者不同质量分数下的性能特点，采用了数显旋转黏度计和数显恒温水浴锅对树脂黏度测量，使用差示扫描量热仪（DSC）对不同质量分数的树脂进行热分析，求解多相体系反应机理的动力学参数，验证过渡层树脂固化工艺及性能，并与未使用过渡层的树脂配方进行性能对比。结果表明：过渡层体系中，最先反应的是B30和固化剂MHHPA，最后是B30的自固化；环氧树脂TDE-85的力学性能与酚醛树脂B30耐烧蚀性能满足结构层与功能层性能需求；与未使用过渡层的树脂相比，使用过渡层的树脂耐烧蚀性变化不大，但是弯曲强度提高了67.8%，拉伸强度提高了56.1%；与未使用过渡层的复合材料相比，使用过渡层的复合材料层间剪切强度提高了94.9%，但耐烧蚀性变化不大。综上所述，该过渡层可以满足固体火箭发动机复合材料壳体的结构功能一体化要求。

不同约束条件下跨声速涡轮叶栅伴随气动优化设计

李佳星, 罗佳奇, 曹志远

2021, 36(9): 1986-1998. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20200468

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147

193

摘要:
发展了一种简化的基于无反射边界理论的伴随方程进出口边界条件确定方法，研究了考虑不同约束的叶片气动外形优化设计。研究结果表明：采用流动强耦合的简化伴随方程进出口边界条件确定方法，能够确定精度较高的伴随灵敏度，在不同类型的伴随气动优化设计中均具有较好适用性。无约束的出口质量熵优化后，出口质量熵降低0.253%，流道面积和出口气流角变化较大。分别考虑出口气流角气动约束、流道面积几何约束和同时考虑上述两种约束的影响，优化后出口质量熵分别降低0.176%、0.227%和0.164%，优化后叶片气动性能显著提升，且满足约束条件。改变叶型曲率能有效减弱激波强度，吸力面前段曲率降低时，流动减速、出口气流角增大，吸力面前段曲率变化较小时，出口气流角约束较好。

非轴对称安装角对压气机转子叶片性能的影响

庄皓琬, 滕金芳, 马宇晨, 朱铭敏, 羌晓青

2021, 36(9): 1999-2011. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20200489

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125

140

摘要:
为了给高压压气机叶片全工况的工程设计和加工制造提供借鉴，进行了多案例的单通道和8通道定常及非定常数值模拟，探究了设计点和非设计点工况下安装角非轴对称布局对压气机性能的影响。研究结果表明：非轴对称安装角方案在设计点工况下性能参数相较于均匀安装角降低，且在近堵点时流量的分散度更大。非轴对称安装角使得叶片表面压力系数波动较大，导致转子效率下降明显。在均匀安装角偏差小但标准差大的非轴对称安装角典型方案中，由于其通道中存在较原型偏离大的安装角叶片，从而使得大流量点工况下48%~82%叶高流动分离，降低了出口气流角和效率。在近失速点，该典型方案在轮毂处角区分离较原型明显增强，在10%叶高处扩散因子较原型高负荷设计高出了0.72%，导致了失速裕度减小。

涡桨发动机发螺一体化起飞推力优化控制

田飞龙, 丁红帅, 郑宏亮, 詹骆骥

2021, 36(9): 2012-2016. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20210804

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120

115

摘要:
针对涡桨发动机对起飞阶段的快速响应需求，提出一种发螺一体化控制架构，通过油门杆综合燃油回路和桨距回路，提高系统动态响应。根据螺旋桨特性，设计起飞阶段推力优化控制策略，通过空速调度最大有效起飞功率，从而提升起飞阶段推力响应。仿真结果表明：这种发螺一体化起飞推力优化控制策略使得涡桨发动机起飞加速段推力平均增加2.59%，发动机加速到起飞响应时间小于2.5 s，有效提升了涡桨飞机的快速响应。

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