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2024年  第39卷  第6期

结构、强度、振动
单晶涡轮叶片典型任务循环蠕变分析
石多奇, 张雨曼, 隋天校, 杨晓光
2024, 39(6): 20210702. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20210702
摘要:

针对单晶涡轮叶片在发动机典型任务循环下的多工况蠕变计算问题,结合变载条件下的单晶合金蠕变本构模型,开发了用于高温结构蠕变计算的ABAQUS/UMAT用户子程序。对某型单晶涡轮叶片进行了典型任务循环下的蠕变计算,识别出可忽略蠕变损伤的工作状态从而实现了载荷谱简化,分别计算了该涡轮叶片在10000个战斗机飞行循环和40000个运输机飞行循环下的蠕变变形,并进行了蠕变寿命评估。结果显示:计算采用的典型载荷状态中,该叶片在巡航及以下状态产生的损伤较小,进行蠕变计算时可以删除,简化后的蠕变载荷谱与原载荷谱下叶片产生的蠕变变形基本相等;不同飞机任务剖面下涡轮叶片具有不同的蠕变寿命,在采用的战斗机典型飞行循环下,该叶片的蠕变寿命约为运输机飞行循环下的1/14,这与发动机的大功率状态持续时间占比有关。

带横向喷流效应飞行器的虚拟飞行天平测力装置研制与应用
苗磊, 赵忠良, 李浩, 徐志伟, 周米文
2024, 39(6): 20230384. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20230384
摘要:

为满足某带横向喷流效应飞行器的虚拟飞行风洞试验需求,采用两台独立的4分量天平、传动轴及支撑横梁等组成测力装置同时分别测量前/后两段模型的气动载荷。通过有限元软件计算每台天平的灵敏度,传动轴对天平的干扰以及高压气体对天平的影响,结果表明:传动轴对天平力分量基本无影响,对俯仰力矩干扰约2.5%,对偏航力矩干扰约8%,压力对前天平的影响小于2%,对后天平的影响小于9%。基于每台天平的静态校准公式,生成了适用于测力装置的气动载荷计算方法,通过模拟加载验证了计算方法的准确性。最后,通过风洞试验检验了带横向喷流效应的虚拟飞行天平测力装置的整体性能。静态校准和风洞试验数据表明:静态校准数据与有限元分析结果基本一致,测力装置性能稳定、测值准确,满足风洞虚拟飞行试验研究要求。

支承机匣磨抛参数建模与稳健优化研究
曾爱, 黄飞, 王玉泉, 杨滨涛, 张玉
2024, 39(6): 20220678. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220678
摘要:

针对支承机匣内孔磨抛表面质量难以保证及磨抛效率低问题,开展了磨抛工艺参数对表面质量影响研究。基于Preston理论建立了螺旋式磨抛材料去除量方程,理论上揭示了螺旋式磨抛工艺参数对表面质量的影响规律。通过正交实验进行方差灵敏度分析,探寻出打磨轮目粒度、打磨轮进给速度、打磨轮转速和抛光时间等影响因子对材料去除率和表面粗糙度影响规律及贡献率,在此基础上以材料去除率和表面粗糙度为优化研究目标,构建了基于Kriging响应面近似模型的稳健优化设计数学模型,采用粒子群算法进行计算求解,计算出2611组优化解。结合实际工程要求,最佳的工艺参数为目粒度1400目、进给速度3 mm/s、转速3600 r/min、抛光时间9 min,为磨抛工程领域的工艺质量改善提供技术支撑。

基于磨粒分析的球轴承外圈剥落扩展特性研究
杨景来, 卜嘉利, 佟文伟, 刘东旭, 郝延龙, 何山
2024, 39(6): 20230666. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20230666
摘要:

为研究航空发动机球轴承外圈的剥落扩展特性,首先利用外圈含预制缺陷的球轴承开展零部件实验,再选取外圈存在剥落缺陷的球轴承在发动机上开展剥落扩展研究。综合利用滑油光谱、便携式铁谱、分析式铁谱及能谱分析技术对发动机滑油中的磨粒进行分析。结果表明:球轴承外圈的剥落扩展是渐进性的;表面存在沿长轴方向划痕的疲劳磨粒数量及比例随外圈的剥落发展而不断增加;磨粒总量及尺寸在剥落发展期出现明显增长,在快速扩展期急剧增加。结论:外圈的剥落首先出现在距凹坑一定距离的后方位置,沿滚珠的滚动方向扩展;剥落扩展分为4个阶段:裂纹萌生、裂纹扩展、裂纹贯穿及剥落扩展。

不同油槽结构挤压油膜阻尼器动力学特性试验
黄延忠, 张广辉, 马会防, 陈亚龙, 龚文杰
2024, 39(6): 20210705. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20210705
摘要:

基于挤压油膜阻尼器(squeeze film damper, SFD)动力学特性系数识别试验台研究了油槽深度、供油压力以及供油孔数对活塞环端封SFD泄漏量和阻尼性能的影响。试验结果表明:带油槽结构的SFD滑油泄漏量是无油槽结构的2~7倍,油槽深度增加会增大泄漏量;低油压下阻尼系数的试验结果与短轴承理论解较接近,高油压下阻尼系数的试验结果在短轴承与长轴承理论解之间;对比无油槽结果,带油槽时阻尼性能有所下降,但是0.1 MPa以内两者阻尼系数接近;油槽较浅(深度为5倍油膜半径间隙, 5c)时,低油压单孔供油与高油压多孔供油平均阻尼系数均能达到4.0×104~5.0×104 N·s/m;油槽较深(深度为15c)时低油压单孔供油平均阻尼系数较大,可达到8.06×104 N·s/m。低油压单孔供油时引入油槽结构显著提高SFD阻尼系数,其可用于提高低供油压下SFD的减振性能。

氮化铝陶瓷燃气舵仿真与试验
白澔烔, 石仲仑, 薛海峰, 蔡红明
2024, 39(6): 20210698. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20210698
摘要:

针对弹箭燃气舵轻量化问题,设计了基于高热导率氮化铝(AlN)陶瓷材料的新型燃气舵。为考察其可行性,建立了基于流固热耦合的非定常数值模拟方法,研究了氮化铝陶瓷燃气舵在不同舵偏角下的工作过程,并基于高温下陶瓷强度预测模型分析了燃气舵的抗热震能力。加工了氮化铝陶瓷燃气舵,开展了固体火箭发动机地面静态射流试验,并通过扫描电镜分析了试验结果。研究结果表明:数值仿真与试验结果基本一致,验证了数值模拟方法的有效性;对燃烧室总温为2284 K的固体火箭发动机,氮化铝陶瓷燃气舵可承受其燃气1 s内造成的最大机械冲击和热冲击;氮化铝陶瓷由于较高的热导率(理论达320 W/(m∙K)),有远优于常规结构陶瓷的抗热震性能,是一种良好的小型燃气舵选材。

基于三维随机细观模型的SiCp/Al复合材料力学性能分析
田学亮, 徐颖, 王学民, 崔海涛, 蒋鹏琛, 张宏建, 韩琦男
2024, 39(6): 20210687. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20210687
摘要:

基于颗粒增强铝基复合材料的细观组成及结构特点,建立了考虑颗粒、基体、界面性能的三维随机细观颗粒增强复合材料分析模型和方法。在细观尺度上,分别采用立方颗粒、球形颗粒及三维随机多面体模型来表征颗粒的形状,根据颗粒原材料粒度分析获得的粒径分布数据,建立考虑颗粒空间分布的随机特性及粒径的概率分布特征的三维随机代表性体积单元。在Ludwik模型基础上考虑淬火硬化效应,描述铝基体的弹塑性本构关系,考虑了基体的韧性损伤、SiC颗粒的弹脆性破坏以及界面的拉伸-开裂行为,模拟了材料在单轴拉伸过程中的变形和损伤过程。开展SiCp/Al2009复合材料标准件的单轴拉伸试验验证,结果表明:弹性模量、屈服强度和拉伸强度的预测最大误差分别在5%、5%及11%以内;弹性模量的预测结果受颗粒形状影响较小;其中,三维随机多面体模型的拉伸强度预测精度最高,且能反映出颗粒增强复合材料拉伸断裂过程中的基体韧性断裂、颗粒脆性破坏以及界面脱黏的破坏模式;该模型和方法可为颗粒增强铝基复合材料的细观损伤机理及宏观力学性能分析提供有益的参考。

高浮起量空气静压止推轴承气膜流动特性分析
辛晓承, 龙威, 高浩, 王萍, 刘云龙
2024, 39(6): 20220415. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220415
摘要:

为明确空气静压轴承在高浮起量下的静/动态特性,采用瞬态模型分析支撑气膜湍流形成演变规律和能量耗散过程;结合双向流固热耦合的方法对流场特征区域的流态演变、温度分布、马赫数变化、涡量特征等进行描述;将理论分析与实验测试结果相结合,明确高浮起量下空气轴承气膜内部流场特征,以及系统的承载能力、刚度特性和微振动特性。研究表明:高浮起量下空气轴承气膜流场存在气动加热现象且伴随着负压产生;气膜内部的较大压降和流体的压缩性增强会导致空气轴承的静态特性变差;考虑流固热耦合效应能有效保证高浮起量下空气静压止推轴承静态特性的计算准确性,在1 MPa供气压力、50 μm气膜的高浮起量时对承载力的计算误差仅为2.2%,对刚度的计算误差仅为2.7%。

直升机超临界尾轴限幅减振器安装位置研究
宋立瑶, 王旦, 曹鹏, 陈柏, 朱如鹏
2024, 39(6): 20220409. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220409
摘要:

为了使限幅减振器对传动轴跨1阶及2阶临界转速均起到较好的减振作用,研究了限幅减振器安装位置对传动轴与限幅减振器系统非线性动力学的影响。首先基于Timoshenko梁和非线性碰摩理论建立了传动轴与限幅减振器系统的非线性有限元动力学模型,通过数值计算得到了系统响应。对传动轴典型跨临界过程及安装位置对减振效果的影响进行了分析。结果表明:一个典型的传动轴跨临界过程可以分为4个阶段,分别为无碰摩、拟周期碰摩、同频全周碰摩,最后回到无碰摩阶段。将减振器安装在中间节点只能有效抑制传动轴跨1阶临界转速的振动,而安装在1/4节点及3/8节点处能同时减弱跨1阶及2阶临界转速的振动,但安装在3/8节点处有可能使传动轴无法正常工作。

管式减涡器阻尼结构减振特性及设计方法
牛南轲, 漆文凯, 许正华
2024, 39(6): 20220469. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220469
摘要:

为了抑制管式减涡器工作中的振动,开展对应的阻尼结构设计与减振特性研究工作。针对管式减涡器,总结了阻尼结构的设计参数,在此基础上,归纳了管式减涡器阻尼结构的设计流程。使用该方法对某型发动机减涡器进行阻尼结构设计和减振特性计算,并进行试验验证。结果表明:该方法设计的阻尼器具有良好的阻尼减振效果,可以将关键点应力水平降低80%以上。并且试验得到的减振效果与达到最优减振效果的正压力区间都与计算结果接近,验证了该方法在预测减振特性时的准确性。

数字孪生机翼损伤模式快速识别与监测方法
王子一, 粟华, 龚春林, 蔡艳芳, 丁轩鹤, 杨予成
2024, 39(6): 20220395. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220395
摘要:

针对飞行器结构健康监测过程中存在的识别流程复杂、实时性较差问题,提出一种基于数字孪生技术的飞行器机翼损伤模式识别与监测方法。采用模块化技术构建飞行器机翼的数字孪生结构模型,基于概率神经网络建立了传感器数据在结构数字孪生模型中的映射方法,形成了通用的数字孪生飞行器结构损伤模式快速识别流程。以某无人机为例,基于此流程方法建立了其机翼的损伤模式快速识别模型并开展了对损伤的识别。结果表明:构建的飞行器结构数字孪生识别模型对损伤模式的识别准确率达到了96%以上,能够实现动态航迹规划任务。

基于改进YOLOv8的航空铝合金焊缝缺陷检测方法
苏志威, 黄子涵, 邱发生, 郭朝阳, 殷晓芳, 邬冠华
2024, 39(6): 20230414. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20230414
摘要:

为了提高航空铝合金焊接缺陷数字射线成像自动检测效率和准确度,提出了一种改进YOLOv8智能检测方法。针对样本数据不足和缺陷不清晰的问题,采用Retinex图像增强算法和引导滤波算法对原始图像进行图像增强处理,然后采用旋转和翻转等方式扩充数据集。在模型改进中,使用GhostBottleneck模块替换C2f中的Bottleneck模块,完成模型的轻量化,减少了额外的冗余参数并降低了计算量。同时,引入空间注意力机制,获得缺陷更多的空间信息,并调整预测框的回归范围,提升了模型的精度。通过铝合金焊接件中常见几类缺陷进行测试和验证,改进YOLOv8算法平均精度均值(mAP50)达到92.9%,优于传统的Faster-RCNN、SSD和YOLOv8算法,能够有效适用于焊缝缺陷的自动识别。

燃烧、传热、传质
基于双旋流全环燃烧室的出口温度分布试验研究
门玉宾, 郑龙席, 柴昕, 张燚, 张宝华, 马宏宇
2024, 39(6): 20230423. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20230423
摘要:

以双旋流全环燃烧室为试验对象,分别在高温高压、高温中压和发动机整机条件下开展试验研究。分别设计了带有环腔引气和模拟型喷嘴等模拟发动机边界条件的试验方案,并分析不同试验条件下的出口温度分布规律。试验结果表明:中、高压试验条件下的出口温度分布规律基本一致,热点区域基本一致;中压试验周向出口温度分布水平明显优于高压试验;高压试验温度分布曲线呈中心波峰形式,而中压试验中心波峰形式不明显。设计的高压试验出口温度分布规律和数值更接近发动机整机测试结果,设计的中压试验出口温度分布数值与高压试验相比存在一个比例系数,系数为1.3~1.4。

基于NSGA-Ⅱ算法的小弯管冲击冷却多目标优化
赵鸿华, 宋双文, 王志凯
2024, 39(6): 20210688. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20210688
摘要:

为了获得不同冲击孔径(IA),冲击孔流向间距(IFD)和冲击孔展向间距(ISD)耦合作用对回流燃烧室小弯管冲击冷却特性及结构热应力的影响,开展了数值计算(CFD)及有限元分析(FEA)。选择试验设计(DOE)中的最优拉丁超立方(Opt LHD)采样确定了设计空间中的样本点,构建了高精度径向基神经网络模型,并基于改进非劣类(NSGA-Ⅱ)算法对综合冷却效率,壁温分布不均匀系数以及壁面最大热应力进行了多目标寻优,结果表明:综合冷却效率,壁温分布不均匀系数和壁面最大热应力随流向展向间距比、流向间距孔径比和展向间距孔径比的增大而减小;通过多目标NSGA-Ⅱ算法获得了小弯管冲击冷却结构Pareto前沿的3个目标函数值的范围为壁面最大热应力不大于5 MPa,综合冷却效率不小于0.66,壁温分布不均匀系数不大于0.16;小弯管冲击冷却综合最优结构的组合为:冲击孔径为0.94 mm,冲击孔流向间距为4.04 mm,冲击孔展向间距为5.45 mm。

基于油冷叶片的涡轮叶间燃烧性能研究
卿黎明, 朱剑琴, 程泽源
2024, 39(6): 20220388. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220388
摘要:

为进一步提升航空燃气涡轮发动机性能,提出一种高压涡轮叶间燃烧的结构,采用叶片油冷后的高温燃油喷入叶间通道燃烧,利用径向槽(radial vane cavity,RVC)稳定火焰,以涡轮导向叶片C3X为叶间燃烧叶片模型,数值研究了径向槽尺寸(深长比为0.4~0.6)、油气比(0.007~0.0105)和燃油温度(300~500 K)对叶间燃烧性能的影响。结果表明:径向槽深长比为0.5时获得最佳燃烧效果,由燃烧引起的热阻损失在7%左右,可实现在叶间的近似等温燃烧;叶间燃烧性能随油气比增大而降低,油气比为0.007时距叶片出口 20 mm处燃烧效率达到98.86%;高温燃油在叶间通道内燃烧性能要明显优于低温燃油的燃烧性能,在叶片出口处燃烧效率提升约13%。相关结论可为叶间燃烧技术的发展提供参考。

带轴向通流冷却的动压气体轴承静承载力和气动热多参数影响分析
高齐宏, 孙文静, 王宇婕, 张靖周, 张镜洋, 罗欣洋
2024, 39(6): 20220393. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220393
摘要:

在运行状态稳定条件下,进行了带轴向通流冷却的动压气体轴承三维流-固耦合数值模拟,以分析静承载力和气动热的多参数影响关联。结果表明:在气膜层间隙中,旋转强剪切驱动的周向流动占主导机制,在强烈的旋转流驱动下,进口端的轴向通流被诱导而随之转动,随后在气膜厚度较大的区域向出口端运动,并与通道周向流动形成叠加而呈现螺旋状的流动迹线;无论是对于静承载力还是气动热,偏心率均是最重要的影响参数,对于静承载力而言,气膜平均间隙的影响显著高于轴向通流质量流量的影响,而对于气动热而言,轴向通流质量流量的影响则显著高于气膜平均间隙的影响;在静载荷水平相当时,小偏心率-小气膜平均间隙工况的气动热效应相对较弱,反之,大偏心率-大气膜平均间隙工况的气动热效应最为显著,其面临的散热问题也更为严重。

分级旋流燃烧室流动及碳烟排放特性研究
胡阁, 李建中, 张靖周, 金武
2024, 39(6): 20210695. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20210695
摘要:

为了探究某分级旋流燃烧室流动及碳烟排放特性,结合试验和数值仿真方法对流动特性进行研究,揭示了主、副模分级旋流燃烧室的流动发展过程。通过大涡模拟(LES)非定常流动计算,结果表明:副模出口附近速度存在着1820 Hz的周期性振荡,而主模出口流动未见明显脉动,同时钝体下游存在进动涡核(PVC)结构;对分级旋流燃烧室碳烟排放的数值研究,结果表明:中心回流区附近是碳烟主要生成区域,在贫油燃烧时,随着油气比增大,碳烟浓度显著增大,碳烟浓度随沿程轴向距离增加均呈现先上升后减小趋势,且其峰值对应轴向位置逐渐后移,最终导致燃烧室出口冒烟排放的差异。

收缩扩张型混合管结构参数对圆排波瓣引射器性能影响
肖长庚, 刘友宏, 张寒, 淳杰, 黄宇
2024, 39(6): 20220404. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220404
摘要:

目前收缩扩张型混合管结构参数对于圆排波瓣引射器影响的相关研究少,为此首先进行了带有不同结构参数收缩扩张型混合管的圆排波瓣喷管和圆形喷管引射器缩比模型引射性能的实验研究。结果表明,当混合管喉道直径和长度较小且主流质量流量较低时,圆形喷管的引射性能高于波瓣喷管,但随着质量流量增加情况发生逆转;当喉道直径和长度较大时,在实验质量流量范围内和满足主流附壁条件下,波瓣喷管引射性能均高于圆形喷管;随着主流质量流量增大,引射质量流量比存在一个极大值,并且随着喉道直径和长度增大,该极大值也逐渐增大,在所研究模型中极大值的最大增长率为58.5%。接着,本文建立了经过实验数据验证的数值计算模型,误差不大于4.5%。仿真结果表明:随着喉道直径和长度增大,总压恢复系数逐渐增大,喉道尺寸的增大对于流动损失具有改善作用。

气动热力学与总体设计
基于DMD的双喉道矢量喷管的流场重构与分析
王建明, 刘晓东, 夏瑄泽, 王成军
2024, 39(6): 20210679. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20210679
摘要:

采用分离涡模拟方法对双喉道矢量喷管的三维流场进行数值模拟,分析原始流场的压力系数以及密度梯度分布。运用动力学模态分解技术(DMD)对喷管z=0截面压力系数进行模态分解,选取得到的模态重构流场,将对应的模态进行时间演化并分析其特性。结果表明:利用动力学模态分解得到的前5阶模态可以较完整地重构出双喉道矢量喷管的压力系数场,其中第1模态主要反映的是分离激波的摆动现象以及其对回流区与主流之间剪切层的压力脉动的影响。2阶模态的主要特征是剪切层中的涡系脱落。3阶模态中主要反映的是分离激波强度的变化。4阶、5阶模态主要表现为分离激波位置以及强度上的高阶振荡。

凹槽叶尖尾缘设计对高压涡轮气动性能的影响
蒋红梅, 张子扬, 卢少鹏
2024, 39(6): 20230512. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20230512
摘要:

针对凹槽叶尖,设计全凹槽、压力侧尾切、吸力侧尾切尾缘构型,研究不同尾缘构型及尾切位置对叶尖流动机理及气动性能影响规律。结果表明:压力侧尾切叶尖会导致凹槽涡泄漏位置前移,并且在吸力侧叶尖相应位置附近形成尾切涡,从而导致尾缘下游总压损失增大,最多增加了7.1%;吸力侧尾切叶尖凹槽内流动从切除位置流出而非横跨吸力侧肋边泄漏,总压损失相对减小,最多减小了4.6%。相较于全凹槽叶尖构型和压力侧尾切构型,吸力侧尾切构型具有更优的气动性能。

一型逆时针主旋翼的双发直升机进气流场数值仿真分析
杨柳, 刘雨
2024, 39(6): 20210697. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20210697
摘要:

通过数值仿真方法模拟了一型逆时针主旋翼的双发直升机在稳定前飞、侧飞、悬停状态下的流场,获取了不同飞行状态下的进气总压损失和进气温升。结果显示:稳定前飞时发动机进气面平均总压损失随飞行速度增大而增大,最大约为1.61%;侧飞时下游发动机进气道外侧区域存在较大的进气总压损失,且下游发动机进气存在较大温升;同速度下右侧飞时下游发动机进气温升幅度更高,对发动机工作性能影响更大;悬停状态下发动机进气面平均总压损失最大约为1.14%。通过与该型直升机飞行数据对比,验证了数值仿真结果的有效性。研究结果可以为国内同类型直升机试飞科目规划和发动机安装损失评估提供参考。

多旋翼无人机串联混合动力系统能量管理仿真
徐楷, 王步宇, 帅石金
2024, 39(6): 20220385. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220385
摘要:

以最大输出功率为14.9 kW、功质比为2.8的活塞发动机作为主动力源搭建了多旋翼无人机准静态飞行串联混合动力系统功率模型,针对最大起飞质量80 kg级的多旋翼无人机进行了飞行性能模拟计算,重点比较不同能量管理策略的节油效果,并进一步探索多旋翼无人机起飞电池容量和燃油量对经济性和续航能力的影响。结果表明:在荷电状态保持约束下,减少电池上的能量损耗能够降低混动无人机油耗,且最小等效能量消耗策略表现较好;短航时条件下一定比例的电池容量有利于节油,但长航时条件下所用电池能量比例越大,油耗越大,系统经济性越差;载质量越大,任务时间越短,则系统的燃油经济性越好。

动力传输
考虑设计参数的角接触球轴承动态精度演变规律
季晔, 王东峰, 薛玉君, 郑昊天, 韩涛
2024, 39(6): 20220389. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220389
摘要:

为了确定成品轴承精度是否满足设计要求,合套和拆套是必然工序,不仅耗费工时,还可能引起滚动体和套圈划伤,致使产品精度下降,甚至丧失。根据角接触球轴承工作状态运动学和几何学关系,建立依据零件精度要素的接触角、径向跳动和轴向跳动的解析模型,提出动态精度计算方法,研究不同加工阶段轴承精度变化趋势,系统分析沟曲率半径、沟底直径、球直径及与之相关的精度要素与动态精度的关系。计算结果表明:沟底直径对接触角影响显著,为了满足设计要求,加工后可分组选配;误差幅值增大,径向和轴向跳动增大,几乎呈线性关系;球数对旋转精度影响不大,但会影响运行的稳定性。成品轴承动态精度检测数据与计算结果一致,说明模型准确合理,故通过零件设计参数检测即可得出动态精度是否满足运行要求,无需合套和拆套工序,有利于提升产品合格率和生产效率。

基于ease-off的弧齿锥齿轮齿面高阶接触分析方法
陈鹏, 王三民, 李飞
2024, 39(6): 20220400. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220400
摘要:

为应对弧齿锥齿轮二阶接触分析方法的不足与其高阶接触理论实现的复杂问题,基于ease-off拓扑曲面方程与弧齿锥齿轮齿面方程的结合以及传动误差与接触迹线和ease-off之间的解析关系,提出以传动比高阶导数和接触迹线短程曲率为高阶接触参数的离散齿面的高阶接触分析方法,并建立基于有限差分的简便计算方法。结果表明,高阶齿面的传动比高阶导数波动值分别为0.0031、0.0019与0.001,数值反映齿面形貌的全局特性;接触线短程曲率波动值分别为0.0000769、0.000586和0.000127,说明沿接触迹线的齿面接触过程的复杂性。结果不仅验证了离散齿面高阶接触分析方法的正确性与有效性,而且说明该方法降低了高阶接触参数的计算难度,为齿面全局设计提供了可能。

基于频域特征的航空轴承智能诊断
李宏宇, 苏越, 陈康, 王俨剀
2024, 39(6): 20220405. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220405
摘要:

针对航空发动机滚动轴承的故障诊断,提出一种基于频域特征的故障诊断模型。将原始振动信号进行包络解调预处理,仅取每段数据处理后的512个点作为故障特征,将其作为双向循环长短期记忆网络(BiLSTM)模型的输入,可对内圈故障、外圈故障、滚动体故障及每种故障所对应3种不同的故障程度进行诊断。该模型不仅弥补完全由原始振动信号输入导致输入数据冗长,特征不明显等缺点,也弥补由人工提取振动特征来进行故障诊断的不确定性。在滚动轴承公开数据集上进行实验,结果表明故障识别的准确度达到99.8%以上。搭建航空轴承实验器来对方法与模型进行检验。基于频域特征的双向循环长短期记忆网络模型能够更准确地对轴承进行故障诊断,所提方法对于航空发动机滚动轴承故障诊断具有重要工程价值。

叶轮机械
缝式机匣处理对对转压气机最先失速级的影响
王磊, 高丽敏, 茅晓晨, 郭彦超
2024, 39(6): 20220392. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220392
摘要:

为探究缝式机匣处理对对转压气机最先失速级的影响规律,以双级对转压气机为研究对象,采用数值模拟的方法,开展了缝式机匣处理对对转压气机最先失速级的影响研究。研究表明:缝式机匣处理下该对转压气机的失速初始扰动类型仍为突尖型失速,机匣处理前移压气机的最先失速级由转子R2转换为转子R1,而机匣处理后移未改变该压气机的失速级。机匣处理前移抑制了转子R2前缘溢流的发生,降低了叶片通道内的非定常脉动强度,而转子R1在近失速工况下叶片前缘溢流加剧,主流和泄漏流的交界面被推出叶片通道,同时叶片通道内的非定常脉动强度增大,最终使得转子R1首先进入失速状态;机匣处理向转子R2下游移动,难以抑制前缘溢流的发生,虽然此时转子R1也出现了前缘溢流现象,但转子R2前缘溢流更剧烈,主流和泄漏流交界面的位置更远离叶片前缘,更容易使压气机发生失速。

齿形结构对迷宫密封泄漏与动力特性影响
叶强生, 张万福, 周庆辉, 李春
2024, 39(6): 20220460. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220460
摘要:

建立齿在静子上迷宫密封(TOS LS)、齿在转子上迷宫密封(TOR LS)与交错式迷宫密封(ILS)三维数值分析模型,并采用多频椭圆涡动轨迹模型与计算流体力学方法阐明4种齿形角(θ=0°, 15°, 30°, 45°)对3种迷宫密封泄漏与动力特性的影响。结果表明:在转子转速15000 r/min与进口压力6.9×105 Pa的运行工况下,ILS具有最小的泄漏量,但是若采用过小的齿形角(θ=0°, 15°)易引发转子失稳;TOR LS具有最差的封严性能;TOS LS具有最好的系统稳定性。在齿形角从0°增加至45°时:TOS LS、TOR LS与ILS的泄漏量分别降低5.6%、5.1%与16.8%;中间腔室负气流切向力的绝对值分别增加60.2%、133.9%与470.3%;整个密封段的有效阻尼分别增加44.9%~61.9%、30.7%~53.6%与90.4%~445.3%,系统稳定性均得到显著加强。

火箭发动机
二次燃烧对多喷管运载火箭底部热环境影响研究
周志坛, 李怡庆, 江平, 包轶颖
2024, 39(6): 20210694. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20210694
摘要:

火箭飞行时,尾焰中富燃燃气将继续与空气中氧气发生二次燃烧,导致尾流场温度升高。基于三维可压缩Navier-Stokes方程、混合RANS/LES湍流模型、DOM辐射模型和有限速率化学动力学模型建立多喷管火箭尾焰反应流模型,并通过与风洞试验数据对比验证了模型有效性。基于此,开展了6个不同高度下双喷管火箭和四喷管火箭反应流与冻结流流场对比分析。研究表明:二次燃烧主要发生在羽流混合层中,引起的流场峰值温度增幅随飞行高度增加而减小,最高可达10.16%,最低仅为0.86%。同一高度下,当羽流由近场向远场转变时,二次燃烧效应逐渐增强。相较于双喷管火箭,二次燃烧对四喷管火箭底部热环境影响更小。另外,多喷管火箭底部峰值热流随高度增加基本表现为先增大后减小的趋势。