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当期目录

2024年 第39卷  第4期

气动热力学与总体设计
结冰风洞小流量发动机进气部件防冰试验技术
冉林, 熊建军, 赵照, 易贤
2024, 39(4): 20210576. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20210576
摘要:

为满足国产航空发动机小流量进气防冰试验的需求,基于结冰风洞的发动机进气模拟系统,分析了典型小流量发动机进气部件的进气特征,开展了小流量发动机进气模拟方法研究。提出采用水环真空泵解决了大流阻进气导致吸气管道压力大幅度降低问题,在此基础上,优化了发动机进气模拟系统,建立了在结冰风洞开展小流量发动机进气部件防冰试验的流程,并应用于某型号小流量发动机进气部件防冰试验。结果表明:发动机进气模拟系统满足小流量发动机进气部件防冰试验要求,进气流量控制精度达到±0.05 kg/s(±0.33%FS),试验过程中的流量变化可用于辨别防冰效果。相关研究为发动机进气模拟系统设计、优化和小流量发动机进气部件的防冰特性考核提供了参考依据。

工质/涡轮电驱动分布式推进系统设计参数研究
王笑晨, 贾琳渊, 陈玉春, 王玉茹
2024, 39(4): 20230460. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20230460
摘要:

针对回热式工质驱动分布式推进系统在布局、安装等方面存在的不足,将涡轮电驱动方式与其结合,提出了一种部分涡轮电分布式推进系统。基于部件法建立了设计点计算模型,开展了推进系统的能量流动机理分析,提出了能量传输中关键参数的设计方法。以此为基础,分析了设计参数对推进系统的影响,并对比了分析不同分布式推进系统的性能及设计参数。结果表明:部分涡轮电分布式推进系统耗油率对涡轮前温度的敏感性高于总增压比;相对于工质驱动分布式推进系统,部分涡轮电分布式推进系统存在1.7%的耗油率优势,且当功率占比选取合理时,能够改善原工质驱动分布式推进系统的不足。围绕推进系统耗油率,论证了基于工质驱动的部分涡轮电分布式推进系统在性能上的适用性。

多自由度扑翼驱动机构设计与动力学性能分析
张弘志, 宋笔锋, 孙中超, 汪亮, 毛利文, 张旺旺
2024, 39(4): 20210492. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20210492
摘要:

为实现微型扑翼飞行器的扑动翼沿复杂轨迹运动,设计了一种扑动—扫掠多自由度扑翼驱动机构。针对该机构在高频运动过程中各传动构件的惯性力与弹性变形对原动机驱动力造成影响的问题,建立了该机构的刚柔耦合动力学模型,同时提出可对原动机实际所需驱动力与其理想值之间差异进行量化处理的动力学性能因子,结合正交试验研究了机构中各薄板构件的厚度对机构动力学性能的影响规律。结果表明:受面外载荷的薄板构件对驱动机构动力学性能的影响较大,且所在传动链的传力路径越长、位置越靠近原动机,其影响越显著;驱动机构的扑动运动性能强于扫掠运动性能;此外驱动机构的动力学性能并非与薄板构件厚度呈正相关的关系。

轴流状态对转螺旋桨气动性能高效预测方法
原昕, 招启军, 赵国庆
2024, 39(4): 20210567. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20210567
摘要:

提出了一套适用于共轴对转螺旋桨轴流状态的高效气动性能预测方法。为消除大入流角状态下小角度假设引入的误差,应用了精确的气动力分解模型与Prandtl桨尖损失函数;根据对转系统的桨尖涡演化规律,发展了轴流状态的尾迹叠加模型,构建了考虑前后桨之间轴向相互气动干扰和前桨对后桨的周向诱导的干扰模式;进而建立起了基于入流角求解的共轴对转螺旋桨的气动性能预测方法。使用该方法计算了对转螺旋桨在不同前飞速度下气动性能随前进比的变化,结果表明非失速段的拉力和功率消耗的预测结果与试验值一致性良好,整体推进效率与试验值吻合。通过对孤立高速螺旋桨、共轴双旋翼以及对转螺旋桨气动性能的评估,表明与采用小角度假设、忽略双桨间的部分干扰并基于入流比求解的常规气动模型相比,该方法对共轴对转螺旋桨的拉力、功率消耗和推进效率的预测更可靠。

涡轴-涡扇变循环发动机方案设计的多设计点融合算法
任成, 贾琳渊, 张平平, 陈玉春, 杨洁
2024, 39(4): 20230564. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20230564
摘要:

针对有涡轴和涡扇两种工作模态的涡轴-涡扇变循环发动机,提出了其方案设计的多设计点融合算法。以涡喷发动机为例,对发动机多设计点设计的融合算法模型的建立方法进行了介绍; 建立了涡轴-涡扇变循环发动机的多设计点融合算法模型;确定涡轴-涡扇变循环发动机的典型工况点包括高空巡航涡扇模态工况点、地面涡轴模态工况点及转模态工况点,完成发动机方案设计;最后以各典型工况点处飞行器对发动机的性能需求为多设计点融合算法的输入条件,与常规方法得到的参数进行对比验证,结果差异在1%以内。所提出的多设计点融合算法可为变循环发动机总体方案设计提供借鉴。

典型及衍生激波针构型的减阻降热流动特性
何坤, 袁化成
2024, 39(4): 20220173. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220173
摘要:

为探索激波针对超声速钝头飞行器进行减阻降热时的更优衍生构型,采用数值模拟方法对3种典型单扰流物构型、6种双扰流物构型、两类多扰流物构型和钝锥型激波针的流动特性进行了研究,认为加装激波针后的几何本质相当于“镂空式”的锥型钝头体。模拟结果显示:激波针头部扰流物相对直径较大时,减阻率随激波针相对长度的变化曲线没有明显的峰值点,而是存在一个变动幅度很小的峰值段,且相对直径在0.3~0.4左右时减阻效果最佳;典型激波针的最大减阻率约为50%,采用双扰流物构型时略有提升;中部增加多个扰流物时减阻率随扰流物数量增多而增大,最大减阻率超过60%,但气动加热问题较严重。相比而言,钝锥型激波针减阻降温的综合性能最好,最大减阻率可达60%左右,降温率约为7%。

基于CST的三维机翼气动结构解析参数化建模与优化方法
杨予成, 粟华, 龚春林, 谷良贤, 丁轩鹤, 王子一
2024, 39(4): 20220289. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220289
摘要:

针对概念设计阶段机翼设计需要大范围探索设计空间并进行气动结构一体化设计的需求,提出一种基于类别/形状变换函数(class-shape function transformation, CST)的三维机翼气动结构解析参数化建模与优化方法。在二维CST基础上,推导三维CST参数化几何模型的解析函数形式,通过网格自适应离散与结构特征提取技术建立了三维机翼的气动和结构解析参数化模型,能够同时支持包括机翼几何构型、结构布局、结构尺寸、材料属性等参数的气动结构一体化快速建模与优化求解,具备几何模型大范围参数化以及气动、结构模型的建模过程自动化能力。采用该方法对某大展弦比机翼开展气动结构一体化优化设计,对比固定结构布局优化方案,优化结果梁由2个减至1个,翼肋由20个减至15个,质量相比减少26.1%。

考虑气动-结构的高空螺旋桨多学科优化方法
口启慧, 王海峰, 江泓鑫, 聂波
2024, 39(4): 20220344. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220344
摘要:

为实现高空螺旋桨高效率和轻质量之间的权衡设计,提出一种考虑螺旋桨气动-结构性能的多学科多目标优化设计方法,理论上可得到约束条件下推力最大和质量最小的Pareto解集。但工程应用中,变量太多,可接受时间内仅能获得Pareto解集拟合趋势。为避免优化周期太长,提出以下阶段性优化方法。阶段1:根据上述Pareto解集拟合趋势和平台约束,确定最优桨径;阶段2:进行基于最优桨径的气动优化获得气动外形,结构优化获得结构方案。使用该方法对高空太阳能无人机螺旋桨优化,两个阶段耗时分别为96 h和4 h。对获得螺旋桨制造,仿真和试验,对比结果表明:推力最大误差为10.9%,质量误差为6.9%,刚度误差为15.2%,固有频率误差为15.4%,试验结果也表明该方法的合理有效性。

结构、强度、振动
考虑相变诱导塑性下40Cr激光淬火工艺参数显著性分析
李昌, 邓双九, 高鹤芯, 韩兴
2024, 39(4): 20220303. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220303
摘要:

定量化揭示激光淬火过程多场耦合瞬时演变规律,进而实现40Cr激光淬火工艺参数显著性分析。基于相图计算法(CALPHAD)计算温变物性参数,建立40Cr齿轮钢激光淬火数值模型,对瞬态温度、相变以及应力分布进行数值计算,揭示相变行为与塑性应力之间的耦合作用机理。通过Axio Vert.A1显微镜、扫描电子显微镜(SEM)、超景深3D显微镜和显微硬度仪进行分析。基于正交试验,分析了激光半径、激光功率、扫描速度对淬火质量的显著性影响。结果表明:影响最高温度和相变深度的显著工艺参数依次为光斑直径、扫描速度、激光功率;残余应力成“驼峰”分布,影响残余拉应力的显著工艺参数依次为光斑直径、激光功率、扫描速度。该研究为有效控制淬火残余应力,优化工艺参数提供重要理论依据。

刷式密封刷丝摩擦磨损特性实验研究
赵欢, 冯毓钟, 孙丹, 张国臣, 李玉, 李浩
2024, 39(4): 20210490. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20210490
摘要:

建立了基于柱面圆周摩擦的直接测力法与间接转矩法两种刷式密封摩擦因数实验识别模型,设计搭建了刷式密封摩擦磨损特性实验装置,设计加工了8种不同结构参数的刷式密封实验件,实验对比分析了两种摩擦因数识别模型的实验结果,研究了结构参数对刷丝与转子表面正压力影响、工况参数对刷丝摩擦因数影响、干涉量对刷丝磨损影响。结果表明:直接测力法与间接转矩法测得的刷丝摩擦因数彼此相差较小,直接测力法稳定性优于间接转矩法。刷式密封刷丝与转子表面静态和动态正压力均随后挡板保护高度的增加而增大,随刷丝径向长度的增加而减小,随刷丝束厚度的增加而增大;相同干涉量下,静态正压力大于动态正压力;刷式密封刷丝与转子表面正压力在干涉加载阶段大于干涉卸载阶段,在转速升高阶段大于转速降低阶段,刷丝表现出滞后效应。刷式密封刷丝摩擦因数随刷丝与转子间干涉量的增加而降低,随转子转速的增加而降低;随摩擦时长增加,摩擦因数在磨损初期先迅速降低,之后基本保持稳定。刷式密封刷丝磨损量随刷丝与转子间干涉量的增加而增大,刷丝与转子间干涉量由0.3 mm增加至0.4 mm时,刷丝磨损量增大了296.66%。

基于三维空间矢量应力场强法的SiCp/Al复合材料缺口疲劳强度预测
徐颖, 杨涛, 王学民, 崔海涛, 黄申
2024, 39(4): 20220336. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220336
摘要:

为了考虑应力梯度对SiCp/Al复合材料结构疲劳强度的影响,基于三维空间矢量应力场强法和光滑件疲劳强度,发展了一种SiCp/Al复合材料缺口疲劳强度预测方法,其中三维空间矢量应力场强法计算中分别应用了经典一维应力场强与有效距离点应力场强的等效应力积分形式,避免了构建三维权函数和人为确定疲劳损伤区域。采用升降法制定了SiCp/2009Al复合材料光滑件疲劳试验方案,获得了SiCp/2009Al复合材料107循环周次对应的轴向(R=−1)疲劳强度为180.91 MPa,并以散点法开展疲劳试验获得了SiCp/2009Al疲劳寿命分布,光滑件疲劳试验结果显示SiCp/2009Al复合材料应力-寿命关系存在明显的平台区。采用逐级加载法开展了SiCp/2009Al复合材料缺口件轴向(R=−1)疲劳试验,获得了缺口件的疲劳强度为82.2 MPa。缺口件疲劳强度预测结果与试验结果吻合较好,最大误差在10%以内,其中基于有效距离点应力场强的三维空间矢量应力场强法建立的SiCp/Al复合材料缺口疲劳强度预测方法预测精度更高。

多模型自校准扩展Kalman滤波方法
杨海峰, 王金娜, 王宇翔
2024, 39(4): 20220245. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220245
摘要:

基于扩展Kalman滤波方法(EKF)、自校准扩展Kalman滤波方法(SEKF)和多模型估计理论(MME),针对工程实际中非线性系统状态方程受未知输入(如突风、故障和未知系统误差等)影响的问题,提出了一种多模型自校准扩展Kalman滤波方法(MSEKF),将多模型自校准Kalman滤波方法(MSKF)的适用范围扩展到了非线性领域。该方法同时采用EKF与SEKF进行计算,根据贝叶斯定理实时分配两者先验估计值的权重,通过加权融合进而得到最终的状态估计。本文方法不仅解决了非线性系统状态方程受未知输入影响时EKF滤波发散的问题,而且在未知输入为零时的滤波精度与SEKF相比也更高,大量数值仿真结果表明该方法精度提升可达4%,具有更强的适应性和鲁棒性。

基于声压信号的某型涡轴发动机喘振识别
闫思齐, 张赟, 李本威, 刘晨光
2024, 39(4): 20220273. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220273
摘要:

为了识别某型涡轴发动机喘振时的特征,通过进气畸变方式开展了某型发动机台架试车逼喘试验,利用声压传感器测量采集了轴流压气机和离心压气机两侧的声压信号。对声压信号进行测试环境与背景噪声修正,再采用时频分析方法实现了对由于进气减少引起的压气机叶片失速团特征和低频喘振特征的检测,并采用小波低频重构声压信号方法实现了某型涡轴发动机喘振信号的提取与识别。结果表明:随着进气的增加,轴流压气机和离心压气机转子频率处声压信号幅值会降低,同时会产生失速团,轴流压气机右侧能最先监测到喘振,喘振频率约为60 Hz。

金属增材制件射线检测缺陷检出概率分析
代威珏, 敖波, 刘海强, 夏志风
2024, 39(4): 20210482. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20210482
摘要:

针对增材制造射线检测缺乏缺陷检出概率数据易导致裂纹、孔隙缺陷漏检问题,以GH3625高温合金增材制件的线型缺陷和孔型缺陷为研究对象,使用CIVA2020仿真平台模拟X射线检测并得到缺陷检出概率(POD)曲线,研究两种缺陷不同尺寸变化对缺陷检出概率的影响,确定不同影响因素下缺陷检出尺寸及检出概率,并利用Sgompertz函数拟合得到线型缺陷受深度影响的POD曲线方程以及孔型缺陷受半径影响的POD曲线方程,建立了增材制造线型缺陷和孔型缺陷的缺陷检出概率模型。结果表明:在95%的置信水平下以90%概率可检出的线型缺陷长度尺寸为0.211 mm、宽度尺寸为0.213 mm、深度尺寸为0.178 mm,孔型缺陷可检出的直径尺寸为0.188 mm,高度尺寸为0.190 mm。通过实际试样微焦点射线成像检测以及胶片射线照相检测对仿真结果进行对比验证。表明建立的缺陷检出概率模型较为准确,可为增材制造中裂纹与孔隙缺陷检测可靠性分析提供依据。

基于参数优化变分模态分解的瞬时模态参数识别
陈祥祥, 史治宇, 赵宗爽
2024, 39(4): 20220301. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220301
摘要:

针对变分模态分解的模态数和二次惩罚因子难以确定的问题,提出了基于正交性指标、能量比值和变分能量熵的参数优化算法;对于分解得到的单分量信号,发展了基于多项式调频小波变换的瞬时频率识别方法和基于能量法的瞬时阻尼比识别方法。开展了三自由度时变结构仿真研究和时变钢梁实验研究。研究结果表明:优化后的变分模态分解法能够精确分离多自由系统的各阶时变分量,具有较强的抗噪性能;基于多项式调频小波变换的瞬时频率识别方法具有很强的时变频率追踪性能、抗噪声能力强,时变频率识别精度高,平均误差不超过1%;能量法能够较准确地识别结构的瞬时阻尼比,识别误差保持在10%左右,抗噪优势明显。

燃烧、传热、传质
航空重油活塞发动机技术难点与发展启示
赵振峰, 王蕾
2024, 39(4): 20220347. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220347
摘要:

在分析国内外航空重油活塞发动机发展现状的基础上,对现有成熟机型进行对比分析,获得了不同功率级别航空重油活塞发动机的核心技术指标,提出我国发展航空活塞发动机重油化和国产化的重要意义。按照功率级别分析了航空重油活塞发动机发展的技术途径,总结了高功质比航空重油活塞发动机面临的技术难点,提出了点燃式航空重油活塞发动机的关键技术,即重油燃料的快速雾化技术、快速冷起动技术、爆震抑制技术以及高空增压功率恢复技术,突破以上关键技术将对航空重油活塞发动机技术的发展具有重要意义。

直接氨SOFC-GT混合动力系统性能及航空应用
徐乐根, 毛军逵, 梁凤丽, 王在兴, 杨孟林
2024, 39(4): 20220346. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220346
摘要:

建立了基于直接氨燃料的固体氧化物燃料电池-燃气轮机(SOFC-GT)混合动力系统仿真模型,开发了一种架构优化的高功率-质量比的高效发电系统,并研究了燃料利用率和系统燃料分配对系统功率分配、各子部件质量以及其㶲损失等性能的影响。基于所建立的模型分析了压气机压比、燃料摩尔流量、空气摩尔流量等输入参数对系统性能的影响,在最优性能条件下对系统进行功率-质量比分析。仿真结果表明该系统的净发电效率为56.85%,㶲效率为50.71%,净发电量为213 kW,功率-质量比为0.7303 kW/kg,达到美国能源部太平洋西北国家实验室(PNNL)为SOFC-GT混合动力系统应用于航空航天领域制定的标准。在此基础上,讨论了该系统在商用飞机主动力和辅助动力上的应用,表明SOFC-GT混合动力系统在航空领域具有良好的应用前景。

天然气简化反应机理构建与验证
宋晨星, 曾文, 陈潇潇, 胡二江, 常亚超, 马宏宇
2024, 39(4): 20220272. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220272
摘要:

采用6种详细反应机理对多工况条件下天然气的着火延迟时间、层流燃烧速度以及氧化过程中主要组分摩尔分数进行了数值计算,并与相应试验数据进行了对比分析。结果表明:相比于其它五种详细反应机理,Aramco 2.0机理在天然气的着火延迟、层流燃烧以及氧化特性的预测上精度最高。基于Aramco 2.0机理,通过路径敏感性分析、生成速率分析与反应路径分析,形成了天然气(CH4/C2H6/C3H8)的初始简化机理(包含21种组分、150个反应);同时,基于解耦法,耦合初始简化反应机理中的C1~C3反应机理、H2/CO详细反应机理和NOx简化反应机理,构建了天然气的简化反应机理(包含40种组分、189个反应)。通过与相应试验数据的对比发现,该简化反应机理能很好的预测多工况条件下天然气的着火延迟、层流燃烧与氧化特性。

叶轮机械
端壁移动对悬臂静子气动性能的影响
安广丰, 范竹, 于贤君, 刘宝杰
2024, 39(4): 20210564. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20210564
摘要:

为了探究端壁移动对悬臂静子性能的影响,对轮毂移动与否、轮毂移动速度大小以及移动轮毂情况下间隙大小对某一低速轴流压气机悬臂静子内部流动及压气机性能的影响进行了详细的研究。结果表明,随着端壁移动速度的增加或者端壁移动情况下叶根间隙的减小,静子近轮毂区域的流动堵塞/流动损失减小、压气机性能得到提升,造成这一现象的主要原因是端壁移动情况下二次流的消失以及参与掺混的泄漏流流量的减小;端壁移动也会影响静子进口流场,进而影响转子的特性,但相对于对静子特性的影响,转子特性的变化幅值较小。

基于多层感知机的航空发动机压气机盘应力和温度预测
王学民, 徐敬沛, 何云
2024, 39(4): 20220297. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220297
摘要:

将发动机可测参数作为初始特征,利用人工神经网络技术建立航空发动机压气机盘应力和温度预测的MLP (multilayer perceptron)模型,采用BP(back propagation)神经网络算法进行训练。结果表明:该方法预测结果与传统有限元计算结果吻合较好,相对偏差均在1%以内,判定系数达到0.95以上,方均根误差均在5以内,且计算速度由小时级提升为分秒级,可为后续工程应用提供依据。

涡轮动叶吸力面气膜冷却径向差异对比
王磊, 李海旺, 谢刚, 周志宇
2024, 39(4): 20220349. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220349
摘要:

数值仿真研究了不同吹风比和旋转雷诺数条件下涡轮叶片吸力面不同叶高位置处气膜冷却效率分布的差异。研究涉及5个直径为0.8 mm的圆柱孔,气膜孔处于涡轮叶片吸力面17.8%流向位置处,并分别处于10%、30%、50%、70%和90%叶高位置处。研究在400、600 r/min和800 r/min转速下进行,分别对应旋转雷诺数357 000、536 000和715 000。研究涉及5个吹风比:0.50、0.75、1.00、1.25和1.50。研究结果表明:靠近叶根处的气膜受叶根通道涡影响明显向叶顶方向偏转。不同叶高位置处的气膜冷却效率分布存在明显差异。旋转给冷却射流带来附加离心力和哥氏力的作用,使得吹风比和旋转雷诺数的增加对不同叶高位置的气膜尾迹偏转产生不同影响。旋转雷诺数对不同叶高位置的气膜冷却影响存在差异。

火箭发动机
火箭发动机增压系统关键换热参数辨识
张效溥, 李志敏, 徐鹏里, 李春晓, 王振剑
2024, 39(4): 20220335. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220335
摘要:

针对火箭增压系统设计过程中关键换热参数难以确定的问题,提出1种基于混沌自适应粒子群算法(ACPSO)的增压系统换热参数辨识方法。建立了考虑换热模型的液体火箭增压系统非线性数学模型,通过灵敏度分析筛选出待识别参数,采用含有早熟抑制和惯性权重自适应调节策略的粒子群方法对选定参量进行辨识,对引入了权重衰减机制的方均根目标函数进行优化。结果表明:辨识后的仿真曲线与实测曲线具有良好的一致性,氧箱增压电磁阀打开时间仿真值与实测值偏差低于3%,气瓶1次飞行结束温度仿真值与实测值仅相差2.4 K。将辨识结果应用于某相似的新研型号,气瓶设计容积和质量相比绝热假设的设计方案降低了32 L和11.6 kg,有效减少了由设计过度冗余造成的额外试验和设计迭代成本。

隔板对液体火箭发动机燃烧室声学模态特性的影响
张泽昊, 樊志伟, 董立宝, 何博, 聂万胜
2024, 39(4): 20220352. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220352
摘要:

通过采用声学有限元法,求解带有平均流源项的亥姆霍兹方程,进而在考虑燃烧室高温、平均流场因素基础上分析了隔板结构参数对液体火箭发动机燃烧室声学模态特性影响规律。结果表明:增加隔板数目或长度,均会降低燃烧室1阶切向模态的特征频率;存在最佳隔板数目4,使燃烧室1阶切向模态阻尼率最大;而隔板长度越长,1阶切向模态声压波腹的分布面积越小,阻尼率越大;隔板型式对燃烧室1阶切向模态特性影响较小。

液态甲烷管道预冷过程的仿真研究
陈玉, 孙得川, 曾卓雄
2024, 39(4): 20210557. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20210557
摘要:

低温推进剂液体火箭发动机在推进剂加注时需要进行管道预冷以避免推进剂气化。为揭示管路预冷过程中低温流体的两相流动特性,针对小型液氧/甲烷发动机液态甲烷管道的预冷过程进行了研究。采用Lee蒸发模型,模拟并分析了不同入口流量下的湍流传热过程,得到了管道预冷过程中甲烷的体积分数、温度、压力和速度的变化规律。结果表明:在管道预冷过程中,液态甲烷会发生闪蒸现象,甲烷的温度和压力的变化是影响闪蒸的主要因素;在低流量时,预冷时间与质量流量呈负相关,当质量流量增大到一定程度后,预冷时间趋于稳定值。研究结果可预示容许时间内的最优预冷流量,对提高预冷效率和改进低温推进剂加注过程具有指导作用。

动力传输
考虑协调接触的圆兜孔圆柱滚子轴承动力学研究
刘延斌, 黄杰, 李旭莹
2024, 39(4): 20230288. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20230288
摘要:

针对接触廓形高度密合的滚子-兜孔圆弧面、滚子-兜孔端面、滚子-挡边等协调接触副,基于Winkler弹性基础模型,提出一种协调接触建模方法,然后结合牛顿-欧拉动力学理论,提出考虑协调接触的圆兜孔圆柱滚子轴承的六自由度动力学建模方法,通过与文献结果和实验数据对比,验证了建模方法的有效性,在此基础上仿真研究了保持架质量偏心和内外圈角度不对中对保持架打滑/涡动、滚子打滑/偏歪斜、滚子-兜孔碰撞以及滚子-挡边碰撞的影响,结果表明:保持架质量径向偏心会加剧保持架和滚子的打滑,但有助于提高保持架涡动的稳定性,而轴向偏心会引起滚子的偏歪斜,当轴向偏心与径向偏心叠加时,滚子与兜孔、挡边更易产生边缘碰撞;内外圈角度不对中也容易引起滚子的偏歪斜,以及滚子与兜孔、挡边的边缘碰撞,但可明显降低保持架和滚子的打滑。

不同预载机制和过盈量下角接触球轴承的动力学特性
李震, 王青山, 王瑞华, 秦斌
2024, 39(4): 20220334. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220334
摘要:

基于Hertz弹性接触理论和无滚道控制理论,建立了不同预载机制下五自由度角接触球轴承拟静力学分析模型,采用牛顿拉夫逊法对已建立的模型进行数值求解,探究预载机制和过盈量对角接触球轴承动力学特性的影响。通过将已建立模型求解接触角和轴承刚度结果与已有文献结果进行对比,验证模型的有效性。分别探究了过盈量对内外圈装配压力和滚道接触变形量的影响以及过盈量和预载机制对轴承刚度的影响。结果表明:随过盈量增加,内外圈装配压力增加,初始接触角减小;随着过盈量增加,轴承径向刚度增加,轴向刚度和角刚度减小;与定压预紧相比,定位预紧能够提高轴承刚度;探究转速对接触变形和装配压力的影响,确定了松脱旋转速度约为40 000 r/min。

自动控制
高空舱飞行高度模拟串级LADRC鲁棒控制技术
但志宏, 张松, 张和洪, 钱秋朦, 王信, 赵伟
2024, 39(4): 20220343. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220343
摘要:

针对航空发动机高空舱飞行高度模拟控制系统存在的强非线性、高度不确定性、强外部扰动等实际工程问题,对抑制系统不确定性影响的主要控制方法进行了分析和讨论,设计了一种基于降阶线性扩张状态观测器(RLESO)的串级线性自抗扰(LADRC)鲁棒控制方法。分析了被控对象的主要特性和控制难点,并将广义受控对象分为蝶阀位置回路和飞行高度回路。对两个回路分别设计降阶扩张状态观测器和控制器并组建串级控制系统。通过控制仿真并与经典PID控制方法进行了对比分析,结果显示在推力瞬变试验控制仿真中,被控压力的最大波动值从3.5 kPa减小至0.8 kPa,表明了基于RLESO的串级LADRC技术能够显著提升高空台飞行高度模拟的控制品质,获得了较为理想的鲁棒控制性能和抗扰性能。

考虑高压涡轮性能非确定的航空发动机鲁棒设计
王林, 潘旭, 杨锟
2024, 39(4): 20230368. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20230368
摘要:

为了降低制造过程中非确定性因素对航空发动机总体性能的影响,通过在设计阶段考虑高压涡轮性能的非确定性,构建鲁棒优化设计模型来优化总体性能的设计方案,使用蒙特卡洛仿真量化非确定性的影响,并开发了相应的全局优化算法进行求解。数值实验的结果验证了鲁棒设计模型的优势,与传统确定性设计方法相比,在高压涡轮性能非确定的情况下,鲁棒设计模型获得的方案能平均减少15.97%的总体性能离散程度,具有较优鲁棒性。