留言板

尊敬的读者、作者、审稿人, 关于本刊的投稿、审稿、编辑和出版的任何问题, 您可以本页添加留言。我们将尽快给您答复。谢谢您的支持!

姓名
邮箱
手机号码
标题
留言内容
验证码

预排版期

预排版期栏目中展示近期即将出版的文章,这些文章的内容已经过编校和修改,基本确定了卷号、期号及页码(印刷前可能稍有改动)。
显示方式:
2024年7期
2024年6期
2024年5期
2024 年 7 期目次
2024, 39(7): 1-4.
摘要:
低供油压下挤压油膜阻尼器空穴效应试验研究
陈亚龙, 马会防, 黄延忠, 张广辉
2024, 39(7): 20220061. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220061
摘要:

挤压油膜阻尼器(squeeze film damper, SFD)正常工作时避免不了会出现油膜空穴,为了研究SFD长时间运行时转子基频振动变化以及SFD油膜空穴效应对SFD内外环金属表面空化侵蚀情况,基于全尺寸航空发动机高压转子试验台开展了低供油压力(0.02~0.05 MPa)下SFD空穴效应试验研究,考察SFD在临界转速处长时间运行时转子基频振动变化,以及长时间运行后油膜空穴对SFD内外表面形貌的影响,试验结果表明:长时间运行后SFD油膜空穴会对SFD内环表面产生侵蚀作用,形成水滴形、椭圆形以及形状不规则的凹坑群,证明了在临界转速附近考核SFD空穴效应是SFD低供油压力下安全运行必要的试验内容。

挤压油膜阻尼器(squeeze film damper, SFD)正常工作时避免不了会出现油膜空穴,为了研究SFD长时间运行时转子基频振动变化以及SFD油膜空穴效应对SFD内外环金属表面空化侵蚀情况,基于全尺寸航空发动机高压转子试验台开展了低供油压力(0.02~0.05 MPa)下SFD空穴效应试验研究,考察SFD在临界转速处长时间运行时转子基频振动变化,以及长时间运行后油膜空穴对SFD内外表面形貌的影响,试验结果表明:长时间运行后SFD油膜空穴会对SFD内环表面产生侵蚀作用,形成水滴形、椭圆形以及形状不规则的凹坑群,证明了在临界转速附近考核SFD空穴效应是SFD低供油压力下安全运行必要的试验内容。

基于HP滤波和Wiener过程的柱塞泵剩余使用寿命预测
高文科, 王状状, 张曦文, 王圣垚, 冀宏
2024, 39(7): 20230217. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20230217
摘要:

柱塞泵的性能退化主要由关键摩擦副的泄漏加剧所致,通过理论分析关键摩擦副的泄漏量,引入等效间隙的退化率参数和工况因素建立了柱塞泵的总泄漏量计算模型。在考虑测量数据误差的情况下采用HP(Hodrick-Prescott)滤波方法滤除随机噪声,借助柱塞泵总泄漏量计算模型结构,应用Wiener过程构建了滤波后的柱塞泵退化模型,并依此建立了其剩余使用寿命模型。模型分析结果表明:依据HP滤波分解方法所建的退化模型,柱塞泵工作900 h失效概率小于1%,而未滤波数据所得失效概率为28%,HP滤波数据更符合实际情况。

柱塞泵的性能退化主要由关键摩擦副的泄漏加剧所致,通过理论分析关键摩擦副的泄漏量,引入等效间隙的退化率参数和工况因素建立了柱塞泵的总泄漏量计算模型。在考虑测量数据误差的情况下采用HP(Hodrick-Prescott)滤波方法滤除随机噪声,借助柱塞泵总泄漏量计算模型结构,应用Wiener过程构建了滤波后的柱塞泵退化模型,并依此建立了其剩余使用寿命模型。模型分析结果表明:依据HP滤波分解方法所建的退化模型,柱塞泵工作900 h失效概率小于1%,而未滤波数据所得失效概率为28%,HP滤波数据更符合实际情况。

GH4169电子束焊接头高温疲劳寿命预测模型
刘小刚, 李张辉, 于盛吉, 彭伟平
2024, 39(7): 20220418. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220418
摘要:

为建立GH4169电子束焊接头的高温疲劳寿命预测模型,开展了电子束焊接头多个温度下的疲劳试验,获得其不同温度下的应力-寿命(S-N)曲线,分析了温度对接头疲劳性能的影响规律。对疲劳断口进行金相分析和扫描电镜(SEM)观测,研究其高温疲劳损伤机理。结果表明,温度对接头疲劳性能的影响与载荷水平有关,当应力水平大于980 MPa时,随温度升高,接头的疲劳性能呈现明显的下降趋势;此外,接头室温下为穿晶脆性断裂,而高温下呈现出解理断裂特征。在上述分析基础上,考虑屈服强度及晶粒尺寸随温度的变化,结合疲劳试验数据对Basquin模型中材料参数进行修正,建立电子束焊接头高温疲劳寿命预测模型。结果表明:当仅考虑屈服强度因素对参数进行拟合,模型的预测精度较低,而综合考虑屈服强度及晶粒尺寸的影响,修正后的模型预测精度较高,其误差在±2倍分散带以内。

为建立GH4169电子束焊接头的高温疲劳寿命预测模型,开展了电子束焊接头多个温度下的疲劳试验,获得其不同温度下的应力-寿命(S-N)曲线,分析了温度对接头疲劳性能的影响规律。对疲劳断口进行金相分析和扫描电镜(SEM)观测,研究其高温疲劳损伤机理。结果表明,温度对接头疲劳性能的影响与载荷水平有关,当应力水平大于980 MPa时,随温度升高,接头的疲劳性能呈现明显的下降趋势;此外,接头室温下为穿晶脆性断裂,而高温下呈现出解理断裂特征。在上述分析基础上,考虑屈服强度及晶粒尺寸随温度的变化,结合疲劳试验数据对Basquin模型中材料参数进行修正,建立电子束焊接头高温疲劳寿命预测模型。结果表明:当仅考虑屈服强度因素对参数进行拟合,模型的预测精度较低,而综合考虑屈服强度及晶粒尺寸的影响,修正后的模型预测精度较高,其误差在±2倍分散带以内。

蠕变-疲劳耦合作用下推力室内壁结构损伤分析
王红建, 王超, 施蔚, 杜大华
2024, 39(7): 20220481. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220481
摘要:

可重复使用液体火箭发动机能大幅降低航天运输成本,其中推力室内壁结构的循环使用寿命是影响可重复使用性能的关键因素。基于Chaboche随动强化模型和Norton蠕变模型建立推力室内壁材料的本构方程;采用瞬态热-力耦合分析方法,获得推力室各工况下的温度场与应力-应变分布;通过Lagneborg累积损伤法建立损伤模型,其中考虑了蠕变-疲劳的耦合作用,以预测内壁结构损伤及循环寿命。研究结果表明:推力室内壁结构损伤形式以低周疲劳损伤和蠕变-疲劳耦合损伤为主,其中低周疲劳损伤占比65.8%,蠕变-疲劳交互作用损伤占比29.8%,因此为了准确预测推力室内壁结构的循环使用寿命,需考虑结构在蠕变-疲劳耦合损伤作用下的影响因素。

可重复使用液体火箭发动机能大幅降低航天运输成本,其中推力室内壁结构的循环使用寿命是影响可重复使用性能的关键因素。基于Chaboche随动强化模型和Norton蠕变模型建立推力室内壁材料的本构方程;采用瞬态热-力耦合分析方法,获得推力室各工况下的温度场与应力-应变分布;通过Lagneborg累积损伤法建立损伤模型,其中考虑了蠕变-疲劳的耦合作用,以预测内壁结构损伤及循环寿命。研究结果表明:推力室内壁结构损伤形式以低周疲劳损伤和蠕变-疲劳耦合损伤为主,其中低周疲劳损伤占比65.8%,蠕变-疲劳交互作用损伤占比29.8%,因此为了准确预测推力室内壁结构的循环使用寿命,需考虑结构在蠕变-疲劳耦合损伤作用下的影响因素。

基于联合LLE和SSR的滚动轴承故障诊断方法
张康智
2024, 39(7): 20230263. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20230263
摘要:

针对滚动轴承振动信号具有较强的非线性,且包含较多冗余和无关特征,导致提取本质特征和故障识别困难,提出一种基于联合局部线性嵌入和稀疏自表示(joint locally linear embedding and sparse self-representation, JLLESSR)与参数优化支持向量机的滚动轴承故障诊断方法。该方法构造了一个统一的特征提取框架,依靠局部线性嵌入(locally linear embedding,LLE)挖掘高维数据的局部几何结构,同时通过稀疏自表示 (self-representation) 在低维空间挖掘高维数据的全局几何结构,得到表征滚动轴承运行状态的嵌入特征。然后,将得到的特征输入至交叉优化支持向量机(cross-validation support vector machine,CV-SVM)中进行故障识别。最后,在常见滚动轴承故障数据集上对所提出的方法进行测试,实验结果表明提出的方法能有效识别出滚动轴承不同类型的故障,并且故障诊断精度可达98.5%。

针对滚动轴承振动信号具有较强的非线性,且包含较多冗余和无关特征,导致提取本质特征和故障识别困难,提出一种基于联合局部线性嵌入和稀疏自表示(joint locally linear embedding and sparse self-representation, JLLESSR)与参数优化支持向量机的滚动轴承故障诊断方法。该方法构造了一个统一的特征提取框架,依靠局部线性嵌入(locally linear embedding,LLE)挖掘高维数据的局部几何结构,同时通过稀疏自表示 (self-representation) 在低维空间挖掘高维数据的全局几何结构,得到表征滚动轴承运行状态的嵌入特征。然后,将得到的特征输入至交叉优化支持向量机(cross-validation support vector machine,CV-SVM)中进行故障识别。最后,在常见滚动轴承故障数据集上对所提出的方法进行测试,实验结果表明提出的方法能有效识别出滚动轴承不同类型的故障,并且故障诊断精度可达98.5%。

转子系统的动力学“临界跟随”特征及其试验验证
周旋, 廖明夫, 侯理臻, 朱东华, 王瑞, 景琰婷
2024, 39(7): 20230690. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20230690
摘要:

为了深入探究转子系统“临界跟随”现象的机理,建立悬臂转子模型,分析“临界跟随”状态下的转子动力学特性,设计搭建了悬臂转子试验器,并在高速超转试验台上进行试验验证。研究结果表明:当直径转动惯量与极转动惯量相等时,从一定的转速开始,盘的振动摆角响应会随转速持续增大;具有“临界跟随”特征的模态振型表现为,直径转动惯量与极转动惯量相等的盘位于振型节点,在不平衡力矩作用下,盘心振动位移为零,但盘的摆角不为零且随转速增加而增大,其相位角维持不变;若转子结构并非简单的单盘,则需计算组件的直径转动惯量与极转动惯量,以此检验是否会出现“临界跟随”;考虑转轴质量时,盘的惯量符合直径转动惯量与极转动惯量相等时,不会出现“临界跟随”现象,但会出现自振频率在较宽的范围与转子转速靠近,使“共振”区域变宽;“临界跟随”使得转子对不平衡激励非常敏感,应在转子动力学设计时予以避免。

为了深入探究转子系统“临界跟随”现象的机理,建立悬臂转子模型,分析“临界跟随”状态下的转子动力学特性,设计搭建了悬臂转子试验器,并在高速超转试验台上进行试验验证。研究结果表明:当直径转动惯量与极转动惯量相等时,从一定的转速开始,盘的振动摆角响应会随转速持续增大;具有“临界跟随”特征的模态振型表现为,直径转动惯量与极转动惯量相等的盘位于振型节点,在不平衡力矩作用下,盘心振动位移为零,但盘的摆角不为零且随转速增加而增大,其相位角维持不变;若转子结构并非简单的单盘,则需计算组件的直径转动惯量与极转动惯量,以此检验是否会出现“临界跟随”;考虑转轴质量时,盘的惯量符合直径转动惯量与极转动惯量相等时,不会出现“临界跟随”现象,但会出现自振频率在较宽的范围与转子转速靠近,使“共振”区域变宽;“临界跟随”使得转子对不平衡激励非常敏感,应在转子动力学设计时予以避免。

短精密螺栓连接结构组合偏心预测及安装相位优化
张譍之, 孙惠斌, 颜诚, 况侨
2024, 39(7): 20220421. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220421
摘要:

为了有效提高短精密螺栓连接结构的装配精度,分析了两级盘组合后形心、质心偏心影响因素,阐述了两级盘配合过程中的平动转动行为和定心原理,建立了两级转子形心偏差预测模型、初始不平衡量预测模型。提出了以短精密螺栓连接的转子盘安装相位为变量,形心偏心和初始不平衡量最小为优化为目标的工艺优化模型,通过实物实验进行了验证。结果表明:形心偏差模长最大相对误差为13.28%,组合不平衡量的计算结果精度最大提高了37.3%,工艺优化结果与实验结果相符,对于短精密螺栓连接结构装配工艺优化具有重要的参考意义。

为了有效提高短精密螺栓连接结构的装配精度,分析了两级盘组合后形心、质心偏心影响因素,阐述了两级盘配合过程中的平动转动行为和定心原理,建立了两级转子形心偏差预测模型、初始不平衡量预测模型。提出了以短精密螺栓连接的转子盘安装相位为变量,形心偏心和初始不平衡量最小为优化为目标的工艺优化模型,通过实物实验进行了验证。结果表明:形心偏差模长最大相对误差为13.28%,组合不平衡量的计算结果精度最大提高了37.3%,工艺优化结果与实验结果相符,对于短精密螺栓连接结构装配工艺优化具有重要的参考意义。

反旋流对梳齿密封动力特性影响机理及有效性
张乃丹, 张万福, 周庆辉, 顾乾磊, 李春
2024, 39(7): 20220479. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220479
摘要:

对比分析了不同预旋比下反旋流装置对梳齿密封各腔室内压力、周向流速、周向旋流增长率及动力特性系数,对反旋流梳齿密封的有效性进行定量分析与判别。研究表明:反旋流装置对密封周向流动有较强的抑制作用,且对各腔室压力有不同影响,其中对C3~C6腔室压力作用效果较明显;引入周向旋流增长率衡量反旋流装置作用效果,添加反旋流装置后,密封周向旋流增长率沿泄漏方向降低至C8腔室,在C9腔室处略有回升,无反旋流密封基本保持不变。添加反旋流喷嘴使C3~C6腔室直接阻尼增大,且各腔室交叉刚度均减小,各腔室有效阻尼提高,总有效阻尼增大稳定性增强。预旋比使C1~C2腔室的直接阻尼有显著变化。添加反旋流喷嘴后,腔室交叉刚度在高预旋比下减小更多,有效阻尼受预旋影响较小,反旋流对进口正预旋有较好抑制作用。

对比分析了不同预旋比下反旋流装置对梳齿密封各腔室内压力、周向流速、周向旋流增长率及动力特性系数,对反旋流梳齿密封的有效性进行定量分析与判别。研究表明:反旋流装置对密封周向流动有较强的抑制作用,且对各腔室压力有不同影响,其中对C3~C6腔室压力作用效果较明显;引入周向旋流增长率衡量反旋流装置作用效果,添加反旋流装置后,密封周向旋流增长率沿泄漏方向降低至C8腔室,在C9腔室处略有回升,无反旋流密封基本保持不变。添加反旋流喷嘴使C3~C6腔室直接阻尼增大,且各腔室交叉刚度均减小,各腔室有效阻尼提高,总有效阻尼增大稳定性增强。预旋比使C1~C2腔室的直接阻尼有显著变化。添加反旋流喷嘴后,腔室交叉刚度在高预旋比下减小更多,有效阻尼受预旋影响较小,反旋流对进口正预旋有较好抑制作用。

转子多重干摩擦阻尼动力吸振器及其减振特性
杨庚, 王帅, 郑昌军, 毕传兴
2024, 39(7): 20220488. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220488
摘要:

针对转子过临界转速时振动过大问题,提出一种具有紧凑结构的多重干摩擦阻尼吸振器,通过集成多个具有高强度的悬臂梁式振子,结合适于高温复杂环境的干摩擦阻尼,构建能够在复杂恶劣环境下工作的环形吸振器。为对吸振器进行参数设计与减振特性分析,采用有限元和拉格朗日方程方法对吸振器-转子系统进行动力学建模,并利用基于时频域转换的谐波平衡法实现对系统振动响应的高效求解。在此基础上,研究吸振器质量比、频率比、振子个数以及干摩擦界面法向正压力等参数对其减振性能的影响,分析其减振性能对于参数偏离的敏感性,结果表明:多重干摩擦阻尼吸振器能有效降低转子过1阶临界转速的振幅,减振幅度最高可达70%,且具有较好的鲁棒性。

针对转子过临界转速时振动过大问题,提出一种具有紧凑结构的多重干摩擦阻尼吸振器,通过集成多个具有高强度的悬臂梁式振子,结合适于高温复杂环境的干摩擦阻尼,构建能够在复杂恶劣环境下工作的环形吸振器。为对吸振器进行参数设计与减振特性分析,采用有限元和拉格朗日方程方法对吸振器-转子系统进行动力学建模,并利用基于时频域转换的谐波平衡法实现对系统振动响应的高效求解。在此基础上,研究吸振器质量比、频率比、振子个数以及干摩擦界面法向正压力等参数对其减振性能的影响,分析其减振性能对于参数偏离的敏感性,结果表明:多重干摩擦阻尼吸振器能有效降低转子过1阶临界转速的振幅,减振幅度最高可达70%,且具有较好的鲁棒性。

低温风洞排气塔流致振动的理论及数值研究
张伟, 高鑫鑫, 高荣, 张小斌, 程俊
2024, 39(7): 20220422. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220422
摘要:

为分析排气塔在自然风载和内流共同作用下的结构安全性,采用理论和数值模拟方法分析了排气塔的流致振动响应情况。理论分析获得了排气塔在自然风载作用下的顺流响应和均值响应。采用计算流体力学方法,shear stress transport (SST)k-ω湍流模型和动网格数值技术实现了排气塔的双向流固耦合数值模拟,获得了排气塔在内外流动混合作用下的速度、压力和涡量分布。表明排气塔在特定风载下的旋涡脱落频率接近1阶模态频率,塔体应力较小,在许用应力范围内。

为分析排气塔在自然风载和内流共同作用下的结构安全性,采用理论和数值模拟方法分析了排气塔的流致振动响应情况。理论分析获得了排气塔在自然风载作用下的顺流响应和均值响应。采用计算流体力学方法,shear stress transport (SST)k-ω湍流模型和动网格数值技术实现了排气塔的双向流固耦合数值模拟,获得了排气塔在内外流动混合作用下的速度、压力和涡量分布。表明排气塔在特定风载下的旋涡脱落频率接近1阶模态频率,塔体应力较小,在许用应力范围内。

迎风角对加油稳定伞气动特性的影响
吴金华, 黄霞, 刘志涛, 郭林亮, 张磊
2024, 39(7): 20220524. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220524
摘要:

为研究迎风角对加油稳定伞气动特性的影响,设计了一种1∶1全尺寸可变迎风角加油稳定伞,可真实模拟恒定阻力特征加油稳定伞和自适应变阻力特征加油稳定伞的结构特点,并在FL-14风洞建立了加油稳定伞气动特性测量试验方法,通过试验获得了不同迎风角对加油稳定伞张开过程、变形结果以及阻力的影响。结果表明:加油稳定伞完全张开所需的风速随迎风角增大呈现增大趋势;相同风速下,迎风角越大加油稳定伞阻力越大;受风载后,恒定阻力特征加油稳定伞迎风角不变,自适应变阻力特征加油稳定伞迎风角减小;1 mm骨架片的自适应变阻力特征加油稳定伞在迎风角46°、风速55~75 m/s范围内达到良好的自适应阻力特征调节效果,阻力值基本稳定。

为研究迎风角对加油稳定伞气动特性的影响,设计了一种1∶1全尺寸可变迎风角加油稳定伞,可真实模拟恒定阻力特征加油稳定伞和自适应变阻力特征加油稳定伞的结构特点,并在FL-14风洞建立了加油稳定伞气动特性测量试验方法,通过试验获得了不同迎风角对加油稳定伞张开过程、变形结果以及阻力的影响。结果表明:加油稳定伞完全张开所需的风速随迎风角增大呈现增大趋势;相同风速下,迎风角越大加油稳定伞阻力越大;受风载后,恒定阻力特征加油稳定伞迎风角不变,自适应变阻力特征加油稳定伞迎风角减小;1 mm骨架片的自适应变阻力特征加油稳定伞在迎风角46°、风速55~75 m/s范围内达到良好的自适应阻力特征调节效果,阻力值基本稳定。

分布式电推进系统飞/发一体化性能分析
王笑晨, 陈玉春, 贾琳渊
2024, 39(7): 20210700. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20210700
摘要:

为探究涡轮-电分布式推进(turbo-electric distributed propulsion,TeDP)系统的性能方案对飞机任务油耗的影响,建立了推进系统的性能模型和飞/发一体化评估模型。以150座商用客机为例,研究了推进系统设计参数对飞机质量、油耗的影响,并分析了不同电池放电策略能够带来的收益和负面影响。结果表明:燃气涡轮发动机的涡轮前温度和电力系统的相对额定功率均存在使任务油耗最低的最优值;电池的能量应优先用于在负载端无法满载工作时提供功率补充,该放电策略在电池能量密度超过400 W∙h/kg时就能实现任务油耗的降低。本文建立的飞/发一体化设计方法可为涡轮-电分布式推进系统的综合优化设计提供参考。

为探究涡轮-电分布式推进(turbo-electric distributed propulsion,TeDP)系统的性能方案对飞机任务油耗的影响,建立了推进系统的性能模型和飞/发一体化评估模型。以150座商用客机为例,研究了推进系统设计参数对飞机质量、油耗的影响,并分析了不同电池放电策略能够带来的收益和负面影响。结果表明:燃气涡轮发动机的涡轮前温度和电力系统的相对额定功率均存在使任务油耗最低的最优值;电池的能量应优先用于在负载端无法满载工作时提供功率补充,该放电策略在电池能量密度超过400 W∙h/kg时就能实现任务油耗的降低。本文建立的飞/发一体化设计方法可为涡轮-电分布式推进系统的综合优化设计提供参考。

雷诺数指数与雷诺数比的关系分析与应用
倪明, 魏佐君, 赵晨彦, 任光明, 甘晓华
2024, 39(7): 20220397. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220397
摘要:

雷诺数指数(RNI)与雷诺数比(RNR)作为常用的雷诺数相关问题重要无量纲数广泛地用于航空发动机研发过程中,然而前者多用于工程研制阶段,后者多用于研究初期阶段,两者长期处于应用层级割裂状态。为了厘清RNI与RNR之间的关系,本文首先用Π定理和无量纲数代数推导两种方法推导出了RNI,结果揭示了RNI的物理含义为考虑马赫数修正的RNR,代表了雷诺数强相似性原理;RNR仅基于表速相似,代表了雷诺数弱相似性原理。其次,比较了雷诺数指数与雷诺数比之间的关系,在两者的相对差仅为温度的函数,在工况温度比处于0.94~1.06的范围时,RNI与RNR两者相差±3%以内,认为两者可以互换;因为工况间温度比差距过大目前以RNR为自变量的雷诺数修正公式在实际使用中误差过大的原因之一。最后,给出了一种基于RNI=1.0、保证雷诺数强相似性的冷热态工作点模化方法,作为RNI的应用范例,并给出了两组冷热态换算结果,计算得到冷热态工况的Π函数是一致的,因此可以认为冷热态模化满足相似性原理。本文分析并解释了RNI与RNR的关系,可作为航空发动机研制各阶段中雷诺数相关问题无量纲参数选取的依据。

雷诺数指数(RNI)与雷诺数比(RNR)作为常用的雷诺数相关问题重要无量纲数广泛地用于航空发动机研发过程中,然而前者多用于工程研制阶段,后者多用于研究初期阶段,两者长期处于应用层级割裂状态。为了厘清RNI与RNR之间的关系,本文首先用Π定理和无量纲数代数推导两种方法推导出了RNI,结果揭示了RNI的物理含义为考虑马赫数修正的RNR,代表了雷诺数强相似性原理;RNR仅基于表速相似,代表了雷诺数弱相似性原理。其次,比较了雷诺数指数与雷诺数比之间的关系,在两者的相对差仅为温度的函数,在工况温度比处于0.94~1.06的范围时,RNI与RNR两者相差±3%以内,认为两者可以互换;因为工况间温度比差距过大目前以RNR为自变量的雷诺数修正公式在实际使用中误差过大的原因之一。最后,给出了一种基于RNI=1.0、保证雷诺数强相似性的冷热态工作点模化方法,作为RNI的应用范例,并给出了两组冷热态换算结果,计算得到冷热态工况的Π函数是一致的,因此可以认为冷热态模化满足相似性原理。本文分析并解释了RNI与RNR的关系,可作为航空发动机研制各阶段中雷诺数相关问题无量纲参数选取的依据。

一种前缘带锯齿的斜楔激波/边界层干扰
卜炜峻, 谢旅荣, 林华川, 潘纪富, 于平贺
2024, 39(7): 20220474. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220474
摘要:

为探究三维锯齿构型对入射激波/边界层干扰流场结构的影响,对一种前缘带锯齿的斜楔/底板流场进行数值仿真分析,并总结了不同锯齿深度对流场的影响规律。结果表明:与前缘平直斜楔相比,锯齿斜楔受溢流的影响。入射激波呈现为三波系曲面结构,激波强度减弱,波角减小,流场结构后移;底板上分离区呈现出“凹”型的空间结构,分离区展向表现为中间低、两边高,流向表现为中间短,两边长。随着锯齿深度增大,流场结构更加后移,分离区的三维特性更加明显。在溢流模型中,受侧面溢流影响,对称面处的分离最大,分离区呈现出三维的“半凹”结构;对比基准溢流模型,锯齿溢流降低了入射波系强度,使侧面溢流减少。

为探究三维锯齿构型对入射激波/边界层干扰流场结构的影响,对一种前缘带锯齿的斜楔/底板流场进行数值仿真分析,并总结了不同锯齿深度对流场的影响规律。结果表明:与前缘平直斜楔相比,锯齿斜楔受溢流的影响。入射激波呈现为三波系曲面结构,激波强度减弱,波角减小,流场结构后移;底板上分离区呈现出“凹”型的空间结构,分离区展向表现为中间低、两边高,流向表现为中间短,两边长。随着锯齿深度增大,流场结构更加后移,分离区的三维特性更加明显。在溢流模型中,受侧面溢流影响,对称面处的分离最大,分离区呈现出三维的“半凹”结构;对比基准溢流模型,锯齿溢流降低了入射波系强度,使侧面溢流减少。

基于改进花授粉算法的航空发动机装配总体规划
章斌, 卢洪义, 宋汉强, 刘舜, 杨禹成, 桑豆豆
2024, 39(7): 20220420. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220420
摘要:

针对航空发动机结构复杂、零件数量多且装配效率低、装配成本高的问题,提出了一种改进花授粉算法(improved flower pollination algorithm, IFPA)的装配顺序优化方法。以装配优先性、装配稳定性、装配聚合性、装配重定向性和基础部件位置为影响因子构建优化目标评价体系,采用了不同的表示方案、反对立学习的初始种群生成、动态调整的转换概率,在全局授粉和局部授粉规则中引入了均匀变异和精英变异,并加入遗传突变。运用在航空发动机低压压气机装配规划上,验证了IFPA的有效性,并讨论了IFPA的参数影响,并同粒子群算法、遗传算法、蚁群算法和花授粉算法进行比较,该算法找到最优序列的概率分别提高了41%、42%、41%和20%,验证了IFPA在求解装配序列规划问题上的优越性。

针对航空发动机结构复杂、零件数量多且装配效率低、装配成本高的问题,提出了一种改进花授粉算法(improved flower pollination algorithm, IFPA)的装配顺序优化方法。以装配优先性、装配稳定性、装配聚合性、装配重定向性和基础部件位置为影响因子构建优化目标评价体系,采用了不同的表示方案、反对立学习的初始种群生成、动态调整的转换概率,在全局授粉和局部授粉规则中引入了均匀变异和精英变异,并加入遗传突变。运用在航空发动机低压压气机装配规划上,验证了IFPA的有效性,并讨论了IFPA的参数影响,并同粒子群算法、遗传算法、蚁群算法和花授粉算法进行比较,该算法找到最优序列的概率分别提高了41%、42%、41%和20%,验证了IFPA在求解装配序列规划问题上的优越性。

基于小波去噪和卷积神经网络的发动机爆震识别
胡春明, 刘铮, 刘娜, 宋玺娟, 杜春媛
2024, 39(7): 20220414. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220414
摘要:

在活塞式航空煤油发动机上进行爆震试验研究,首先使用小波去噪对发动机缸压信号进行噪声提取,然后对0°~45°曲轴转角内的噪声信号进行快速傅里叶变换将一维时域噪声信号展开成二维时频域特征图,最后将特征图输入到训练好的卷积神经网络(convolutional neural networks, CNN)中进行爆震识别。验证结果表明:轻微和严重爆震都会在10°~30°曲轴转角内产生幅值较大噪声信号,与无爆震循环的时频域特征图有明显区别;在爆震特征提取上小波去噪要优于带通滤波,在爆震特征识别上CNN方法要优于支持向量机(support vector machine, SVM)方法;小波去噪和CNN结合的爆震识别方法对发动机4种不同运行工况的爆震识别准确率都能达到91%以上;小波去噪结合CNN方法对爆震循环的查准率为83.16%,查全率高达98.79%,能够准确的识别出发动机的爆震循环。

在活塞式航空煤油发动机上进行爆震试验研究,首先使用小波去噪对发动机缸压信号进行噪声提取,然后对0°~45°曲轴转角内的噪声信号进行快速傅里叶变换将一维时域噪声信号展开成二维时频域特征图,最后将特征图输入到训练好的卷积神经网络(convolutional neural networks, CNN)中进行爆震识别。验证结果表明:轻微和严重爆震都会在10°~30°曲轴转角内产生幅值较大噪声信号,与无爆震循环的时频域特征图有明显区别;在爆震特征提取上小波去噪要优于带通滤波,在爆震特征识别上CNN方法要优于支持向量机(support vector machine, SVM)方法;小波去噪和CNN结合的爆震识别方法对发动机4种不同运行工况的爆震识别准确率都能达到91%以上;小波去噪结合CNN方法对爆震循环的查准率为83.16%,查全率高达98.79%,能够准确的识别出发动机的爆震循环。

平板式预膜喷嘴雾化特性
刘凯, 李宗禹, 曾文, 王方
2024, 39(7): 20220062. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220062
摘要:

试验研究了韦伯数、气液动量比对预膜喷嘴雾化特性的影响。应用高速相机正面拍摄获得油膜表面波动形态,并用本征正交分解法分析了油膜波动频率,利用液相不连续思想获取油膜厚度;应用相位多普勒粒子分析仪获得了油滴索太尔直径。结果表明:气液动量比对油膜厚度影响较大,韦伯数对油膜波动频率影响较大。气液动量比由0.75增大到30.39,最小油膜厚度由0.38 mm减小到0.15 mm,而雾化粒度仅由38.8 μm减小到33.5 μm;韦伯数由11.91增大到61.51,油膜波动频率由2.9 Hz增大到207.0 Hz,初始雾化距离明显减小,雾化粒度由37.1 μm减小到24.9 μm。

试验研究了韦伯数、气液动量比对预膜喷嘴雾化特性的影响。应用高速相机正面拍摄获得油膜表面波动形态,并用本征正交分解法分析了油膜波动频率,利用液相不连续思想获取油膜厚度;应用相位多普勒粒子分析仪获得了油滴索太尔直径。结果表明:气液动量比对油膜厚度影响较大,韦伯数对油膜波动频率影响较大。气液动量比由0.75增大到30.39,最小油膜厚度由0.38 mm减小到0.15 mm,而雾化粒度仅由38.8 μm减小到33.5 μm;韦伯数由11.91增大到61.51,油膜波动频率由2.9 Hz增大到207.0 Hz,初始雾化距离明显减小,雾化粒度由37.1 μm减小到24.9 μm。

燃气分析法测量小尺寸全环燃烧室出口温度场
资海林, 马瑛, 张阳, 李维, 张险
2024, 39(7): 20220212. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220212
摘要:

为探索燃气分析法测量小尺寸全环燃烧室出口温度场的应用,介绍了适应小尺寸全环燃烧室出口通道高度的多点非混合式水冷燃气取样探针设计,燃烧室出口分别布置2 支5 点非混合式水冷燃气取样探针和双铂铑热电偶,随位移机构旋转180°,实现正、反双向数据采集,测量二氧化碳(CO2)、一氧化碳(CO)和未燃碳氢化合物(UHC)3种组分的体积分数进而计算燃气温度。试验结果表明:燃气分析法与热电偶法测量的燃烧室出口温度分布基本一致,两者测量的相对偏差在2%以内;同时表明燃气分析法在测量航空发动机燃烧室温度场具有测温上限高、测量准确的优点。

为探索燃气分析法测量小尺寸全环燃烧室出口温度场的应用,介绍了适应小尺寸全环燃烧室出口通道高度的多点非混合式水冷燃气取样探针设计,燃烧室出口分别布置2 支5 点非混合式水冷燃气取样探针和双铂铑热电偶,随位移机构旋转180°,实现正、反双向数据采集,测量二氧化碳(CO2)、一氧化碳(CO)和未燃碳氢化合物(UHC)3种组分的体积分数进而计算燃气温度。试验结果表明:燃气分析法与热电偶法测量的燃烧室出口温度分布基本一致,两者测量的相对偏差在2%以内;同时表明燃气分析法在测量航空发动机燃烧室温度场具有测温上限高、测量准确的优点。

射流预冷对航空发动机进气温度的特征性分析
冯爽, 李宝宽, 杨晓晰, 谢业平, 张海洋
2024, 39(7): 20220131. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220131
摘要:

为了研究射流预冷技术对预压段温度场的影响,采用欧拉-拉格朗日方法建立了液滴雾化蒸发过程的三维数学模型。气液两相之间的传质和动量交换是通过双向耦合的方法实现的。通过与已有试验结果的比较,验证了该数学模型的准确性。采用响应面法分析了水气比、喷射速度、液滴尺寸和喷嘴锥角对航空发动机进气温度的影响,建立了四因素三水平响应面法。结果表明:发动机进气空气温度的降温比为3.67%~26.02%。建立了基于多元回归方法的可视化非线性多变量设计优化方程,得到了水气比、喷射速度、液滴尺寸和喷嘴锥角对进气冷却效果的影响。当水气比为0.08、液滴尺寸为10.47 μm、喷射速度为39.52 m/s、喷嘴锥角为24.79°时,发动机最低预压缩冷却段温度为449.60 K。

为了研究射流预冷技术对预压段温度场的影响,采用欧拉-拉格朗日方法建立了液滴雾化蒸发过程的三维数学模型。气液两相之间的传质和动量交换是通过双向耦合的方法实现的。通过与已有试验结果的比较,验证了该数学模型的准确性。采用响应面法分析了水气比、喷射速度、液滴尺寸和喷嘴锥角对航空发动机进气温度的影响,建立了四因素三水平响应面法。结果表明:发动机进气空气温度的降温比为3.67%~26.02%。建立了基于多元回归方法的可视化非线性多变量设计优化方程,得到了水气比、喷射速度、液滴尺寸和喷嘴锥角对进气冷却效果的影响。当水气比为0.08、液滴尺寸为10.47 μm、喷射速度为39.52 m/s、喷嘴锥角为24.79°时,发动机最低预压缩冷却段温度为449.60 K。

巡航高度对飞机燃油箱水污染物生成特性的影响
杨文举, 邵垒, 曾宪君, 周宝成, 贺佳伟, 杨家豪
2024, 39(7): 20220487. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220487
摘要:

为研究巡航高度对燃油箱内水污染物生成的系统性影响,基于传热传质方程建立水污染物生成模型,对不同巡航高度下燃油箱内的溶解水、析出水、冷凝水、游离水等水污染物生成特性进行计算。结果表明:飞行过程中产生的析出水主要在爬升阶段,且巡航高度越高产生的析出水越多,11 km巡航高度产生的析出水较7 km时多出5.5%;冷凝水主要产生在巡航阶段,冷凝水总量随着巡航高度的增加而减少,11 km巡航高度产生的冷凝水较7 km时减少了34.4%;飞行过程中产生的游离水总量随着巡航高度的增加而增加,但增加幅度逐渐减缓,9 km巡航高度产生的游离水较7 km增加了1.88%,11 km巡航高度产生的游离水较9 km增加了0.92%。

为研究巡航高度对燃油箱内水污染物生成的系统性影响,基于传热传质方程建立水污染物生成模型,对不同巡航高度下燃油箱内的溶解水、析出水、冷凝水、游离水等水污染物生成特性进行计算。结果表明:飞行过程中产生的析出水主要在爬升阶段,且巡航高度越高产生的析出水越多,11 km巡航高度产生的析出水较7 km时多出5.5%;冷凝水主要产生在巡航阶段,冷凝水总量随着巡航高度的增加而减少,11 km巡航高度产生的冷凝水较7 km时减少了34.4%;飞行过程中产生的游离水总量随着巡航高度的增加而增加,但增加幅度逐渐减缓,9 km巡航高度产生的游离水较7 km增加了1.88%,11 km巡航高度产生的游离水较9 km增加了0.92%。

基于骨架特性的压气机可调叶片模型特性修正
李斌, 严红明, 李方刚, 曹传军, 杜辉
2024, 39(7): 20220459. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220459
摘要:

基于骨架特性原理,建立压气机可调叶片(VSV)变几何性能模型。介绍了压气机骨架特性处理方法的优点和适用性。基于压气机骨架特性处理方法,开发一种VSV模型修正方法,通过调整流量系数、功系数和损失系数的比例修正系数,实现压气机特性随VSV任意角度变化的高精度建模。建立自动优化方法,提高执行效率,减少人工干预。同时,与某型压气机VSV联调试验结果进行对比,相对误差达到小于0.2%的水平,验证了修正方法的正确性和精度;选用比例系数修正特定骨架特性的修正方法,可推广至压气机特性的其他二次影响修正(如雷诺数效应)。

基于骨架特性原理,建立压气机可调叶片(VSV)变几何性能模型。介绍了压气机骨架特性处理方法的优点和适用性。基于压气机骨架特性处理方法,开发一种VSV模型修正方法,通过调整流量系数、功系数和损失系数的比例修正系数,实现压气机特性随VSV任意角度变化的高精度建模。建立自动优化方法,提高执行效率,减少人工干预。同时,与某型压气机VSV联调试验结果进行对比,相对误差达到小于0.2%的水平,验证了修正方法的正确性和精度;选用比例系数修正特定骨架特性的修正方法,可推广至压气机特性的其他二次影响修正(如雷诺数效应)。

轴流压气机叶片与机匣处理一体化优化设计
范忠岗, 巴顿, 邱佳慧, 杨晨, 杜娟
2024, 39(7): 20220069. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220069
摘要:

针对一台低速轴流压气机搭建了叶片与机匣处理一体化优化设计平台,基于自由变形技术关联设计参数与工程参数,实现多目标优化。综合考虑效率和裕度指标,在峰值效率不降的情况下获得了7.21%的裕度拓宽量。针对最优方案,分析了叶顶堵塞及损失分布,探讨了叶片与机匣处理一体化优化设计的扩稳机理。研究发现:叶片弯掠和机匣处理组合作用下,最大堵塞位置由24.7%叶顶轴向弦长后移至33.6%叶顶轴向弦长,最大损失位置由21.4%叶顶轴向弦长后移至30.6%叶顶轴向弦长,叶顶泄漏涡的抑制和低能堵塞区的消除是一体化优化设计扩稳的主要原因。

针对一台低速轴流压气机搭建了叶片与机匣处理一体化优化设计平台,基于自由变形技术关联设计参数与工程参数,实现多目标优化。综合考虑效率和裕度指标,在峰值效率不降的情况下获得了7.21%的裕度拓宽量。针对最优方案,分析了叶顶堵塞及损失分布,探讨了叶片与机匣处理一体化优化设计的扩稳机理。研究发现:叶片弯掠和机匣处理组合作用下,最大堵塞位置由24.7%叶顶轴向弦长后移至33.6%叶顶轴向弦长,最大损失位置由21.4%叶顶轴向弦长后移至30.6%叶顶轴向弦长,叶顶泄漏涡的抑制和低能堵塞区的消除是一体化优化设计扩稳的主要原因。

平面叶栅风洞流场品质的被动调控策略
蔡明, 高丽敏, 晋文浩, 雷祥福
2024, 39(7): 20220482. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220482
摘要:

为了提升高负荷叶型的平面叶栅试验流场品质以保证试验数据的可靠性和准确性,建立了平面叶栅流场品质的评价参数,提出了中间流线型上端壁及其与出口可调尾板组合的两种被动调控方案。采用试验验证的数值模拟方法研究了以上两种方案对高负荷平面叶栅流场品质的调控策略。结果表明:两种调控方案均能够有效抑制上端壁区域的流场恶化,进而提升平面叶栅的来流准确性、流场周期性以及二维性。采用与平面叶栅理想中间流线相匹配的上端壁安装角和周向距离,以及尾板安装角时,两种方案对流场品质的提升效果最好。中间流线型上端壁组合出口尾板方案优于中间流线型上端壁方案,使叶栅中间三个叶片通道的进口马赫数偏差不超过±0.005,来流攻角偏差不超过±0.3°;叶栅进口和出口马赫数的周期性偏差不超过0.005,气流角的周期性偏差不超过0.3°;设计攻角下叶栅轴向速度密度比(AVDR)达到1.1,叶栅二维性较好。两种调控方案对叶栅大攻角工况的流场品质调节具有很好的适用性。

为了提升高负荷叶型的平面叶栅试验流场品质以保证试验数据的可靠性和准确性,建立了平面叶栅流场品质的评价参数,提出了中间流线型上端壁及其与出口可调尾板组合的两种被动调控方案。采用试验验证的数值模拟方法研究了以上两种方案对高负荷平面叶栅流场品质的调控策略。结果表明:两种调控方案均能够有效抑制上端壁区域的流场恶化,进而提升平面叶栅的来流准确性、流场周期性以及二维性。采用与平面叶栅理想中间流线相匹配的上端壁安装角和周向距离,以及尾板安装角时,两种方案对流场品质的提升效果最好。中间流线型上端壁组合出口尾板方案优于中间流线型上端壁方案,使叶栅中间三个叶片通道的进口马赫数偏差不超过±0.005,来流攻角偏差不超过±0.3°;叶栅进口和出口马赫数的周期性偏差不超过0.005,气流角的周期性偏差不超过0.3°;设计攻角下叶栅轴向速度密度比(AVDR)达到1.1,叶栅二维性较好。两种调控方案对叶栅大攻角工况的流场品质调节具有很好的适用性。

波纹对高亚声叶型性能影响试验与机理分析
杨光, 高丽敏, 王浩浩, 黄萍
2024, 39(7): 20220480. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220480
摘要:

基于压气机叶片加工过程中出现的波纹现象,加工出4种波纹形式叶栅试验件并开展平面叶栅吹风试验,得到波纹对叶型性能及表面负荷的影响规律并进行机理分析。结果表明:叶背波纹现象整体上增加叶型损失。负攻角下,叶背波纹对流场的影响会传播至叶背下游和叶盆,整体改变叶型表面压力分布。气流在波纹出现位置产生“加速-减速”的周期性更迭,波纹宽度直接决定了更迭的频次,不同的波纹初始相位影响叶背前缘区域加速趋势。叶背波纹会改变前缘“吸力峰”强度,波纹对叶型前缘转捩位置的作用机制与叶型自身特性有关,当波纹起始位置在原始叶型转捩位置前,吸力峰强度的变化会改变前缘转捩位置。

基于压气机叶片加工过程中出现的波纹现象,加工出4种波纹形式叶栅试验件并开展平面叶栅吹风试验,得到波纹对叶型性能及表面负荷的影响规律并进行机理分析。结果表明:叶背波纹现象整体上增加叶型损失。负攻角下,叶背波纹对流场的影响会传播至叶背下游和叶盆,整体改变叶型表面压力分布。气流在波纹出现位置产生“加速-减速”的周期性更迭,波纹宽度直接决定了更迭的频次,不同的波纹初始相位影响叶背前缘区域加速趋势。叶背波纹会改变前缘“吸力峰”强度,波纹对叶型前缘转捩位置的作用机制与叶型自身特性有关,当波纹起始位置在原始叶型转捩位置前,吸力峰强度的变化会改变前缘转捩位置。

叶尖定时测量误差的高精度实验分析与修正
蒙一鸣, 肖志成, 欧阳华
2024, 39(7): 20220475. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220475
摘要:

叶顶位移的精确测量是叶尖定时(BTT)技术应用于旋转叶片振动模态重构和实时状态监测的基础。设计了一套基于激光位移传感器的高精度BTT标定装置,在实验中直接获取叶顶位移的时域标定数据,并以此确定了转速波动是叶顶位移测量误差的主要来源之一。在此基础上,提出了局部5阶拟合的转速波动修正方法以提升BTT测量精度,并在标定装置上完成实验验证。结果表明:局部5阶拟合的转速波动修正方法在不同工况下均能有效提高BTT测量准确度。在旋转叶片非线性升转状态下测量误差最高降低90%;在恒定转速条件下误差可以降低38%至63%。将该算法应用在一台单级轴流压气机的实验数据中,修正的误差达0.4 mm,有效降低了BTT技术实时测量叶顶位移量的不确定度。

叶顶位移的精确测量是叶尖定时(BTT)技术应用于旋转叶片振动模态重构和实时状态监测的基础。设计了一套基于激光位移传感器的高精度BTT标定装置,在实验中直接获取叶顶位移的时域标定数据,并以此确定了转速波动是叶顶位移测量误差的主要来源之一。在此基础上,提出了局部5阶拟合的转速波动修正方法以提升BTT测量精度,并在标定装置上完成实验验证。结果表明:局部5阶拟合的转速波动修正方法在不同工况下均能有效提高BTT测量准确度。在旋转叶片非线性升转状态下测量误差最高降低90%;在恒定转速条件下误差可以降低38%至63%。将该算法应用在一台单级轴流压气机的实验数据中,修正的误差达0.4 mm,有效降低了BTT技术实时测量叶顶位移量的不确定度。

阻塞率对液液针栓多喷注单元喷雾场特性的影响
王凯, 唐亮, 雷凡培, 杨岸龙, 周立新
2024, 39(7): 20220419. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220419
摘要:

为了研究阻塞率对针栓式喷注器喷雾场特性的影响,基于平面针栓喷注单元的研究思路,设计了结构可更换的平面针栓多喷注单元试验件,同时采用分相识别的PLIC VOF(piecewise linear interface calculation volume of fluid)多相流仿真方法及高速摄影试验方法,开展了阻塞率对液液针栓多喷注单元的雾化角、喷雾扩散角及液雾空间分布的影响规律研究。对于径向圆孔,阻塞率的改变通过改变径向孔直径及个数实现;对于径向矩形孔,阻塞率的改变还可以通过改变矩形的高宽比实现。研究发现:阻塞率对喷雾场的液雾空间分布有重要影响。在径向喷注孔总动量比不变时,阻塞率对喷雾场的影响主要通过喷雾扇空间间距的直接影响和转化为有效动量比的间接影响两种途径实现,径向孔形状对喷雾场的影响本质上也转化为阻塞率及有效动量比的影响。径向孔直径改变和形状改变造成的阻塞率变化对雾化角的影响仅通过有效动量比间接实现,喷注单元的雾化角理论模型也适用于多喷注单元;阻塞率对喷雾扩散角和液雾空间分布的影响则通过两种途径共同产生。另外,高的总动量比工况下,液雾径向分布范围会增大,相邻单元间相互作用会使得雾扇中心区和外侧区液雾分布量均增加。

为了研究阻塞率对针栓式喷注器喷雾场特性的影响,基于平面针栓喷注单元的研究思路,设计了结构可更换的平面针栓多喷注单元试验件,同时采用分相识别的PLIC VOF(piecewise linear interface calculation volume of fluid)多相流仿真方法及高速摄影试验方法,开展了阻塞率对液液针栓多喷注单元的雾化角、喷雾扩散角及液雾空间分布的影响规律研究。对于径向圆孔,阻塞率的改变通过改变径向孔直径及个数实现;对于径向矩形孔,阻塞率的改变还可以通过改变矩形的高宽比实现。研究发现:阻塞率对喷雾场的液雾空间分布有重要影响。在径向喷注孔总动量比不变时,阻塞率对喷雾场的影响主要通过喷雾扇空间间距的直接影响和转化为有效动量比的间接影响两种途径实现,径向孔形状对喷雾场的影响本质上也转化为阻塞率及有效动量比的影响。径向孔直径改变和形状改变造成的阻塞率变化对雾化角的影响仅通过有效动量比间接实现,喷注单元的雾化角理论模型也适用于多喷注单元;阻塞率对喷雾扩散角和液雾空间分布的影响则通过两种途径共同产生。另外,高的总动量比工况下,液雾径向分布范围会增大,相邻单元间相互作用会使得雾扇中心区和外侧区液雾分布量均增加。

针栓式变推力固体火箭发动机中针栓所受载荷
武婷文, 王健儒, 白彦军, 张璞
2024, 39(7): 20220472. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220472
摘要:

为研究不同因素对针栓式变推力固体火箭发动机内流场流动特性、发动机性能参数及针栓所受载荷的影响,探究其控制性能,采用数值仿真的方法,对不同针栓型面及针栓尾部凹槽设计下的喷管内流场进行计算研究。结果表明:针栓式变推力固体火箭发动机的推力调节范围很大,针栓受力变化也大;针栓型面的改变对针栓载荷无显著影响,最大载荷下降28%;针栓尾部凹槽的设计可以在较大程度上平衡针栓载荷,最大载荷下降56%;针栓阀体导流槽的设计对于针栓所受载荷的降低有显著作用,最大载荷下降91%,大大增强了针栓式变推力固体火箭发动机的控制性能。

为研究不同因素对针栓式变推力固体火箭发动机内流场流动特性、发动机性能参数及针栓所受载荷的影响,探究其控制性能,采用数值仿真的方法,对不同针栓型面及针栓尾部凹槽设计下的喷管内流场进行计算研究。结果表明:针栓式变推力固体火箭发动机的推力调节范围很大,针栓受力变化也大;针栓型面的改变对针栓载荷无显著影响,最大载荷下降28%;针栓尾部凹槽的设计可以在较大程度上平衡针栓载荷,最大载荷下降56%;针栓阀体导流槽的设计对于针栓所受载荷的降低有显著作用,最大载荷下降91%,大大增强了针栓式变推力固体火箭发动机的控制性能。

基于POD的超声速尾喷焰流场时空降阶模型
孙傲, 牛青林, 王晓冰
2024, 39(7): 20230419. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20230419
摘要:

采用大涡模拟(LES)方法计算三维非定常喷焰流场,采用低通滤波器获得流场的低频、高能量的大尺度相干结构,利用傅里叶变换和本征正交分解(POD)在尾喷焰方位角上进行空间缩减,通过在主导POD时间模态中提取傅里叶模态进行时间缩减,建立超声速尾喷焰湍流的时空降阶模型(ROM)。结果表明:低通滤波器与POD截断均可对尾喷焰的中高频、低能量的小尺度结构实现滤波;前两阶方位角模态占据了射流中80.9%的能量,且主导方位角模态下的压力POD空间模态因压缩波与激波的交互作用在射流核心区出现尖锐峰值现象;尾喷焰温度和组分的POD空间模态因复燃效应的发生在下游呈现出剧烈扰动,第2阶方位角模态的POD空间模态呈现出交替的波包结构,且具有稳定的波长;尾喷焰温度与组分的POD空间模态呈现出相似的波包结构;基于傅里叶模态能量选择的时间缩减方法不仅可以降低数值不稳定性而且重建精度高。该研究可为超声速尾喷焰流场演化规律和特征提取提供理论方法,也可为目标智能化特征工程应用提供支撑。

采用大涡模拟(LES)方法计算三维非定常喷焰流场,采用低通滤波器获得流场的低频、高能量的大尺度相干结构,利用傅里叶变换和本征正交分解(POD)在尾喷焰方位角上进行空间缩减,通过在主导POD时间模态中提取傅里叶模态进行时间缩减,建立超声速尾喷焰湍流的时空降阶模型(ROM)。结果表明:低通滤波器与POD截断均可对尾喷焰的中高频、低能量的小尺度结构实现滤波;前两阶方位角模态占据了射流中80.9%的能量,且主导方位角模态下的压力POD空间模态因压缩波与激波的交互作用在射流核心区出现尖锐峰值现象;尾喷焰温度和组分的POD空间模态因复燃效应的发生在下游呈现出剧烈扰动,第2阶方位角模态的POD空间模态呈现出交替的波包结构,且具有稳定的波长;尾喷焰温度与组分的POD空间模态呈现出相似的波包结构;基于傅里叶模态能量选择的时间缩减方法不仅可以降低数值不稳定性而且重建精度高。该研究可为超声速尾喷焰流场演化规律和特征提取提供理论方法,也可为目标智能化特征工程应用提供支撑。

民航客机推力目标值计算方法
李仪, 苏三买, 梁凯恒, 朱天宇
2024, 39(7): 20220454. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220454
摘要:

推力管理是民航客机飞行管理系统的重要功能之一。在整个航线内,飞行管理系统根据不同飞行航段以及不同飞行状态,确定飞机对发动机的推力需求,并以此作为推力目标值形成发动机油门杆控制的指令,其中推力目标值的计算是推力管理的核心。针对民航客机各飞行航段的特点,采用飞行动力学方法对飞机爬升、巡航、下降三个航段中不同飞行方式下的推力目标值计算方法进行研究。以波音737-800实际飞行记录数据为算例,进行推力目标值计算方法仿真对比验证,结果表明:所计算的推力目标值变化趋势与飞行性能理论相符,典型航段推力目标值计算与实际飞行数据的对比误差不大于3%。所提出的推力目标值计算方法可为民航客机推力管理系统设计提供参考。

推力管理是民航客机飞行管理系统的重要功能之一。在整个航线内,飞行管理系统根据不同飞行航段以及不同飞行状态,确定飞机对发动机的推力需求,并以此作为推力目标值形成发动机油门杆控制的指令,其中推力目标值的计算是推力管理的核心。针对民航客机各飞行航段的特点,采用飞行动力学方法对飞机爬升、巡航、下降三个航段中不同飞行方式下的推力目标值计算方法进行研究。以波音737-800实际飞行记录数据为算例,进行推力目标值计算方法仿真对比验证,结果表明:所计算的推力目标值变化趋势与飞行性能理论相符,典型航段推力目标值计算与实际飞行数据的对比误差不大于3%。所提出的推力目标值计算方法可为民航客机推力管理系统设计提供参考。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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50 μm气膜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%。

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50 μm气膜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。

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。

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。

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。首先,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。然后,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。最后,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。

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。首先,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。然后,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。最后,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。

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。

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。

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。

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。

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,碳烟质量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。

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,碳烟质量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。

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。

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。

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。

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。

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;载重越大,任务时间越短,则系统的燃油经济性越好。

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;载重越大,任务时间越短,则系统的燃油经济性越好。

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。

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。

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的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。

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的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。

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。

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四种齿形角(θ=0°, 15°, 30°, 45°)对三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。

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四种齿形角(θ=0°, 15°, 30°, 45°)对三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。

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。

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。

涡轮工作叶片不同区域簸箕形孔的气膜冷却特性实验
陈磊, 张灵俊, 王文璇, 曹飞飞, 刘存良
2024, 39(5): 20220368. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220368
摘要:

采用压敏漆(PSP)技术实验研究了簸箕形孔在涡轮工作叶片吸力面和压力面不同位置的气膜冷却效率分布特性,分析了吹风比(吹风比为0.5、1.0、2.0)和湍流度(湍流度为 0.62%、16.0%对气膜冷却效率的影响规律。实验结果表明:吸力面和压力面上的簸箕形孔最佳吹风比分别在M=1.0和M=2.0附近,吸力面上的簸箕形孔在低湍流度和中等吹风比(吹风比为1.0)下具有较高的气膜冷效,压力面上的簸箕形孔在高吹风比和高湍流度下具有更大的气膜覆盖面积和气膜冷效;吸力面的气膜覆盖面积和展向平均气膜冷效整体显著高于压力面,压力面曲率较大处的簸箕形孔气膜冷效最差。湍流度对气膜冷效的影响程度与吹风比相当;湍流度增强使得压力面气膜冷效降低,但提高了吸力面在高吹风比下的气膜冷效,同时降低了吸力面气膜冷效对吹风比变化的敏感性。

采用压敏漆(PSP)技术实验研究了簸箕形孔在涡轮工作叶片吸力面和压力面不同位置的气膜冷却效率分布特性,分析了吹风比(吹风比为0.5、1.0、2.0)和湍流度(湍流度为 0.62%、16.0%对气膜冷却效率的影响规律。实验结果表明:吸力面和压力面上的簸箕形孔最佳吹风比分别在M=1.0和M=2.0附近,吸力面上的簸箕形孔在低湍流度和中等吹风比(吹风比为1.0)下具有较高的气膜冷效,压力面上的簸箕形孔在高吹风比和高湍流度下具有更大的气膜覆盖面积和气膜冷效;吸力面的气膜覆盖面积和展向平均气膜冷效整体显著高于压力面,压力面曲率较大处的簸箕形孔气膜冷效最差。湍流度对气膜冷效的影响程度与吹风比相当;湍流度增强使得压力面气膜冷效降低,但提高了吸力面在高吹风比下的气膜冷效,同时降低了吸力面气膜冷效对吹风比变化的敏感性。

大型结冰风洞热气供气防除冰试验技术
赵照, 熊建军, 冉林, 易贤
2024, 39(5): 20210582. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20210582
摘要:

在结冰风洞建立热气供气防除冰试验系统是开展热气防除冰试验的主要手段,为满足我国一系列国产飞机防除冰系统设计与结冰适航审定需求,中国空气动力研究与发展中心依托3 m×2 m大型结冰风洞开展了热气供气防除冰试验技术研究,自主研制了热气供气防除冰试验系统。设计并研制了数字阀流量控制单元、电加热器单元、流量控制单元等试验子系统,建立了试验流程与方法,构建了完善的多路热气供气防除冰试验技术,并对某小型航空发动机进气道部件开展了双路防除冰试验验证,试验结果表明:热气供气防除冰试验系统可模拟真实压气机引出的热气,具备多路热气供气试验能力,温度控制精度可达±1 ℃,流量控制精度可达±1%,性能指标优异,为下一步我国飞行器防除冰试验系统设计与适航审定提供了有力支撑。

在结冰风洞建立热气供气防除冰试验系统是开展热气防除冰试验的主要手段,为满足我国一系列国产飞机防除冰系统设计与结冰适航审定需求,中国空气动力研究与发展中心依托3 m×2 m大型结冰风洞开展了热气供气防除冰试验技术研究,自主研制了热气供气防除冰试验系统。设计并研制了数字阀流量控制单元、电加热器单元、流量控制单元等试验子系统,建立了试验流程与方法,构建了完善的多路热气供气防除冰试验技术,并对某小型航空发动机进气道部件开展了双路防除冰试验验证,试验结果表明:热气供气防除冰试验系统可模拟真实压气机引出的热气,具备多路热气供气试验能力,温度控制精度可达±1 ℃,流量控制精度可达±1%,性能指标优异,为下一步我国飞行器防除冰试验系统设计与适航审定提供了有力支撑。

冰雹连续抛射的气固耦合输运计算与试验验证
孙科, 宋江涛, 任博扬, 王欢
2024, 39(5): 20220063. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220063
摘要:

针对可压缩流气力输运大尺寸颗粒的气固两相流动问题,建立了计算流体力学(CFD)与离散单元法(DEM)耦合的计算方法,通过计算流体力学计算得到抛射管内气流流场分布,离散单元法根据气动参数计算得到冰雹受力及运动情况。进行冰雹速度测量时,需在抛射管出口处加装专用测量段,对测量构型与开放构型进行对比。结果显示测量构型与开放构型下的计算结果基本一致,因此测量构型下的计算与试验可支撑连续抛雹装置设计。通过3种颗粒阻力模型下的对比计算,Ergun模型与Di模型得到的冰雹速度计算结果较大,自由流阻力模型计算得到的冰雹速度与试验测量结果最接近,其计算得到的冰雹速度偏差为8.9%,对冰雹连续抛射装置设计有一定的指导作用。

针对可压缩流气力输运大尺寸颗粒的气固两相流动问题,建立了计算流体力学(CFD)与离散单元法(DEM)耦合的计算方法,通过计算流体力学计算得到抛射管内气流流场分布,离散单元法根据气动参数计算得到冰雹受力及运动情况。进行冰雹速度测量时,需在抛射管出口处加装专用测量段,对测量构型与开放构型进行对比。结果显示测量构型与开放构型下的计算结果基本一致,因此测量构型下的计算与试验可支撑连续抛雹装置设计。通过3种颗粒阻力模型下的对比计算,Ergun模型与Di模型得到的冰雹速度计算结果较大,自由流阻力模型计算得到的冰雹速度与试验测量结果最接近,其计算得到的冰雹速度偏差为8.9%,对冰雹连续抛射装置设计有一定的指导作用。

喷注位置对多组分燃料超燃冲压发动机燃烧的影响
滑远帆, 李世鹏, 王宁飞, 于文浩, 马源辰
2024, 39(5): 20210569. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20210569
摘要:

为研究含铝高能量密度碳氢燃料在超燃冲压发动机中的燃烧组织细节,使用离散相模型(DPM)和简化反应机理对不同燃料喷注位置下燃烧流动过程进行了数值模拟。结果表明:使用七喷注器从上壁面进行燃料喷注时,出口截面处形成了靠上壁面中心处由内向外相对低温-升温至最高温-降温的温度分布,上壁面靠中心区域氧气浓度较低影响反应的进行。在研究工况下随着喷注器与燃烧室入口距离增大,燃料比冲呈先增大后减小的变化趋势,在研究工况中实现燃料最大比冲11092 m/s,可以通过改变燃料从上壁面喷入燃烧室的喷注位置和优化喷注器布局等提升燃烧室性能,优化后最大比冲提升了12.68%。

为研究含铝高能量密度碳氢燃料在超燃冲压发动机中的燃烧组织细节,使用离散相模型(DPM)和简化反应机理对不同燃料喷注位置下燃烧流动过程进行了数值模拟。结果表明:使用七喷注器从上壁面进行燃料喷注时,出口截面处形成了靠上壁面中心处由内向外相对低温-升温至最高温-降温的温度分布,上壁面靠中心区域氧气浓度较低影响反应的进行。在研究工况下随着喷注器与燃烧室入口距离增大,燃料比冲呈先增大后减小的变化趋势,在研究工况中实现燃料最大比冲11092 m/s,可以通过改变燃料从上壁面喷入燃烧室的喷注位置和优化喷注器布局等提升燃烧室性能,优化后最大比冲提升了12.68%。

外激励作用下分层旋流火焰流场结构与火焰响应特性
宋雷洋, 姚倩, 黄晓锋, 袁丽, 李建中, 邓远灏, 田世泽
2024, 39(5): 20220362. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220362
摘要:

为了探究贫油直喷(LDI)燃烧室中剪切旋流与火焰的正反馈作用及其诱导燃烧不稳定机理,通过大涡模拟(LES)结合相空间重构、模态分解分析方法研究了外激励作用下分层旋流火焰流场与火焰的动态响应。将流场的试验与LES时均结果进行对比,发现数值计算的速度分布与涡旋结构的大小、位置都和试验结果吻合较好。对LES采集信号与瞬时流场分析表明:燃烧室内压力与释热率脉动处于极限环振荡状态,速度脉动下回流区的收缩与扩张导致燃料和释热区发生周期性压缩与舒张,从而产生准周期释热率脉动。对LES提取的子午面数据进行模态分解,发现速度脉动和释热率脉动主要集中在射流区与剪切层处,均为进口速度激励导致的纵向脉动。

为了探究贫油直喷(LDI)燃烧室中剪切旋流与火焰的正反馈作用及其诱导燃烧不稳定机理,通过大涡模拟(LES)结合相空间重构、模态分解分析方法研究了外激励作用下分层旋流火焰流场与火焰的动态响应。将流场的试验与LES时均结果进行对比,发现数值计算的速度分布与涡旋结构的大小、位置都和试验结果吻合较好。对LES采集信号与瞬时流场分析表明:燃烧室内压力与释热率脉动处于极限环振荡状态,速度脉动下回流区的收缩与扩张导致燃料和释热区发生周期性压缩与舒张,从而产生准周期释热率脉动。对LES提取的子午面数据进行模态分解,发现速度脉动和释热率脉动主要集中在射流区与剪切层处,均为进口速度激励导致的纵向脉动。

圆台凹凸结构通道的流动传热性能和熵产研究
赵振, 徐亮, 高建民, 席雷, 李云龙
2024, 39(5): 20210585. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20210585
摘要:

为提高传热器的结构强度和降低接触热阻,提出一种新型采用热冲压成形工艺的圆台凹凸板片。对径高比为3、6、12的圆台凹凸结构通道和径高比为6的圆柱和球型凹凸结构通道进行了数值研究,并探究了不同雷诺数下单侧和双侧凹凸表面通道的流动传热性能和熵产的分布规律。研究表明:单侧和双侧凹凸表面通道传热壁面的传热分布相似,但前者的流动传热性能要优于后者;当雷诺数从5 000增大到20 000时,圆台凹凸结构通道的摩擦因数比和综合传热因子均随着圆台径高比的增大而增大;当径高比一定时,通道的综合传热因子从大到小依次为球型、圆台和圆柱凹凸结构;此外,随着雷诺数的增大5种结构下通道的传热和摩擦熵产的比值会减小。

为提高传热器的结构强度和降低接触热阻,提出一种新型采用热冲压成形工艺的圆台凹凸板片。对径高比为3、6、12的圆台凹凸结构通道和径高比为6的圆柱和球型凹凸结构通道进行了数值研究,并探究了不同雷诺数下单侧和双侧凹凸表面通道的流动传热性能和熵产的分布规律。研究表明:单侧和双侧凹凸表面通道传热壁面的传热分布相似,但前者的流动传热性能要优于后者;当雷诺数从5 000增大到20 000时,圆台凹凸结构通道的摩擦因数比和综合传热因子均随着圆台径高比的增大而增大;当径高比一定时,通道的综合传热因子从大到小依次为球型、圆台和圆柱凹凸结构;此外,随着雷诺数的增大5种结构下通道的传热和摩擦熵产的比值会减小。

涡轮动叶背侧不同叶高处异型孔气膜对比
王磊, 李海旺, 谢刚, 周志宇
2024, 39(5): 20220350. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220350
摘要:

采用数值仿真的方法对比研究了涡轮转子叶片背侧不同叶高位置处的圆柱孔、扇形孔和簸箕孔三种孔型气膜冷却的差异。气膜孔位于吸力面17.8%流向位置,并分别在10%、30%、50%、70%和90%叶高位置各设有一个气膜孔,三种孔型的圆孔段直径均为0.8 mm。研究在600 r/min转速(对应旋转雷诺数为536 000)条件下开展并获得吹风比为0.50、0.75、1.00、1.25和1.50条件下的气膜冷却效率分布。研究结果指出:不同叶高位置处的气膜尾迹受叶根通道涡和叶顶泄漏流的影响呈现不同程度地向中间叶高位置偏转的趋势,因此不同叶高位置处的气膜尾迹内的涡对结构不对称的特征也不同。随着吹风比的增加,出现最大气膜冷却效率的叶高位置逐渐向叶顶方向移动。使用扇形孔和簸箕孔可以削弱冷却射流在气膜孔出口位置的法向动量,提升了气膜的附壁性和气膜冷却效率。

采用数值仿真的方法对比研究了涡轮转子叶片背侧不同叶高位置处的圆柱孔、扇形孔和簸箕孔三种孔型气膜冷却的差异。气膜孔位于吸力面17.8%流向位置,并分别在10%、30%、50%、70%和90%叶高位置各设有一个气膜孔,三种孔型的圆孔段直径均为0.8 mm。研究在600 r/min转速(对应旋转雷诺数为536 000)条件下开展并获得吹风比为0.50、0.75、1.00、1.25和1.50条件下的气膜冷却效率分布。研究结果指出:不同叶高位置处的气膜尾迹受叶根通道涡和叶顶泄漏流的影响呈现不同程度地向中间叶高位置偏转的趋势,因此不同叶高位置处的气膜尾迹内的涡对结构不对称的特征也不同。随着吹风比的增加,出现最大气膜冷却效率的叶高位置逐渐向叶顶方向移动。使用扇形孔和簸箕孔可以削弱冷却射流在气膜孔出口位置的法向动量,提升了气膜的附壁性和气膜冷却效率。

基于双层壁冷却结构的综合冷效数值解耦研究
刘润洲, 李海旺, 由儒全, 黄毅, 陶智
2024, 39(5): 20220372. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220372
摘要:

采用数值解耦的方法,定量分析了双层壁平板冷却结构的综合冷效与内部冷却、气膜孔内冷却和冷气覆盖之间的关系。吹风比为0.25、0.5、1和1.5。通过研究发现,吹风比对双层壁模型的综合冷效有明显影响。当吹风比由0.25增大到1.5时,综合冷效增大57.9%。内部冷却占主导地位的区域主要是冲击气流的驻点区。气膜孔内冷却影响最大的区域为气膜孔出口的上游,而且沿流向孔内冷却的影响逐渐减小。冷气覆盖对综合冷效的影响沿流向逐渐积累,在第3个气膜孔出口附近冷气覆盖的影响最大。而且在冷气覆盖区域的影响要大于在远离气膜孔区域的影响。当吹风比增大至1.0时,孔内冷却对综合冷效的影响已经超过了冷气覆盖。

采用数值解耦的方法,定量分析了双层壁平板冷却结构的综合冷效与内部冷却、气膜孔内冷却和冷气覆盖之间的关系。吹风比为0.25、0.5、1和1.5。通过研究发现,吹风比对双层壁模型的综合冷效有明显影响。当吹风比由0.25增大到1.5时,综合冷效增大57.9%。内部冷却占主导地位的区域主要是冲击气流的驻点区。气膜孔内冷却影响最大的区域为气膜孔出口的上游,而且沿流向孔内冷却的影响逐渐减小。冷气覆盖对综合冷效的影响沿流向逐渐积累,在第3个气膜孔出口附近冷气覆盖的影响最大。而且在冷气覆盖区域的影响要大于在远离气膜孔区域的影响。当吹风比增大至1.0时,孔内冷却对综合冷效的影响已经超过了冷气覆盖。

当量比对铝粉/空气旋转爆轰发动机流场影响的数值模拟
李世全, 杨帆, 王宇辉, 王健平, 张国庆
2024, 39(5): 20210560. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20210560
摘要:

以铝粉为燃料,空气为氧化剂,通过一步反应机理,对不同当量比下气固两相旋转爆轰发动机的流场进行二维数值模拟研究。结果表明:由于颗粒注入速度和空气注入速度存在差异,导致反应物区中的颗粒三角区和空气三角区不完全重叠,使得当量比从0.6增加到1.4时,爆轰波前的平均局部当量比从0.929增加到2.093,爆轰波速度从2070 m/s降低到1690 m/s,爆轰波压力从5.67 MPa降低到4.87 MPa。燃烧室内基本的流场与气相旋转爆轰发动机相似,但气固两相之间的相互作用使得颗粒呈现出特有的分布特性,包括2个颗粒群和4条颗粒带以及它们之间的间隙。

以铝粉为燃料,空气为氧化剂,通过一步反应机理,对不同当量比下气固两相旋转爆轰发动机的流场进行二维数值模拟研究。结果表明:由于颗粒注入速度和空气注入速度存在差异,导致反应物区中的颗粒三角区和空气三角区不完全重叠,使得当量比从0.6增加到1.4时,爆轰波前的平均局部当量比从0.929增加到2.093,爆轰波速度从2070 m/s降低到1690 m/s,爆轰波压力从5.67 MPa降低到4.87 MPa。燃烧室内基本的流场与气相旋转爆轰发动机相似,但气固两相之间的相互作用使得颗粒呈现出特有的分布特性,包括2个颗粒群和4条颗粒带以及它们之间的间隙。

双层混合管排气出口导流遮挡的冷却与红外辐射特性
宋健, 张靖周, 单勇
2024, 39(5): 20220374. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220374
摘要:

以降低一体化红外抑制器混合管出口导流片温度及其红外辐射强度为目的,设计了双层混合管和带冷却结构的导流器。通过CFD和红外辐射强度空间分布数值仿真,研究了双层混合管强迫冷却进气流量、导流器出口形状和波瓣瓣数对排气喷流和排气混合管红外辐射强度的影响。计算结果表明,双层混合管+导流器结构相较于基准模型(单层混合管,导流片无冷却)可以有效降低导流器可视表面高温区,导流器自身的红外辐射强度降幅可达82.9%;导流器出口的波瓣可以诱导流向涡对,强化冷却气流与混合管出口排气尾流掺混,排气红外辐射强度相对于基准模型最大的降幅可达68.2%,混合管及其排气的总体辐射强度的降幅峰值可达86.4%。排气红外辐射强度以及总体辐射强度均随着波瓣瓣数的减少而逐渐减小,导流器出口过多的波瓣瓣数设计反而不利于流向涡的发展。混合管总体辐射强度随着强迫冷却气流流量的增加而逐渐减小,冷却气流流量与主流流量比值为0.1时,相对于不通冷却气流的情况,总体辐射强度的降幅峰值为68.3%。

以降低一体化红外抑制器混合管出口导流片温度及其红外辐射强度为目的,设计了双层混合管和带冷却结构的导流器。通过CFD和红外辐射强度空间分布数值仿真,研究了双层混合管强迫冷却进气流量、导流器出口形状和波瓣瓣数对排气喷流和排气混合管红外辐射强度的影响。计算结果表明,双层混合管+导流器结构相较于基准模型(单层混合管,导流片无冷却)可以有效降低导流器可视表面高温区,导流器自身的红外辐射强度降幅可达82.9%;导流器出口的波瓣可以诱导流向涡对,强化冷却气流与混合管出口排气尾流掺混,排气红外辐射强度相对于基准模型最大的降幅可达68.2%,混合管及其排气的总体辐射强度的降幅峰值可达86.4%。排气红外辐射强度以及总体辐射强度均随着波瓣瓣数的减少而逐渐减小,导流器出口过多的波瓣瓣数设计反而不利于流向涡的发展。混合管总体辐射强度随着强迫冷却气流流量的增加而逐渐减小,冷却气流流量与主流流量比值为0.1时,相对于不通冷却气流的情况,总体辐射强度的降幅峰值为68.3%。

颗粒物沉积与平板气膜冷却耦合效应的数值研究
伍赫, 郝子晗, 杨星, 丰镇平
2024, 39(5): 20220462. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220462
摘要:

基于颗粒物沉积模型与动网格技术,研究了不同冷气质量流量比与颗粒物直径下气膜冷却平板表面的沉积特性及颗粒形成沉积物后对平板气膜冷却性能的影响。结果表明:在颗粒速度较低时,冷气射流对颗粒的吹拂作用使其难以在气膜孔下游沉积,且冷气射流结构对颗粒的阻隔与卷吸作用使得气膜孔下游两侧形成明显的脊状沉积带;平板表面的沉积效率随颗粒直径的变化呈现双峰分布;在较大的质量流量比下,冷气射流两侧拢起的脊状沉积带会使得气膜冷却效率显著提高,相比沉积前最大提升了6.15%;同时,颗粒沉积物能增强冷气的横向扩散,使得横向平均冷却效率有一定程度的提升。总体而言,颗粒沉积物对气膜冷却性能的影响由沉积分布特征与沉积量共同决定。

基于颗粒物沉积模型与动网格技术,研究了不同冷气质量流量比与颗粒物直径下气膜冷却平板表面的沉积特性及颗粒形成沉积物后对平板气膜冷却性能的影响。结果表明:在颗粒速度较低时,冷气射流对颗粒的吹拂作用使其难以在气膜孔下游沉积,且冷气射流结构对颗粒的阻隔与卷吸作用使得气膜孔下游两侧形成明显的脊状沉积带;平板表面的沉积效率随颗粒直径的变化呈现双峰分布;在较大的质量流量比下,冷气射流两侧拢起的脊状沉积带会使得气膜冷却效率显著提高,相比沉积前最大提升了6.15%;同时,颗粒沉积物能增强冷气的横向扩散,使得横向平均冷却效率有一定程度的提升。总体而言,颗粒沉积物对气膜冷却性能的影响由沉积分布特征与沉积量共同决定。

喷嘴结构和射流参数对射流预冷温度特性的影响
冯爽, 李宝宽, 杨晓晰, 扈鹏飞
2024, 39(5): 20210566. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20210566
摘要:

航空发动机进气温度过高是限制其性能的关键问题之一,采用射流预冷技术可以有效降低航空发动机进气温度。为了研究射流预冷技术对进气道内温度场的影响,基于欧拉-拉格朗日方法,建立航空发动机进气道液滴雾化和蒸发过程的数学模型,实现气液两相的双向耦合,描述了射流预冷过程。并与已有的试验结果进行对比,验证了数学模型的准确性。并利用该数学模型研究了水气比、喷射速度、液滴粒径和喷嘴锥角对进气道降温效果和温度畸变的影响。结果表明:改变水气比发动机进气温度变化最显著,当水气比由0.02增大至0.055时,温降系数由8.10%增加到19.87%,蒸发率由85.76%降低为79.80%;当水气比为0.055、喷射速度为10 m/s、液滴粒径为25 μm和喷嘴锥角为15°时,温降系数最大为22.77%;增大喷嘴锥角和减小喷射速度会使进气道出口截面温度场分布更均匀。

航空发动机进气温度过高是限制其性能的关键问题之一,采用射流预冷技术可以有效降低航空发动机进气温度。为了研究射流预冷技术对进气道内温度场的影响,基于欧拉-拉格朗日方法,建立航空发动机进气道液滴雾化和蒸发过程的数学模型,实现气液两相的双向耦合,描述了射流预冷过程。并与已有的试验结果进行对比,验证了数学模型的准确性。并利用该数学模型研究了水气比、喷射速度、液滴粒径和喷嘴锥角对进气道降温效果和温度畸变的影响。结果表明:改变水气比发动机进气温度变化最显著,当水气比由0.02增大至0.055时,温降系数由8.10%增加到19.87%,蒸发率由85.76%降低为79.80%;当水气比为0.055、喷射速度为10 m/s、液滴粒径为25 μm和喷嘴锥角为15°时,温降系数最大为22.77%;增大喷嘴锥角和减小喷射速度会使进气道出口截面温度场分布更均匀。

RP-3航空煤油/O2的氧化与着火特性试验
张鑫炜, 曾文, 胡斌, 殷阁媛, 张英佳, 马宏宇
2024, 39(5): 20220381. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220381
摘要:

在流动管反应器中对当量比分别为0.5、1.0、2.0、温度范围为550~1200 K、压力分别为0.1、3.0 MPa条件下RP-3航空煤油/O2的氧化特性进行了试验测试。结果表明:当量比由0.5增加到2.0时,RP-3航空煤油/O2氧化过程中各组分生成的起始温度以及出现摩尔分数峰值时的温度均升高;压力由0.1 MPa升高到3.0 MPa时,RP-3航空煤油/O2氧化过程中各组分生成的起始温度以及出现摩尔分数峰值时的温度均降低,烷烃的摩尔分数峰值升高,而烯烃的摩尔分数峰值则降低。同时,在激波管中对当量比分别为0.8、3.5、压力分别为0.2、1.0、5.0 MPa、温度范围为950~1500 K条件下RP-3航空煤油/O2的着火延迟特性进行了试验测试。结果表明,RP-3航空煤油/O2的着火延迟时间随压力与温度的升高、当量比由3.5减小到0.8时逐渐缩短。

在流动管反应器中对当量比分别为0.5、1.0、2.0、温度范围为550~1200 K、压力分别为0.1、3.0 MPa条件下RP-3航空煤油/O2的氧化特性进行了试验测试。结果表明:当量比由0.5增加到2.0时,RP-3航空煤油/O2氧化过程中各组分生成的起始温度以及出现摩尔分数峰值时的温度均升高;压力由0.1 MPa升高到3.0 MPa时,RP-3航空煤油/O2氧化过程中各组分生成的起始温度以及出现摩尔分数峰值时的温度均降低,烷烃的摩尔分数峰值升高,而烯烃的摩尔分数峰值则降低。同时,在激波管中对当量比分别为0.8、3.5、压力分别为0.2、1.0、5.0 MPa、温度范围为950~1500 K条件下RP-3航空煤油/O2的着火延迟特性进行了试验测试。结果表明,RP-3航空煤油/O2的着火延迟时间随压力与温度的升高、当量比由3.5减小到0.8时逐渐缩短。

复合材料涡轮轴结构损伤演化及失效机理
沙云东, 黄靖轩, 骆丽, 白旭
2024, 39(5): 20210572. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20210572
摘要:

针对连续纤维增强复合材料涡轮轴结构损伤演化及失效机理分析,基于宏-细观力学跨尺度分析方法,建立了与轴结构试验件尺寸相符合的有限元仿真计算模型及细观力学代表体积元(RVE)模型,预测轴结构的损伤演化并分析其失效机理。反向扭矩下,[45]6轴结构的损伤始于界面开裂,裂纹向两侧钛合金扩展,钛合金的剪切变形最终带动纤维的断裂;正向扭矩下,[45]10轴结构的损伤始于基体损伤,断口两侧钛合金相互挤压摩擦,最终将纤维剪断。开展复合材料失效模式验证试验,通过声发射及扫描电镜技术,实现对失效过程中不同失效模式的判别。将仿真结果与试验结果进行对比验证,验证了模型和方法的有效性。模拟涡轮轴结构在扭转载荷下的损伤演化过程及失效机理,预测失效强度。结果表明:0°和90°铺层时扭转强度最低,45°铺层时扭转强度最高,提高近3倍。本文研究提出的预测模型及分析结论对纤维增强复合材料的设计和应用提供依据。

针对连续纤维增强复合材料涡轮轴结构损伤演化及失效机理分析,基于宏-细观力学跨尺度分析方法,建立了与轴结构试验件尺寸相符合的有限元仿真计算模型及细观力学代表体积元(RVE)模型,预测轴结构的损伤演化并分析其失效机理。反向扭矩下,[45]6轴结构的损伤始于界面开裂,裂纹向两侧钛合金扩展,钛合金的剪切变形最终带动纤维的断裂;正向扭矩下,[45]10轴结构的损伤始于基体损伤,断口两侧钛合金相互挤压摩擦,最终将纤维剪断。开展复合材料失效模式验证试验,通过声发射及扫描电镜技术,实现对失效过程中不同失效模式的判别。将仿真结果与试验结果进行对比验证,验证了模型和方法的有效性。模拟涡轮轴结构在扭转载荷下的损伤演化过程及失效机理,预测失效强度。结果表明:0°和90°铺层时扭转强度最低,45°铺层时扭转强度最高,提高近3倍。本文研究提出的预测模型及分析结论对纤维增强复合材料的设计和应用提供依据。

基于小波包变换与CEEMDAN的滚动轴承故障诊断方法
栾孝驰, 李彦徵, 徐石, 沙云东
2024, 39(5): 20220473. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220473
摘要:

针对滚动轴承诊断受环境噪声影响,特征频率难以提取的问题,提出了一种基于小波包变换与完全自适应噪声集合经验模态分解(CEEMDAN)的滚动轴承故障诊断方法。通过CEEMDAN将传感器收集到的原始振动信号进行分解并依据峭度值-相关系数(K-C)筛选准则划分高噪信号和低噪信号。利用小波包变换分解高噪信号后选取合适分量重构实现环境噪声的滤除并与低噪信号进行整合产生新的振动信号进行包络解调,提取实际故障特征频率实现滚动轴承的故障诊断。经对比试验,所提出的方法清晰地提取出滚动轴承的转频、故障特征频率及其倍频和调制频率,由仿真信号计算可知降噪后的信号信噪比提高了7.61 dB,有效优化了对噪声滤除的效果。

针对滚动轴承诊断受环境噪声影响,特征频率难以提取的问题,提出了一种基于小波包变换与完全自适应噪声集合经验模态分解(CEEMDAN)的滚动轴承故障诊断方法。通过CEEMDAN将传感器收集到的原始振动信号进行分解并依据峭度值-相关系数(K-C)筛选准则划分高噪信号和低噪信号。利用小波包变换分解高噪信号后选取合适分量重构实现环境噪声的滤除并与低噪信号进行整合产生新的振动信号进行包络解调,提取实际故障特征频率实现滚动轴承的故障诊断。经对比试验,所提出的方法清晰地提取出滚动轴承的转频、故障特征频率及其倍频和调制频率,由仿真信号计算可知降噪后的信号信噪比提高了7.61 dB,有效优化了对噪声滤除的效果。

CCF300/QY9511层合板高速砂粒连续冲蚀特性试验
刘璐璐, 于飞, 赵振华, 罗刚, 陈伟
2024, 39(5): 20220375. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220375
摘要:

针对CCF300/QY9511碳纤维/双马树脂复合材料层合板开展了连续冲蚀试验,研究了不同冲蚀条件下的质量冲蚀率和损伤规律。结果表明:随着冲蚀角度和供砂率的增加,质量冲蚀率先增加后减少,并在60°左右出现峰值冲蚀率;冲蚀率随冲蚀速度的增加而增加;复合材料表面铺设平纹布可增强复合材料抗低速冲蚀的能力,但增强效果在高速冲蚀时不明显;复合材料主要冲蚀机制为微裂纹的产生、纤维的断裂、纤维-基体脱黏以及基体变形。该研究明晰了双马树脂基复合材料层合板材料的去除机理及损伤变化规律,为后续航空复合材料结构抗冲蚀研究奠定了基础。

针对CCF300/QY9511碳纤维/双马树脂复合材料层合板开展了连续冲蚀试验,研究了不同冲蚀条件下的质量冲蚀率和损伤规律。结果表明:随着冲蚀角度和供砂率的增加,质量冲蚀率先增加后减少,并在60°左右出现峰值冲蚀率;冲蚀率随冲蚀速度的增加而增加;复合材料表面铺设平纹布可增强复合材料抗低速冲蚀的能力,但增强效果在高速冲蚀时不明显;复合材料主要冲蚀机制为微裂纹的产生、纤维的断裂、纤维-基体脱黏以及基体变形。该研究明晰了双马树脂基复合材料层合板材料的去除机理及损伤变化规律,为后续航空复合材料结构抗冲蚀研究奠定了基础。

热力耦合情况下的导弹导引头多尺度并行拓扑优化设计方法
郭伟超, 李辉, 李丙震, 孔令飞, 刘永, 苏力争
2024, 39(5): 20220359. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220359
摘要:

针对导弹导引头在高温高负载下的结构设计问题,引入多尺度拓扑优化设计方法对导弹导引头进行优化设计,提出了一种在稳态热源情况下热力耦合连续体结构多尺度并行化拓扑优化方法。该方法在宏观尺度上,将热源引入的等效热载荷耦合至力载荷当中,获得符合热力耦合载荷的宏观构型分布;在微观尺度上,通过聚类方法划分微结构类型,提升微结构计算效率和解决宏微观结构尺度分离问题。以结构柔度作为目标函数,材料的体分比为约束,建立了基于固体各向同性材料惩罚模型的多尺度并行拓扑优化模型;采用直接法对热力耦合情况下的灵敏度进行分析计算,运用OC准则法对设计变量进行优化,从而获得有效的热力耦合情况下的宏微观并行拓扑优化模型。利用悬臂梁结构对所提方法进行了验证,结果表明所设计的结构既具有热力耦合工况下的承载能力,也具有一定的热防护的能力。应用该方法对导弹引导头进行结构一体化优化设计,获得了较好的既具有承载性能,又具有隔热性能的引导头结构。两个案例展示了在保证质量减少50%的情况下,依然都获得了理想的优化结构,从而验证了所提方法的正确性与有效性。也为类似热力耦合工况下的结构一体化设计提供了可行方法,具有一定的工程应用意义。

针对导弹导引头在高温高负载下的结构设计问题,引入多尺度拓扑优化设计方法对导弹导引头进行优化设计,提出了一种在稳态热源情况下热力耦合连续体结构多尺度并行化拓扑优化方法。该方法在宏观尺度上,将热源引入的等效热载荷耦合至力载荷当中,获得符合热力耦合载荷的宏观构型分布;在微观尺度上,通过聚类方法划分微结构类型,提升微结构计算效率和解决宏微观结构尺度分离问题。以结构柔度作为目标函数,材料的体分比为约束,建立了基于固体各向同性材料惩罚模型的多尺度并行拓扑优化模型;采用直接法对热力耦合情况下的灵敏度进行分析计算,运用OC准则法对设计变量进行优化,从而获得有效的热力耦合情况下的宏微观并行拓扑优化模型。利用悬臂梁结构对所提方法进行了验证,结果表明所设计的结构既具有热力耦合工况下的承载能力,也具有一定的热防护的能力。应用该方法对导弹引导头进行结构一体化优化设计,获得了较好的既具有承载性能,又具有隔热性能的引导头结构。两个案例展示了在保证质量减少50%的情况下,依然都获得了理想的优化结构,从而验证了所提方法的正确性与有效性。也为类似热力耦合工况下的结构一体化设计提供了可行方法,具有一定的工程应用意义。

叶片丢失后停车过程转子瞬态动力响应分析
刘畅, 徐自力, 霍施宇, 慕琴琴, 徐健
2024, 39(5): 20210571. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20210571
摘要:

为揭示叶片丢失后转子系统停车过程动力响应特征,研究了叶片丢失后叶盘转动惯量非对称性及停车过程变转速特征,建立了非对称变速转子瞬态动力响应分析模型,对叶片丢失后转子系统停车过程瞬态响应进行了分析。结果表明:叶片丢失瞬间及转子过共振区,转子系统的瞬态振动响应加剧,并伴有横向固有振动。当转动惯量非对称比例为0.2时,转子系统响应峰值与不考虑轮盘非对称性相差58%。因此,对于大质量叶片或多叶片丢失情况,轮盘转动惯量非对称性就不能忽略,表明所建转子动力学模型可以有效分析大非对称转子停车过程复杂振动响应特征。

为揭示叶片丢失后转子系统停车过程动力响应特征,研究了叶片丢失后叶盘转动惯量非对称性及停车过程变转速特征,建立了非对称变速转子瞬态动力响应分析模型,对叶片丢失后转子系统停车过程瞬态响应进行了分析。结果表明:叶片丢失瞬间及转子过共振区,转子系统的瞬态振动响应加剧,并伴有横向固有振动。当转动惯量非对称比例为0.2时,转子系统响应峰值与不考虑轮盘非对称性相差58%。因此,对于大质量叶片或多叶片丢失情况,轮盘转动惯量非对称性就不能忽略,表明所建转子动力学模型可以有效分析大非对称转子停车过程复杂振动响应特征。

对转螺旋桨气动力和气动噪声风洞试验技术
陈正武, 姜裕标, 赵昱, 卢翔宇, 仝帆
2024, 39(5): 20220476. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220476
摘要:

针对对转螺旋桨气动力和气动噪声性能评估和优化研究需求,依托声学风洞,研发了1套大功率对转螺旋桨动力模拟试验装置,并发展了对转螺旋桨气动力和气动噪声风洞试验数据处理方法。对转螺旋桨动力模拟试验装置由300 kW电动机提供动力输入,由齿轮箱实现增速和内外传动轴反向旋转,由旋转轴天平测量气动力。装置完成研制后,在5.5 m×4 m声学风洞开展了对转螺旋桨气动力和气动噪声试验。结果表明对转螺旋桨动力模拟试验装置的转速控制精度优于0.5 r/min,传动效率达到97.7%,装置运行平稳、可靠;对转螺旋桨试验的拉力系数重复性精度优于0.002 1,功率系数重复性精度优于0.0022,气动噪声重复性精度优于0.5 dB。

针对对转螺旋桨气动力和气动噪声性能评估和优化研究需求,依托声学风洞,研发了1套大功率对转螺旋桨动力模拟试验装置,并发展了对转螺旋桨气动力和气动噪声风洞试验数据处理方法。对转螺旋桨动力模拟试验装置由300 kW电动机提供动力输入,由齿轮箱实现增速和内外传动轴反向旋转,由旋转轴天平测量气动力。装置完成研制后,在5.5 m×4 m声学风洞开展了对转螺旋桨气动力和气动噪声试验。结果表明对转螺旋桨动力模拟试验装置的转速控制精度优于0.5 r/min,传动效率达到97.7%,装置运行平稳、可靠;对转螺旋桨试验的拉力系数重复性精度优于0.002 1,功率系数重复性精度优于0.0022,气动噪声重复性精度优于0.5 dB。

超声速飞行器减阻杆/盘与双喷流组合构型减阻和防热性能
许阳, 陈宣亮
2024, 39(5): 20220351. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220351
摘要:

为降低超声速飞行器的气动力和热载荷,研究一种减阻杆/盘与双喷流组合构型,并采用数值方法分析了几何参数和喷流参数对流场特征以及减阻和防热性能的影响。结果表明:减阻杆长径比对构型的减阻效率影响较小,但对防热效率影响较大;增加减阻盘直径比,构型的减阻效率先增大后减小,防热效率先减小后增大,但当逆向喷流总压较高时,减阻盘直径比对减阻和防热效率的影响均较小;提高逆向喷流总压比,构型的减阻和防热效率一直处于较高水平,且其变化幅度均不明显;提高侧向喷流总压比,构型的减阻和防热效率均增大,减阻效率变化率增大,防热效率变化率减小;侧向喷流出口位置远离钝体头部,减阻效率增大,防热效率减小;适当选取减阻杆/盘与双喷流参数,可达到57.1%的减阻效率,同时防热效率达到100.4%。

为降低超声速飞行器的气动力和热载荷,研究一种减阻杆/盘与双喷流组合构型,并采用数值方法分析了几何参数和喷流参数对流场特征以及减阻和防热性能的影响。结果表明:减阻杆长径比对构型的减阻效率影响较小,但对防热效率影响较大;增加减阻盘直径比,构型的减阻效率先增大后减小,防热效率先减小后增大,但当逆向喷流总压较高时,减阻盘直径比对减阻和防热效率的影响均较小;提高逆向喷流总压比,构型的减阻和防热效率一直处于较高水平,且其变化幅度均不明显;提高侧向喷流总压比,构型的减阻和防热效率均增大,减阻效率变化率增大,防热效率变化率减小;侧向喷流出口位置远离钝体头部,减阻效率增大,防热效率减小;适当选取减阻杆/盘与双喷流参数,可达到57.1%的减阻效率,同时防热效率达到100.4%。

基于遗传算法的横向减阻沟槽优化及机理
宋居正, 李耕耘
2024, 39(5): 20220387. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220387
摘要:

针对二维横向减阻沟槽的形状优化问题,提出了基于自由变形技术及遗传算法的优化方法。以三角形为初始减阻沟槽截面外形,基于自由变形技术对沟槽外形进行几何参数化。通过流场求解对沟槽壁面阻力进行计算,以沟槽壁面的流向气动阻力最小化为优化目标,以遗传算法为优化算法,对沟槽外形进行气动减阻优化。优化结果表明,在来流马赫数为0.8时,优化后的沟槽外形相比于初始的三角形沟槽壁面,减阻率从6.4%增加至10.1%。优化方法表明,自由变形方法结合遗传算法可以为减阻沟槽形状优化提供更大的设计空间,为减阻沟槽形状的优化设计提供了新的设计方法。

针对二维横向减阻沟槽的形状优化问题,提出了基于自由变形技术及遗传算法的优化方法。以三角形为初始减阻沟槽截面外形,基于自由变形技术对沟槽外形进行几何参数化。通过流场求解对沟槽壁面阻力进行计算,以沟槽壁面的流向气动阻力最小化为优化目标,以遗传算法为优化算法,对沟槽外形进行气动减阻优化。优化结果表明,在来流马赫数为0.8时,优化后的沟槽外形相比于初始的三角形沟槽壁面,减阻率从6.4%增加至10.1%。优化方法表明,自由变形方法结合遗传算法可以为减阻沟槽形状优化提供更大的设计空间,为减阻沟槽形状的优化设计提供了新的设计方法。

受载齿轮副啮入冲击激励计算方法
王承登, 何泽银, 杨震, 伍宏建, 刘威
2024, 39(5): 20220383. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220383
摘要:

针对目前理论不能准确计算受载齿轮啮入冲击时间的问题,提出一种基于圆柱碰撞理论与接触动力学理论的受载齿轮副啮入冲击激励计算方法,准确计算受载齿轮啮入冲击时间与冲击力。建立受载变形下的渐开线齿轮啮入冲击数学模型,应用反转法计算出线外啮合点的精确位置,基于圆柱碰撞理论求得齿对啮入冲击力。同时在所建立的啮入冲击数学模型上,准确计算冲击时间,并与现有计算方法进行对比分析。而后根据齿轮运行真实工况,对航空机匣齿轮副进行动态接触有限元分析,提取冲击时间与冲击力,并与理论进行对比。结果表明:计算模型的啮入冲击时间误差在15%以内,最大啮入冲击力误差小于10%,故该冲击激励计算方法能对冲击时间与最大啮入冲击力进行准确快速求解。

针对目前理论不能准确计算受载齿轮啮入冲击时间的问题,提出一种基于圆柱碰撞理论与接触动力学理论的受载齿轮副啮入冲击激励计算方法,准确计算受载齿轮啮入冲击时间与冲击力。建立受载变形下的渐开线齿轮啮入冲击数学模型,应用反转法计算出线外啮合点的精确位置,基于圆柱碰撞理论求得齿对啮入冲击力。同时在所建立的啮入冲击数学模型上,准确计算冲击时间,并与现有计算方法进行对比分析。而后根据齿轮运行真实工况,对航空机匣齿轮副进行动态接触有限元分析,提取冲击时间与冲击力,并与理论进行对比。结果表明:计算模型的啮入冲击时间误差在15%以内,最大啮入冲击力误差小于10%,故该冲击激励计算方法能对冲击时间与最大啮入冲击力进行准确快速求解。

高速圆柱滚子轴承环下润滑热场特性
王轶泽, 刘红彬, 孟永钢
2024, 39(5): 20210583. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20210583
摘要:

针对高速圆柱滚子轴承高温失效问题,采用流体体积(VOF)方法和多重参考系(MRF)模型对圆柱滚子轴承内圈供油槽和轴承腔进行建模,计算供油槽油液供给情况并将结果施加到轴承腔内模型中,计算环下进油孔相对于滚子多个位置处的温升,并通过加权平均得到轴承腔内最终温升。分析轴承转速、供油量对轴承腔内摩擦温升和润滑油黏性剪切温升的影响规律。结果表明:轴承供油量一定时,转速越高,轴承内部组件摩擦加剧,腔内润滑油受到的黏性剪切力增大,摩擦、黏性温升均升高;轴承转速一定时,由于油量增加造成的润滑油黏性剪切温升的增加和冷却效果的提高在油量较低时前者高于后者,随后两者逐渐持平,黏性温升先下降然后维持在一定水平,摩擦温升降低。该研究对高速圆柱滚子轴承环下润滑设计提供了参考依据。

针对高速圆柱滚子轴承高温失效问题,采用流体体积(VOF)方法和多重参考系(MRF)模型对圆柱滚子轴承内圈供油槽和轴承腔进行建模,计算供油槽油液供给情况并将结果施加到轴承腔内模型中,计算环下进油孔相对于滚子多个位置处的温升,并通过加权平均得到轴承腔内最终温升。分析轴承转速、供油量对轴承腔内摩擦温升和润滑油黏性剪切温升的影响规律。结果表明:轴承供油量一定时,转速越高,轴承内部组件摩擦加剧,腔内润滑油受到的黏性剪切力增大,摩擦、黏性温升均升高;轴承转速一定时,由于油量增加造成的润滑油黏性剪切温升的增加和冷却效果的提高在油量较低时前者高于后者,随后两者逐渐持平,黏性温升先下降然后维持在一定水平,摩擦温升降低。该研究对高速圆柱滚子轴承环下润滑设计提供了参考依据。

圆弧端齿齿面加工偏差对配合状态的影响
孙帅, 孙惠斌, 付玄, 童浩, 颜诚
2024, 39(5): 20220365. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220365
摘要:

为了优化圆弧端齿装配工艺,对圆弧端齿齿面加工偏差对齿面配合状态的影响机理进行了研究。根据圆弧端齿加工原理,研究了关键成型参数对齿面偏差的影响规律,建立了圆弧端齿装配初始齿面间隙模型,研究了齿面偏差对端齿盘装配初始齿面间隙的影响规律。理论研究和试验研究表明:齿面偏差是导致装配初始齿面间隙的直接原因。通过优化安装相位能使装配初始齿面间隙的均值减小18%,方差减小25%。为圆弧端齿连接结构装配精度形成原理与装配工艺优化研究提供基础,对于提高圆弧端齿连接的航空发动机转子装配品质具有重要的意义。

为了优化圆弧端齿装配工艺,对圆弧端齿齿面加工偏差对齿面配合状态的影响机理进行了研究。根据圆弧端齿加工原理,研究了关键成型参数对齿面偏差的影响规律,建立了圆弧端齿装配初始齿面间隙模型,研究了齿面偏差对端齿盘装配初始齿面间隙的影响规律。理论研究和试验研究表明:齿面偏差是导致装配初始齿面间隙的直接原因。通过优化安装相位能使装配初始齿面间隙的均值减小18%,方差减小25%。为圆弧端齿连接结构装配精度形成原理与装配工艺优化研究提供基础,对于提高圆弧端齿连接的航空发动机转子装配品质具有重要的意义。

基于吸力面叠加厚度的超跨声叶型优化设计
刘帅鹏, 耿少娟, 金芸, 李鑫龙, 张宏武
2024, 39(5): 20210577. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20210577
摘要:

为提高轴流压气机叶型优化设计水平,提出了一种基于吸力面叠加厚度分布的参数化造型方法,结合基于Kriging代理模型与差分进化的代理优化方法开发了一套优化设计平台,并将吸力面控制参数作为优化变量,对某跨声与超声叶型进行性能优化。结果表明:基于吸力面叠加厚度分布的叶片造型方法能对叶型进行较好的表达,并成功应用在优化设计平台中。跨声、超声优化叶型在设计点损失分别降低了10.66%与7.4%。分析表明:跨声优化叶型的主要特征是吸力面型线前缘附近型线弯度降低,使得激波强度降低,激波损失与边界层损失降低,同时中后部位置处的负荷增大,扩张通道扩压能力增强;超声叶型优化由于边界层影响更显著,因此还需要更多考虑吸力面扩张通道区域型线;叶型喉部位置与喉部宽度会影响堵塞冲角的变化。

为提高轴流压气机叶型优化设计水平,提出了一种基于吸力面叠加厚度分布的参数化造型方法,结合基于Kriging代理模型与差分进化的代理优化方法开发了一套优化设计平台,并将吸力面控制参数作为优化变量,对某跨声与超声叶型进行性能优化。结果表明:基于吸力面叠加厚度分布的叶片造型方法能对叶型进行较好的表达,并成功应用在优化设计平台中。跨声、超声优化叶型在设计点损失分别降低了10.66%与7.4%。分析表明:跨声优化叶型的主要特征是吸力面型线前缘附近型线弯度降低,使得激波强度降低,激波损失与边界层损失降低,同时中后部位置处的负荷增大,扩张通道扩压能力增强;超声叶型优化由于边界层影响更显著,因此还需要更多考虑吸力面扩张通道区域型线;叶型喉部位置与喉部宽度会影响堵塞冲角的变化。

进气支板周向位置对动叶激励和振动的影响
彭威, 任晓栋, 李雪松, 顾春伟, 吴宏
2024, 39(5): 20220371. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220371
摘要:

为探究进气支板与下游叶片相对周向位置对压气机动叶所受激励和振动的影响规律和机理,模拟了一个带进气支板的重型燃气轮机压气机前1.5级。通过对动叶片的流场和振动的分析发现:进气支板周向位置对总压比和总温比影响很小,但会明显改变动叶受到的激励和振动水平。当进气支板尾迹与导叶尾迹重合时,两种尾迹叠加加强,导致动叶的激励和振动整体增强。支板位置会明显改变支板尾迹和下游静叶势流对动叶的叠加影响,这对弦长中部非定常载荷和整体振动的影响较明显,对前尾缘附近影响很小。研究结果为支板的安装提供了参考和指导。

为探究进气支板与下游叶片相对周向位置对压气机动叶所受激励和振动的影响规律和机理,模拟了一个带进气支板的重型燃气轮机压气机前1.5级。通过对动叶片的流场和振动的分析发现:进气支板周向位置对总压比和总温比影响很小,但会明显改变动叶受到的激励和振动水平。当进气支板尾迹与导叶尾迹重合时,两种尾迹叠加加强,导致动叶的激励和振动整体增强。支板位置会明显改变支板尾迹和下游静叶势流对动叶的叠加影响,这对弦长中部非定常载荷和整体振动的影响较明显,对前尾缘附近影响很小。研究结果为支板的安装提供了参考和指导。

内壁结构对气体中心式同轴离心喷嘴喷雾特性影响
高玉超, 楚威, 苏凌宇, 姜传金, 谢远, 仝毅恒
2024, 39(5): 20220360. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220360
摘要:

通过改变气体中心式同轴离心喷嘴的气喷嘴内壁结构,分别对平滑内壁(A)、内壁加凹腔(B)和内壁加凸起(C)的3种喷嘴的喷雾特性进行了实验观测,同时为分析气喷嘴内壁结构改变引起的流场变化,在不考虑液相的情况下对纯气相流场进行了三维模拟研究。结果表明:3种喷嘴的雾化锥角均随气体质量流率的增加而减小,随液体质量流率的增加而增大。气喷嘴内壁加凹腔,对喷嘴的雾化锥角、破碎长度以及自激振荡频率几乎没有影响;而气喷嘴内壁加凸起则对喷雾特性有显著影响。相同工况下,内壁加凸起会使气喷嘴出口的引射作用增强,雾化锥角减小,同时气液间更强的相互作用使喷雾破碎长度随之减小。喷雾自激振荡发生时,内壁凸起亦会导致喷雾自激振荡频率随之增大。3种喷嘴的自激振荡频率均随气体质量流率的增加而增大,并对3种喷嘴的喷雾自激振荡诱发及维持机理进行了分析。通过实验探究了不同凹腔、凸起大小对喷雾特性的影响,对于B喷嘴,其喷雾的雾化锥角、破碎长度几乎一致,自激振荡频率亦差别不大;C喷嘴的雾化锥角、破碎长度均小于B喷嘴,且随凸起的增大而减小,而自激振荡频率均大于B喷嘴,且随凸起的增大而增大。

通过改变气体中心式同轴离心喷嘴的气喷嘴内壁结构,分别对平滑内壁(A)、内壁加凹腔(B)和内壁加凸起(C)的3种喷嘴的喷雾特性进行了实验观测,同时为分析气喷嘴内壁结构改变引起的流场变化,在不考虑液相的情况下对纯气相流场进行了三维模拟研究。结果表明:3种喷嘴的雾化锥角均随气体质量流率的增加而减小,随液体质量流率的增加而增大。气喷嘴内壁加凹腔,对喷嘴的雾化锥角、破碎长度以及自激振荡频率几乎没有影响;而气喷嘴内壁加凸起则对喷雾特性有显著影响。相同工况下,内壁加凸起会使气喷嘴出口的引射作用增强,雾化锥角减小,同时气液间更强的相互作用使喷雾破碎长度随之减小。喷雾自激振荡发生时,内壁凸起亦会导致喷雾自激振荡频率随之增大。3种喷嘴的自激振荡频率均随气体质量流率的增加而增大,并对3种喷嘴的喷雾自激振荡诱发及维持机理进行了分析。通过实验探究了不同凹腔、凸起大小对喷雾特性的影响,对于B喷嘴,其喷雾的雾化锥角、破碎长度几乎一致,自激振荡频率亦差别不大;C喷嘴的雾化锥角、破碎长度均小于B喷嘴,且随凸起的增大而减小,而自激振荡频率均大于B喷嘴,且随凸起的增大而增大。