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期刊信息/Journal information
航空动力学报
航空动力学报

陈懋章

月刊

1000-8055

JAP@buaa.edu.cn

010-82317410

100191

北京市海淀区学院37号

航空动力学报/Journal Journal of Aerospace PowerCSCD北大核心CSTPCDEI
查看更多>>本报是中国航空学会主办，经国家科委批准的高级刊物，向国内外公开发行。主要刊登航空航天发动机的原理与设计、气动热力学，叶轮机械，燃烧学，传热传质学，结构力学，自动控制、机械传动、实验技术以及热动力工程等方面的最新科技成果。编委会由主编、副主编及编委共50余人组成，均为该领域的著名专家学者。
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    螺旋锥齿轮模态试验与模型修正

    何宏图曹雪梅许浩侯圣文...
    425-433页
    查看更多>>摘要：为准确提取螺旋锥齿轮模态参数,构建精确动力学模型,通过试验与仿真相结合的方法,采用移动力锤法进行模态试验,提取模态参数;基于实测数据建立精确仿真模型并进行模态分析;采用初等旋转变换法修正仿真模态振型,得到准确的试验和仿真模态置信度,提高分析精度;以试验模态频率为目标,采用响应面法修正模型材料参数.修正后固有频率最大相对误差由0.83％下降到0.353％,提高了仿真模型精度.试验与仿真频响分析结果表明:由仿真模型不准确导致的移频现象和加速度幅值误差得到有效控制,验证了动力学模型的准确性.研究方法为螺旋锥齿轮进一步的结构优化和减振避振奠定基础.

    模态参数螺旋锥齿轮模态试验模型修正响应面法

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    轴向力对火箭发动机涡轮泵动力学的影响分析

    苏越许开富高永强廖明夫...
    434-446页
    查看更多>>摘要：作为运输推进剂的重要部件,涡轮泵已成为火箭发动机的核心,其在高速运转中承受的轴向力对振动有显著影响.为揭示轴向力对动力学响应的影响机制,从接触角切入,建立轴承刚度理论模型,阐明刚度随转速及轴向力的变化规律.同时,设计包含辅助支承的涡轮泵转子试验器,发现轴向力可显著降低转子不平衡响应.进一步,利用传递矩阵法和不平衡响应,建立基于实测数据的刚度辨识方法,获得试验辨识结果并与理论值对比.研究发现轴向力引入后刚度增加了 30％,同时转子振幅突增现象消失.表明轴向力对轴承刚度的改善是动力学减振的重要机理,从而为减振设计提供理论基础.

    液体火箭发动机涡轮泵轴向力轴承刚度动力学响应

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    超高速单轨火箭橇失效分析与改进措施

    杨珍范坤付良曾一...
    447-452页
    查看更多>>摘要：探讨了国外火箭橇高速运行失稳现象和原因,针对近期超高速单轨火箭橇试验失败现象,从光电经纬仪、遥测、轨道不平顺和靴轨间隙等实测数据方面展开了故障分析,采用橇轨耦合动力学分析方法对故障进行复现,提出了有效解决措施,对系统进行了改进,并进行了试验验证和振动数据对比.结果表明:火箭橇系统在1 100m/s速度附近发生剧烈共振,导致产品橇舱体在薄弱处发生破坏;靴轨间小间隙加剧了火箭橇在低速条件下的振动,而高速条件下熔融磨损使间隙增加,又加剧了单轨火箭橇滚转扭转效应,导致系统发生局部失效破坏;调整轨道不平顺度、增加产品橇结构强度和刚度、改善靴轨间隙可以有效提升系统运动稳定性.

    单轨火箭橇振动失稳轨道不平顺靴轨间隙

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    SABRE4氦循环分流比对设计点氢流量影响分析

    郑尚喆陈玉春王治华杜金峰...
    453-464页
    查看更多>>摘要：针对协同吸气式火箭发动机(synergistic air-breathing rocket engine,SABRE),建立了基干部件法的发动机设计点热力学计算模型,分析了 SABRE循环所需的最少氢质量流量(简称流量).以节省氢流量为目的,分别在SABRE3发动机构型基础上增加了两个氦循环支路,提出了两个SABRE4简化方案,结合两种简化方案,提出了 SABRE4整体方案,分析了各氦循环支路分流比对发动机设计点重要参数以及设计点氢流量的影响.结果表明:最小氢流量与通过换热器3的氦流量成正比,要减小所需氢流量,需要减少通过换热器3的氦流量;较低的氦循环支路分流比一有利于氢流量的降低,但同时增大了氦压气机设计压比,较低的氦循环支路分流比二有利于氢流量的降低,且有利于降低氦压气机设计压比,分流比一、分流比二的降低都会导致换热器接近换热限制边界;在换热器1前氦气总温不超过310 K,且氦压气机压比不大于11.0的情况下,SABRE4方案最小氢流量为SABRE3氢流量的83.3％.

    SABRE氢流量比冲分流比设计点

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    固体火箭超燃冲压发动机燃气喷射燃烧数值仿真研究

    陈永志石保禄赵马杰李鹏昌...
    465-474页
    查看更多>>摘要：针对固体火箭超燃冲压发动机燃烧室内燃料滞留时间短、与空气来流掺混困难,火焰稳定性差,颗粒燃烧效率低等问题.基于欧拉-拉格朗日方法建立了两相流动燃烧数值模拟方法,利用最小自由能法及能量、质量守恒定律进行一次燃气简化.基于某型带凹腔火焰稳定装置的固体火箭超燃冲压发动机模型,探究了不同燃气喷射角度、不同燃气喷射位置对发动机温升效率、总压恢复系数、凹腔性能、颗粒燃烧效率等参数的影响.结果表明该数值模拟方法具有较高的计算精度.研究发现增大燃气喷射角度可以提升燃料穿透深度,增加颗粒燃烧效率,但会造成总压损失升高;改变燃气喷射位置发现影响颗粒燃烧效率的原因不仅有颗粒的滞留时间,还包括颗粒所在区域的温度分布.

    固体火箭超燃冲压发动机气固两相流动燃烧一次燃气超声速流动燃烧组织方案

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    货运飞机装箱与配载组合优化

    赵向领左蕾
    475-485页
    查看更多>>摘要：为了指导航空货运装箱操作,挖掘航班运力,提高运输效率,通过装箱与配载组合优化建模与求解,获得初步装箱方案.建立了分步优化模型、组合优化模型和改进的组合优化模型,3种模型以业载量装载最大和重心偏移指定位置最小为目标,综合考虑了实际装箱和配载操作中的各种限制条件,包括集装箱和飞机机舱的体积限制、质量限制、位置限制、平衡限制等各类约束.以B777F机型为例,采用商业求解器Gurobi对3种模型4类不同条件数据进行求解、验证和对比分析.试验表明:分步优化模型的求解速度最快,在限定时间内求解出来的案例平均使用时间为87.77 s;但重心偏差最大,平均偏差为1.35％,部分案例出现不可接受情况,最大达到3.66％,平均业载量最小,为97 412.37 kg.组合优化模型求解时间最长,48％的案例在限制时间内无法求解出来,求解出的案例平均使用时间为880.25 s,现实操作中很难接受.改进组合优化模型,求解时间可接受,平均为424.79 s,目标优化效果最好,平均业载量最大,为97 679.77 kg;所有重心偏差被控制在1.16％以内,平均为0.79％.

    航空货运装箱载重平衡整数规划组合优化

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    面向燃油结冰试验的饱和燃油制备数值模拟

    彭炬谷云凤李杰刘林盛...
    486-493页
    查看更多>>摘要：为研究燃油结冰试验中饱和燃油含水量的影响规律,以达到适航标准要求的油水均匀度,提出对配水循环系统进行数值模拟.运用欧拉-拉格朗日法分别表示连续项与离散项,用离散相模型(discrete phase model,DPM)模拟水粒子的碰撞、融合和破碎.对液滴喷射与水-燃油两相流循环进行仿真计算,研究注水位置、循环泵后压力及液流进出排布对燃油含水量的影响规律.基于循环系统内不同区域离散项质量浓度的取样统计,分析适航标准规定时间内水与燃油混合情况.利用燃油配水装置进行了泵压式循环注水试验,实测不通过油水分离器循环的泵后燃油含水量.结果表明:测量结果与数值模拟基本吻合,液流进出口设于油箱同侧且在泵后管路注水时循环掺混效果好.0.2MPa泵后压力时油水混合均匀,且含水量可保持在适航标准规定的90 × 10-6～130 × 10-6范围内.

    燃油结冰含水量离散项管路布局泵后压力

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    滑阀式压电高速开关阀特性研究

    王玉文朱玉川凌杰陈晓明...
    494-502页
    查看更多>>摘要：针对高速开关阀响应速度慢,且在开、关过程中存在阀芯冲击问题,提出一种压电叠堆驱动的滑阀式高速开关阀,利用压电叠堆作电-机转换器,提高其响应速度,采用滑阀式阀芯,避免了阀芯与阀体的刚性碰撞.建立了高速开关阀的数学模型,分析了影响其性能的关键参数,测试了样机的相关性能.仿真与实验结果表明:该高速开关阀在4 MPa压差下输出流量为3.8 L/min,泄漏量为0.48 L/min,开、关时间分别为0.6、0.65 ms,可以通过提高加工质量以减小泄漏量.相较于传统锥阀式阀芯,滑阀式压电高速开关阀关闭过程中的振动加速度降低32.8％,300 Hz工作频率下噪声从70.5 dB降至64dB.所提滑阀式压电高速开关阀具有较高的响应速度,大幅减小了阀芯冲击,提高了使用寿命,降低了工作噪声.

    高速开关阀响应时间阀芯冲击压电叠堆滑阀

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    《航空动力学报》征稿简则

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