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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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    航空发动机转子叶片扰流激振设计及试验研究

    杨正兵李京李光辉胥奇...
    95-101页
    查看更多>>摘要：为了研究转子叶片共振状态下的动力学参数特征,提出一种基于转子叶片系统扰流激励共振的方法.通过转子系统和扰流柱的结构设计和合理布局,采用双向流固耦合计算方法,仿真分析了不同工况下叶片的动态响应特性,实现了目标转速范围内转子叶片在不需要外加激励源的条件下出现明显1阶共振.试验研究表明:若激励气体压力变大,能明显导致叶片动应变上升;同时较慢的转子升速速率也会导致叶片动应变增加.因此,试验中可通过调节激励气体压力和转子升速速率对叶片动态响应进行控制.该研究工作为高速旋转状态下转子叶片共振时刻的动应变、叶尖振幅、疲劳特性研究提供了途径.

    转子叶片系统扰流激励共振动应变流固耦合

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    针刺复合材料层次化建模及弹性性能预测

    刘昱王荣桥胡殿印刘茜...
    102-114页
    查看更多>>摘要：针对针刺复合材料中网胎层等结构复杂导致难以划分周期性网格的问题,基于局部径向基点插值模型(LRPIM)发展了非周期性网格的周期性边界条件施加方法.开展X射线断层扫描试验并分析材料微观组织,提取出非针刺区域、针刺绕过区域和针刺穿过区域三种典型特征结构.考虑到针刺复合材料组成成分复杂的特点,提出了基于多特征结构的层次化建模方法,将复杂微观特征结构分解至单一材料相进行精细化建模,并按层次逐级均匀化以获取材料弹性性能.开展针刺复合材料力学性能试验,结果表明x方向拉伸模量和面内切变模量的预测误差分别为1.5％和6.4％,验证了所提建模方法的准确性.

    C/C-SiC复合材料针刺复合材料微观组织层次化建模周期性边界条件弹性性能

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    静态篦齿封严温变效应产生机理数值研究

    李昶威孙丹赵欢王泽铭...
    115-123页
    查看更多>>摘要：采用理论分析和数值计算的方法系统地研究了静态篦齿封严温变效应产生机理和影响因素,对静态篦齿封严温变效应进行了理论分析,建立了基于RNG(renormalization group)k-ε湍流方程的数值求解模型.研究了静态篦齿封严温变效应,分析了压比和相对封严间隙对温变效应的影响规律,揭示了静态篦齿封严温变效应产生机理.结果表明:气体流经封严间隙温度先降低后升高,从涡流中心到外缘温度升高,齿腔近壁面气体温度升高.篦齿封严局部气体温度既有升高也有降低,总体上温度沿轴向降低;静态篦齿封严气体温度随压比和相对封严间隙的增加而降低,当压比为1.6,相对封严间隙为1.6时,温降最多为4.70 K;静态篦齿封严的温变效应主要是由其节流效应、热力学效应和摩擦效应产生.气体在间隙由于节流效应,分子动能减小,在齿腔由于热力学效应,涡流中心动能传递给涡流外缘,在齿腔近壁面由于摩擦效应,气体动能转换为热能.研究成果为篦齿封严间隙气流热分析提供了理论依据.

    静态篦齿封严温变效应节流效应热力学效应摩擦效应

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    辅助动力装置的自抗扰控制方法

    仇小杰张宇飞李业波
    124-132页
    查看更多>>摘要：辅助动力装置常被抽取轴功率、空气质量流量用于发电、引气,为降低该过程对涡轮发动机造成的干扰,提升原控制系统的抗扰性能,研究了自抗扰控制方法及其参数化设计方法,以便在工程应用中能够根据线性化模型设计相应的控制参数,并在某型辅助动力装置模型上开展基于传统的增益调度PI控制方法与自抗扰控制方法的数值仿真验证.结果表明:自抗扰控制在保持与PI控制基本性能相似的前提下,具有更优的抗发电和引气干扰的能力,在干扰出现时能够更快速地恢复至原工作状态,转速波动量减少了 35％,转速调节时间缩短了 9％,具有良好的实际工程应用潜力.

    辅助动力装置控制系统PI控制自抗扰控制参数化设计方法

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    基于改进DRSN的航空发动机故障风险预警模型

    毛浩英孙有朝李龙彪晏传奇...
    133-143页
    查看更多>>摘要：航空发动机属于多发性故障机械,运用先进的计算训练方法可有效地实现准确的风险预警分析,为发动机的运维指导提供参考.在发动机故障风险预警征兆数据集中提取多变量时间序列样本,将样本矩阵化,转换为灰度图样本.预处理并增强图像数据样本,热编码化序列样本标签.深度残差收缩网络(deep residual shrinkage network,DRSN)中融入深度注意力机制与带有阈值的残差收缩块,获取高判别性特征,实现软阈值化.结合长短时记忆神经网络层与多个隐层,改进DRSN模型,使用主成分分析重构特征与主元提取,累积可解释方差贡献率为93.7％.对潜在20种故障征兆识别、分类并预警,训练精确度为96.1％.提出了改进DRSN航空发动机故障风险预警模型,与其他算法相比有较强的鲁棒性,预警正确率至少提高4.4％.

    故障风险预警深度残差收缩网络深度注意力机制软阈值化深度学习

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    航空发动机分布式系统的事件触发滑模控制

    王玮轩彭靖波张志芬张驭...
    144-155页
    查看更多>>摘要：针对存在时变时延和随机丢包的航空发动机分布式控制系统,在具有外部扰动的情况下,设计了保证系统渐近稳定的事件触发滑模控制器.为了提高资源的利用率,引入了动态事件触发机制(DETM)来调度采样信号的传输.为了便于滑模面的建立,设计了状态观测器,并基于观测状态构造了积分滑模面.通过李雅普诺夫方法,得到了稳定性准则,并给出了线性矩阵不等式(LMIs)形式的控制器、观测器、事件触发器的参数计算方法.随后设计了滑模控制律,确保了滑模面的可达性.此外,为了提高LMIs的可行性,提出了基于iL-SHADE算法的LMIs参数优化方法.仿真结果表明,在给定的控制框架下,闭环系统能够保证较好的控制性能.在给定的仿真条件下,减少了 96.5％的信号传输,极大节省了通信资源.

    分布式控制系统时延和丢包动态事件触发机制滑模控制线性矩阵不等式

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    分布式电推进飞机动力偏航非线性动态逆控制

    尤顺寇鹏姚轩宇王京...
    156-170页
    查看更多>>摘要：分布式电推进飞机可通过多推进器间的推力差动来调节飞行姿态,从而为实现动力偏航提供了硬件条件.为此,提出一种基于非线性动态逆的动力偏航控制策略.建立考虑分布式电推进系统推力差动的飞机非线性飞行动力学模型,并基于时标分离原则,将其划分为快状态子系统和慢状态子系统.随后,针对慢状态子系统的非线性特性,设计非线性动态逆控制器实现动力偏航控制,所计算出的滚转、俯仰、偏航速率作为参考指令传递给快状态子系统.快状态子系统控制器同样基于非线性动态逆方法设计,通过调节各分布式推进器间的推力差动,实现对给定滚转、俯仰、偏航速率的跟踪.考虑到分布式电推进系统具有天然的冗余性和容错性,将动力偏航控制策略拓展至了推进器冗余和故障等特殊工况.同时,针对分布式电推进器易受突风、电动机参数变化等扰动影响的问题,设计了基于自抗扰方法的各电推进器本地推力控制器.数值仿真结果表明:该策略可以实现90°动力偏航,并且可以抵抗15 m/s的突风扰动.

    全电飞机分布式电推进推力差动飞行控制非线性动态逆自抗扰控制

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    钝头前缘加工不确定性对亚声速压气机叶型气动性能的影响

    王浩浩高丽敏杨光黄萍...
    171-181页
    查看更多>>摘要：为对压气机叶片前缘的精细化设计与制造提供有力参考,以某高亚声速压气机叶型为研究对象,基于非嵌入式多项式混沌方法,定量评估了钝头前缘加工不确定性对叶型气动性能的影响.结果表明:在全工况范围内,钝头前缘加工误差恶化了叶型的平均性能;在7°攻角下,叶型气动性能的波动幅度最大.在设计攻角下,钝头前缘的加工不确定性导致叶型平均损失增加18.7％,平均静压比降低1.2％.在7°攻角下,叶型总压损失系数的波动幅度是设计攻角下的4倍.根据叶型气动参数对钝头前缘加工误差的敏感性分析结果,发现两者呈现近线性关系.通过叶型流场的不确定分析可知,钝头前缘加工误差对前缘绕流影响显著,进而导致叶型吸力侧损失和尾迹掺混损失增大.分析了不同前缘加工公差下钝头前缘对叶型的不确定性影响,确定了前缘抛光的加工公差范围.

    压气机前缘加工误差不确定性量化非嵌入混沌多项式

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    基于三维体积力模型的离心压气机喘振预测方法

    曾翰轩范腾博温孟阳魏杰...
    182-192页
    查看更多>>摘要：为了实现对喘振流动现象的准确、快速预测,提出了一种基于三维体积力模型的离心压气机喘振预测方法,并在一款跨声速离心压气机上进行了应用,对以叶轮进口叶尖"回流泡"、喘振中的旋转失速,以及蜗壳诱发的非对称流动为代表的典型喘振流场结构进行了捕捉.通过与经试验校核的全三维非定常雷诺平均Navier-Stokes(URANS)方法进行对比表明:本文提出的离心压气机喘振预测方法,针对主要喘振流动特征的预测具备与全三维URANS方法相当的能力,同时计算时间约为全三维URANS方法的1/20.

    离心压气机喘振体积力模型模拟方法非定常雷诺平均Navier-Stokes方法

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    基于二次流控制规律的非轴对称端壁造型优化设计

    尤付浩李相君鲁庆崔义强...
    193-211页
    查看更多>>摘要：针对高负荷轴流压气机端壁角区分离问题,提出了一种多局部控制端壁二次流、适用于多工况的端壁造型方法,在选取参数的同时考虑结合优化,通过少量参数来控制型面变化.该方法的思想是定义对端壁二次流有不同影响的表面单元,然后通过几何叠加的方式将它们的影响组合起来.而后将该方法应用到多目标优化设计中.优化结果表明:高负荷叶栅的总压损失系数在设计点降低0.03,大攻角点降低0.05时,与传统方法相比,新方法的优化设计过程收敛更快,计算时间更短.最优造型设计规律是在叶片通道内构造一个吸力侧上升、压力侧下沉的端壁面,同时局部抬高吸力面角区,前缘至凸起部位上坡平缓.流场分析表明,该方法在控制变量较少的情况下,对端壁几何形状产生了清晰直观的影响.同时有效结合表面单元在二次流控制中的作用,抑制角区分离.由此可见,新开发的端壁造型优化设计方法与以往的研究相比具有一定的优势.

    角区分离端壁造型流动控制优化设计压气机

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