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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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    高超飞行器喷流干扰流场非平衡效应影响分析

    傅杨奥骁高铁锁丁明松刘庆宗...
    102-114页
    查看更多>>摘要：针对高超声速飞行器绕流与反作用控制系统(RCS)喷流相互干扰过程中高温气体非平衡效应的影响问题,基于高温空气及喷流燃气物理化学模型,通过数值求解三维非平衡雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程,开展了典型外形喷流干扰非平衡流场的数值模拟,研究了绕流空气非平衡效应、喷流燃气非平衡效应及其综合的流场高温非平衡效应的影响,分析了不同飞行条件下流场高温气体非平衡效应对流场结构及飞行器气动力热特性影响的变化规律.研究表明:绕流空气非平衡效应在高马赫数下影响显著,表现为减小喷流附加推力、降低干扰区热流峰值,随着马赫数升高,其影响逐渐增大;喷流燃气非平衡效应在不同状态下的影响存在差别,在低空状态下,燃气组分主要发生复燃/复合反应,导致喷流附加推力增大、干扰区热流峰值升高,在高空状态下,燃气组分主要发生离解反应,导致喷流附加推力减小、干扰区热流峰值降低,沿弹道高度升高,喷流燃气的复合反应减弱而离解反应增强;为了更加真实地模拟高超声速飞行器RCS喷流干扰流场特性,有必要全面地考虑流场中的高温气体非平衡效应.

    高超声速飞行器反作用控制系统(RCS)喷流干扰高温气体非平衡效应复燃反应离解反应

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    连续流区非线性本构模型及求解算法研究与实验验证

    曾舒华赵文文江中正陈伟芳...
    115-126页
    查看更多>>摘要：结合数值模拟和风洞试验技术,在高超声速连续流条件下对非线性耦合本构关系(NCCR)模型和由量纲分析推导得到的简化广义动力学(SGH)模型开展研究.基于小型高超声速风洞试验系统,在不同来流条件下对类HB2(hypervelocity ballistic model 2)标模和钝锥模型的气动力和物面压力进行了风洞试验测量.同时在三维有限体积框架下,分别采用分裂算法和耦合算法的NCCR模型、SGH模型对试验工况下的标模开展数值计算.结果表明:NCCR模型和SGH模型得到的气动力系数和物面压力均与Navier-Stokes(NS)方程解一致,并与风洞试验数据吻合较好;采用分裂算法的NCCR模型在类HB2头部膨胀拐角处预测的摩阻/热流系数明显低于NS方程解,而采用耦合算法的NCCR模型解与NS方程基本一致.计算结果和实验数据对比表明,NCCR模型和SGH模型在高超声速连续流中的准确性得到充分验证,此外,NCCR模型的分裂算法在三维高速流动中的适用性需进一步完善.

    高超声速流动风洞试验非线性耦合本构关系耦合算法分裂算法量纲分析

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    局部进气裂解油气向心涡轮气动设计与轴向力分析

    王永杰徐国强于喜奎董苯思...
    127-138页
    查看更多>>摘要：从涡轮结构形式的角度探究了油气涡轮轴向力平衡问题.建立了半开式、开式与闭式3种局部进气裂解油气向心涡轮,通过数值仿真对比分析了设计工况下3种油气涡轮的气动性能与轴向力,并归纳总结了非设计工况下总轴向力随压比的变化规律.仿真结果表明:半开式、开式与闭式油气涡轮的总体气动性能相近但轴向力表现有明显的差别.当涡轮压比发生变化时,开式油气涡轮轴向力稳定性最好,半开式油气涡轮轴向力稳定性最差,闭式油气涡轮轴向力始终是3种油气涡轮中最小的.由结果分析可知,当涡轮压比低于3时,应避免选用半开式油气涡轮,而涡轮压比变化较大时,则宜采用开式油气涡轮,此外,在采用闭式油气涡轮时需要轴承预留足够的轴向载荷裕度.

    局部进气油气涡轮向心涡轮轴向力涡轮发电

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    多模型自校准Kalman滤波方法

    杨海峰王金娜王宇翔
    139-145页
    查看更多>>摘要：基于自校准Kalman滤波方法和多模型估计理论,针对工程实际中未知输入(如突风、故障和未知系统误差等)对系统状态方程的影响问题,提出了一种多模型自校准Kalman滤波方法.该方法同时采用自校准Kalman滤波和标准Kalman滤波进行运算,并根据贝叶斯定理自动分配两种方法滤波值的权重,通过加权融合得到最终的滤波结果.与自校准Kalman滤波方法相比,多模型自校准Kalman滤波方法既能有效地补偿非零未知输入的影响,又明显改善了系统在未知输入为零时的滤波精度,大量数值仿真结果表明该方法精度提升可达10％以上,具有更强的适应性和鲁棒性.

    自校准滤波多模型估计Kalman滤波未知输入故障诊断

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    航空发动机高压转子连接部件松动故障动力学特性研究

    张庆山胡振辉洪军裴世源...
    146-161页
    查看更多>>摘要：针对航空发动机高压转子在实际工作过程中存在的连接部件松动现象,建立了考虑松动故障特性的高压转子Timoshenko梁模型,探讨了结合面刚度、转速、松动螺栓数量、松动故障位置、拧紧力矩对转子动力学的影响,并对理论分析结果进行了试验验证.结果表明:故障系统升速过程中呈现出明显亚临界共振现象,且临界峰值转速提前;松动螺栓数量越多,系统倍周期分岔现象越明显;松动故障位于转子跨距中间时对系统动力学的影响较大;螺栓拧紧力矩减小,系统第二阶临界峰值转速提前;试验数据与理论分析结果比较吻合,提出的理论方法具有一定的准确性和适用性.研究结果为航空发动机高压转子连接部件松动故障的进一步研究提供了理论和试验基础.

    航空发动机高压转子松动故障转子动力学谐波平衡法非线性振动

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    整体叶盘解谐振动测试、失谐辨识与模型确认

    赵景超周标陈伟
    162-172页
    查看更多>>摘要：开展了基于叶片解谐振动测试的整体叶盘失谐辨识和模型确认研究.对整体叶盘开展叶片解谐振动测试,提出一种解谐质量布置方案准则,获取整体叶盘所有"单个"叶片振动频率的差异化分布;引入一种失谐辨识方法,消除由于叶片解谐质量所带来的残余叶间振动耦合效应的影响,获取更为准确的叶片失谐分布辨识结果;重点探究不同解谐质量及位置对整体叶盘叶片解谐振动测试和失谐辨识结果的影响,并建立失谐整体叶盘有限元模型;开展基于常规模态测试的失谐整体叶盘模型确认研究,整体叶盘固有频率和振型的仿真/测试结果一致性良好,大多数模态的频差低于0.3％.结果表明该失谐辨识方法能够提高通过叶片解谐振动测试直接获取的叶片失谐分布的准确性,在此基础上建立的失谐整体叶盘有限元模型能够有效反映实际整体叶盘结构的固有振动特性.

    整体叶盘叶片失谐解谐振动测试失谐辨识模型确认

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    基于数据迁移下Bayes特征融合可靠度评估模型

    张晓洁唐家银唐莉
    173-181页
    查看更多>>摘要：基于同种产品的多类试验源寿命数据信息,利用不同数据源间的映射关系,将多源数据迁移至现场数据源中形成混合数据源,以此作为产品可靠性贝叶斯统计分析基础.对于不同应力下加速寿命数据,将其折算至常应力水平下确定参数分布密度函数解析,以此作为产品可靠性贝叶斯统计分析的先验条件.将贝叶斯统计模型与数据迁移模型进行结合,融合多源数据的同时确定其参数估计值,得到产品密度函数解析并完成产品可靠性分析.算例表明:该类模型利用数据源间映射关系可有效实现数据迁移,且能实现加速寿命数据与其他各类数据源的同步融合,融合样本数据后的产品可靠性综合评估比单一寿命数据源的产品可靠性评估更全面、客观.

    数据迁移贝叶斯数据融合指数分布可靠度

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    仿生人字形小肋阵列对压气机叶栅角区分离的控制

    张鹏李永宏程日新
    182-193页
    查看更多>>摘要：通过数值模拟的方法探究了一种新型被动控制结构——仿生人字形小肋阵列,对压气机叶栅角区分离的控制效果及作用机理.人字形小肋阵列被布置在叶栅前缘端壁处,并探究了肋条高度和偏转角对角区分离控制效果的影响规律.研究表明:人字形小肋阵列在叶栅整个稳定工作范围内均能有效改善角区的流动,高度仅为0.08附面层厚度且偏转角为30°的小肋阵列,最高可以使总压损失降低9.89％,静压系数提升12.27％.流场细节表明:小肋通道内的小尺度涡流可以通过积聚效应,在下游形成紧贴附面层底部的高强度大尺度涡流,相较于传统微型涡流发生器有效降低了附加损失;诱导涡增强了附面层与主流的掺混,抑制端壁附面层内低能流体的横向迁移,进而延缓了分离涡的形成,消除了端壁角区的涡环,有效改善了叶栅角区的流动.

    压气机叶栅角区分离人字形小肋阵列被动控制附加损失

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    压气机静叶失速与局部缝隙控制

    赵文峰姜斌段昱郑群...
    194-204页
    查看更多>>摘要：通过对某8级压气机进行数值计算得到了在设计转速下船舶压气机的流场特点与失稳机理.同时以此8级压气机中的前1.5级被作为研究对象探究压气机静叶轮毂静叶局部缝隙对角区失速的影响.结果表明,在设计转速下近失速点流动的不稳定性主要发生在静叶角区,主要原因是静叶角区失速.角区出现闭式分离泡并堵塞流场.1.5级压气机的计算结果表明,设计转速下压气机的失稳原因与8级压气机相同.通过在不同位置设置静叶局部缝隙可以发现,静叶局部缝隙能够有效的拓宽压气机裕度.其中在中间位置的缝隙扩稳效果最好,可以将裕度从22.1％提升为27.2％,最大效率从93.9％下降到93.21％.其他位置间隙所产生泄漏流动量不足,无法完全消除角区失速涡.最佳静叶局部缝隙的位置是在近失速点角区失速涡的涡核处,此时能保证间隙泄漏流动量最大.

    静叶失速局部缝隙失速点裕度泄漏

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    导叶端隙密封结构对可调涡轮性能的影响

    王智慧马朝臣刘晓娟赵芮...
    205-213页
    查看更多>>摘要：基于传统可调涡轮导叶,设计了一种带有端隙密封结构的喷嘴环导叶(end-clearance sealed guide vane,ESGV).在导叶不同开度下,对ESGV可调涡轮进行数值模拟,分析了 ESGV对可调涡轮性能的影响,结果表明:ESGV可以有效的抑制导叶端隙泄漏流,能够明显改善喷嘴环和转子通道的流动状态,进而提高涡轮效率.对ESGV可调涡轮和原始涡轮进行涡轮特性试验,结果显示:两型涡轮流量特性大致相同时,在导叶中开度下,ESGV涡轮效率较原始涡轮提高了 5％,验证了 ESGV方案的有效性.

    带有端隙密封结构的喷嘴环导叶(ESGV)可调径向涡轮间隙泄漏流涡轮性能泄漏损失

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