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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。
正式出版
收录年代

    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...
    107-115页
    查看更多>>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.

    结构健康监测数字孪生损伤模式模式识别概率神经网络

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    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...
    116-124页
    查看更多>>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.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.在模型改进中,使用GhostBottle-neck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.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.

    数字射线图像增强自动识别YOLOv8算法焊缝缺陷

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    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...
    125-134页
    查看更多>>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.

    双旋流全环燃烧室试验高温高压发动机试验出口温度分布

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    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
    135-142页
    查看更多>>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(OptLHD)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.

    回流燃烧室小弯管冲击冷却NSGA-Ⅱ算法多目标优化Pareto前沿

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    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
    143-153页
    查看更多>>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 20mm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.

    涡轮叶间燃烧油冷叶片高温燃油径向槽燃烧性能超紧凑燃烧

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    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...
    154-167页
    查看更多>>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.

    动压气体轴承气动性能热性能轴向通流多参数影响

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    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...
    168-177页
    查看更多>>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1 820 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.

    燃烧室分级旋流流场非定常碳烟

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    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...
    178-185页
    查看更多>>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.

    收缩扩张型混合管圆排波瓣喷管圆形喷管引射器实验与仿真引射性能

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    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...
    186-195页
    查看更多>>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.

    推力矢量技术双喉道矢量喷管非定常流动动力学模态分解激波边界层干扰

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    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
    196-206页
    查看更多>>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.

    高压涡轮泄漏流凹槽叶尖气动性能尾切

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