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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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    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...
    95-102页
    查看更多>>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;1mm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.

    风洞试验加油稳定伞迎风角气动特性骨架片

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    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
    103-115页
    查看更多>>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 Wh/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.

    分布式推进混合动力飞/发一体化油耗评估性能分析

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    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...
    116-125页
    查看更多>>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,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为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.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.

    雷诺数指数雷诺数比相似性模化冷热态模化

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    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...
    126-138页
    查看更多>>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.

    斜楔/底板锯齿状前缘流场特性激波/边界层干扰分离区溢流

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    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...
    139-150页
    查看更多>>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.

    航空发动机压气机装配序列规划花授粉算法均匀变异精英变异

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    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...
    151-160页
    查看更多>>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％,能够准确地识别出发动机的爆震循环.

    爆震识别活塞式航空煤油发动机小波分析小波去噪深度学习卷积神经网络

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    平板式预膜喷嘴雾化特性

    刘凯李宗禹曾文王方...
    161-168页
    查看更多>>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33.5μm;韦伯数由11.91增大到61.51,油膜波动频率由2.9 Hz增大到207.0Hz,初始雾化距离明显减小,雾化粒度由37.1 μm减小到24.9 μm.

    预膜喷嘴韦伯数动量比油膜厚度波动频率雾化粒度

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    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...
    169-176页
    查看更多>>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.

    出口温度场小尺寸全环燃烧室燃气分析水冷燃气取样探针位移机构双向数据采集

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    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...
    177-188页
    查看更多>>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39.52m/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.

    射流预冷响应面分析进气温度雾化蒸发

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    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...
    189-195页
    查看更多>>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7km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7km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,9km巡航高度产生的游离水较7km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％.

    水污染物巡航高度飞机燃油箱传热传质燃油温度

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