首页期刊导航|航空动力学报
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

    基于骨架特性的压气机可调叶片模型特性修正

    李斌严红明李方刚曹传军...
    196-204页
    查看更多>>摘要：基于骨架特性原理,建立压气机可调叶片(VSV)变几何性能模型.介绍了压气机骨架特性处理方法的优点和适用性.基于压气机骨架特性处理方法,开发一种VSV模型修正方法,通过调整流量系数、功系数和损失系数的比例修正系数,实现压气机特性随VSV任意角度变化的高精度建模.建立自动优化方法,提高执行效率,减少人工干预.同时,与某型压气机VSV联调试验结果进行对比,相对误差达到小于0.2％的水平,验证了修正方法的正确性和精度;选用比例系数修正特定骨架特性的修正方法,可推广至压气机特性的其他二次影响修正(如雷诺数效应).

    压气机骨架特性可调叶片模型特性修正总体性能仿真

      原文链接:
    • NETL
    • NSTL
    • 万方数据

    轴流压气机叶片与机匣处理一体化优化设计

    范忠岗巴顿邱佳慧杨晨...
    205-216页
    查看更多>>摘要：针对一台低速轴流压气机搭建了叶片与机匣处理一体化优化设计平台,基于自由变形技术关联设计参数与工程参数,实现多目标优化.综合考虑效率和裕度指标,在峰值效率不降的情况下获得了7.21％的裕度拓宽量.针对最优方案,分析了叶顶堵塞及损失分布,探讨了叶片与机匣处理一体化优化设计的扩稳机理.研究发现:叶片弯掠和机匣处理组合作用下,最大堵塞位置由24.7％叶顶轴向弦长后移至33.6％叶顶轴向弦长,最大损失位置由21.4％叶顶轴向弦长后移至30.6％叶顶轴向弦长,叶顶泄漏涡的抑制和低能堵塞区的消除是一体化优化设计扩稳的主要原因.

    轴流压气机自由变形技术一体化优化设计裕度拓宽堵塞熵产率

      原文链接:
    • NETL
    • NSTL
    • 万方数据

    平面叶栅风洞流场品质的被动调控策略

    蔡明高丽敏晋文浩雷祥福...
    217-228页
    查看更多>>摘要：为了提升高负荷叶型的平面叶栅试验流场品质以保证试验数据的可靠性和准确性,建立了平面叶栅流场品质的评价参数,提出了中间流线型上端壁及其与出口可调尾板组合的两种被动调控方案.采用试验验证的数值模拟方法研究了以上两种方案对高负荷平面叶栅流场品质的调控策略.结果表明:两种调控方案均能够有效抑制上端壁区域的流场恶化,进而提升平面叶栅的来流准确性、流场周期性以及二维性.采用与平面叶栅理想中间流线相匹配的上端壁安装角和周向距离,以及尾板安装角时,两种方案对流场品质的提升效果最好.中间流线型上端壁组合出口尾板方案优于中间流线型上端壁方案,使叶栅中间3个叶片通道的进口马赫数偏差不超过±0.005,来流攻角偏差不超过±0.3°;叶栅进口和出口马赫数的周期性偏差不超过0.005,气流角的周期性偏差不超过0.3°;设计攻角下叶栅轴向速度密度比(AVDR)达到1.1,叶栅二维性较好.两种调控方案对叶栅大攻角工况的流场品质调节具有很好的适用性.

    平面叶栅试验端壁改型尾板流场品质准确性周期性

      原文链接:
    • NETL
    • NSTL
    • 万方数据

    波纹对高亚声叶型性能影响试验与机理分析

    杨光高丽敏王浩浩黄萍...
    229-237页
    查看更多>>摘要：基于压气机叶片加工过程中出现的波纹现象,加工出4种波纹形式叶栅试验件并开展平面叶栅吹风试验,得到波纹对叶型性能及表面负荷的影响规律并进行机理分析.结果表明:叶背波纹现象整体上增加叶型损失.负攻角下,叶背波纹对流场的影响会传播至叶背下游和叶盆,整体改变叶型表面压力分布.气流在波纹出现位置产生"加速-减速"的周期性更迭,波纹宽度直接决定了更迭的频次,不同的波纹初始相位影响叶背前缘区域加速趋势.叶背波纹会改变前缘"吸力峰"强度,波纹对叶型前缘转捩位置的作用机制与叶型自身特性有关,当波纹起始位置在原始叶型转捩位置前,吸力峰强度的变化会改变前缘转捩位置.

    压气机波纹度平面叶栅试验气动性能前缘转捩

      原文链接:
    • NETL
    • NSTL
    • 万方数据

    叶尖定时测量误差的高精度实验分析与修正

    蒙一鸣肖志成欧阳华
    238-249页
    查看更多>>摘要：叶顶位移的精确测量是叶尖定时(BTT)技术应用于旋转叶片振动模态重构和实时状态监测的基础.设计了 一套基于激光位移传感器的高精度BTT标定装置,在实验中直接获取叶顶位移的时域标定数据,并以此确定了转速波动是叶顶位移测量误差的主要来源之一.在此基础上,提出了局部5阶拟合的转速波动修正方法以提升BTT测量精度,并在标定装置上完成实验验证.结果表明:局部5阶拟合的转速波动修正方法在不同工况下均能有效提高BTT测量准确度.在旋转叶片非线性升转状态下测量误差最高降低90％;在恒定转速条件下误差可以降低38％至63％.将该算法应用在一台单级轴流压气机的实验数据中,修正的误差达0.4mm,有效降低了 BTT技术实时测量叶顶位移量的不确定度.

    叶尖定时叶顶位移转速波动标定装置误差分析

      原文链接:
    • NETL
    • NSTL
    • 万方数据

    阻塞率对液液针栓多喷注单元喷雾场特性的影响

    王凯唐亮雷凡培杨岸龙...
    250-262页
    查看更多>>摘要：为了研究阻塞率对针栓式喷注器喷雾场特性的影响,基于平面针栓喷注单元的研究思路,设计了结构可更换的平面针栓多喷注单元试验件,同时采用分相识别的PLIC VOF(piecewise linear interface calcula-tion volume of fluid)多相流仿真方法及高速摄影试验方法,开展了阻塞率对液液针栓多喷注单元的雾化角、喷雾扩散角及液雾空间分布的影响规律研究.对于径向圆孔,阻塞率的改变通过改变径向孔直径及个数实现;对于径向矩形孔,阻塞率的改变还可以通过改变矩形的高宽比实现.研究发现:阻塞率对喷雾场的液雾空间分布有重要影响.在径向喷注孔总动量比不变时,阻塞率对喷雾场的影响主要通过喷雾扇空间间距的直接影响和转化为有效动量比的间接影响两种途径实现,径向孔形状对喷雾场的影响本质上也转化为阻塞率及有效动量比的影响.径向孔直径改变和形状改变造成的阻塞率变化对雾化角的影响仅通过有效动量比间接实现,喷注单元的雾化角理论模型也适用于多喷注单元;阻塞率对喷雾扩散角和液雾空间分布的影响则通过两种途径共同产生.另外,高的总动量比工况下,液雾径向分布范围会增大,相邻单元间相互作用会使得雾扇中心区和外侧区液雾分布量均增加.

    液液针栓喷注器阻塞率有效动量比径向孔形状雾化角液雾分布

      原文链接:
    • NETL
    • NSTL
    • 万方数据

    针栓式变推力固体火箭发动机中针栓所受载荷

    武婷文王健儒白彦军张璞...
    263-273页
    查看更多>>摘要：为研究不同因素对针栓式变推力固体火箭发动机内流场流动特性、发动机性能参数及针栓所受载荷的影响,探究其控制性能,采用数值仿真的方法,对不同针栓型面及针栓尾部凹槽设计下的喷管内流场进行计算研究.结果表明:针栓式变推力固体火箭发动机的推力调节范围很大,针栓受力变化也大;针栓型面的改变对针栓载荷无显著影响,最大载荷下降28％;针栓尾部凹槽的设计可以在较大程度上平衡针栓载荷,最大载荷下降56％;针栓阀体导流槽的设计对于针栓所受载荷的降低有显著作用,最大载荷下降91％,大大增强了针栓式变推力固体火箭发动机的控制性能.

    针栓固体火箭发动机载荷分析针栓型面凹槽平衡导流槽设计

      原文链接:
    • NETL
    • NSTL
    • 万方数据

    基于POD的超声速尾喷焰流场时空降阶模型

    孙傲牛青林王晓冰
    274-284页
    查看更多>>摘要：采用大涡模拟(LES)方法计算三维非定常喷焰流场,采用低通滤波器获得流场的低频、高能量的大尺度相干结构,利用傅里叶变换和本征正交分解(POD)在尾喷焰方位角上进行空间缩减,通过在主导POD时间模态中提取傅里叶模态进行时间缩减,建立超声速尾喷焰湍流的时空降阶模型(ROM).结果表明:低通滤波器与POD截断均可对尾喷焰的中高频、低能量的小尺度结构实现滤波;前两阶方位角模态占据了射流中80.9％的能量,且主导方位角模态下的压力POD空间模态因压缩波与激波的交互作用在射流核心区出现尖锐峰值现象;尾喷焰温度和组分的POD空间模态因复燃效应的发生在下游呈现出剧烈扰动,第2阶方位角模态的POD空间模态呈现出交替的波包结构,且具有稳定的波长;尾喷焰温度与组分的POD空间模态呈现出相似的波包结构;基于傅里叶模态能量选择的时间缩减方法不仅可以降低数值不稳定性而且重建精度高.该研究可为超声速尾喷焰流场演化规律和特征提取提供理论方法,也可为目标智能化特征工程应用提供支撑.

    尾喷焰时空降阶模型本征正交分解相干结构时空模态

      原文链接:
    • NETL
    • NSTL
    • 万方数据

    民航客机推力目标值计算方法

    李仪苏三买梁凯恒朱天宇...
    285-298页
    查看更多>>摘要：推力管理是民航客机飞行管理系统的重要功能之一.在整个航线内,飞行管理系统根据不同飞行航段以及不同飞行状态,确定飞机对发动机的推力需求,并以此作为推力目标值形成发动机油门杆控制的指令,其中推力目标值的计算是推力管理的核心.针对民航客机各飞行航段的特点,采用飞行动力学方法对飞机爬升、巡航、下降三个航段中不同飞行方式下的推力目标值计算方法进行研究.以波音737-800实际飞行记录数据为算例,进行推力目标值计算方法仿真对比验证,结果表明:所计算的推力目标值变化趋势与飞行性能理论相符,典型航段推力目标值计算与实际飞行数据的对比误差不大于3％.所提出的推力目标值计算方法可为民航客机推力管理系统设计提供参考.

    民航客机推力管理推力目标值计算飞行性能飞行动力学

      原文链接:
    • NETL
    • NSTL
    • 万方数据

    《航空动力学报》征稿简则

    前插1页
      原文链接:
    • NETL
    • NSTL
    • 万方数据