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航空发动机
航空发动机

李孝堂

双月刊

1672-3147

hkfdj606@163.com

024-24281757 24281751

110015

辽宁省沈阳市沈河区万莲路1号沈阳市428信箱18号

航空发动机/Journal Aeroengine北大核心CSTPCD
查看更多>>本刊作为我国航空发动机专业创刊最早、报道内容全面翔实、技术含量和学术价值颇高的自然科学期刊在行业内外具有很高的影响和知名度，被专业权威机构指定为“航空发动机专业国内核心期刊”。
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    军用航空发动机气路故障诊断技术进展

    李大为王奕首李军谢业平...
    1-12页
    查看更多>>摘要：随着航空发动机健康管理系统中气路故障诊断技术的日趋进步,从提高飞行安全性及降低视情维修成本的角度出发,越来越多的军用航空发动机在研发过程中更聚焦于气路故障诊断设计.为了提升发动机工作安全性,系统梳理了国内外军用航空发动机气路故障诊断技术的发展历程,并按4个阶段对技术特征进行总结归纳.核心研究了基于数学模型、数据驱动和信息融合的气路故障诊断的一般方法和各自方法的优缺点,并提出了军用航空发动机气路故障诊断的关键技术,针对先进军用变循环发动机的特点和需求,给出了军用发动机气路故障诊断设计工程上应分阶段实施、利用机载实时模型开展不可测参数与可测参数关联研究、加强模式转换等过渡态气路故障诊断设计、辩证地处理控制系统和健康管理系统的功能分配关系等,可供中国未来开展自适应循环发动机的气路故障诊断设计时参考.

    气路故障诊断健康管理军用航空发动机自适应循环发动机

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    涡轮冲压组合喷管运动机构布局研究综述

    赵春梅王恒王俊钟世林...
    13-18页
    查看更多>>摘要：组合喷管运动机构是并联式涡轮基组合循环(TBCC)发动机技术验证成败的关键技术之一.介绍了TBCC发动机的布局方案及相应喷管方案,通过详细分析国外TBCC组合喷管运动机构研究情况,阐述了不同发动机布局下组合喷管运动机构的概念方案,揭示了2种并联式涡轮冲压组合发动机组合喷管运动机构的技术特点.展望了高马赫数涡轮冲压组合发动机组合喷管运动机构布局的未来发展方向,即开发静强度以及结构轻量化、刚度、热等多学科协同设计优化技术、流固热耦合的运动仿真分析方法和加温加载试验技术以及新型耐高温高强度材料应用技术.

    涡轮基组合循环发动机组合喷管运动机构布局方案流固热耦合加温加载试验耐高温高强度材料

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    基于非线性加权法的航空发动机总体性能优化设计

    杨显赵向鑫薛燕孙禄祥...
    19-25页
    查看更多>>摘要：为了解决发动机改型或性能优化时设计者主观性干扰、权重系数难以确定的问题,以燃气涡轮发动机为研究对象,将净推力FN、耗油率sfc和喷管最小截面积A8作为优化目标参数,采用敏感度分析法求解客观权重,并结合熵值法计算得到综合权重,基于非线性加权法开展总体性能优化的研究.结果表明:SFC、FN、A8的综合权重分别为0.5204、0.26125、0.21835,其中sfc所占的综合权重最大,说明对SFC进行优化能更充分地发挥发动机的性能,同时SFC优化起来相对容易,成本较小.发动机总体性能参数(SFC、FN、A8)的设计值分别还有5.32%、0.67%、3.25%的优化空间,说明在推力变化不大的前提下,可以按照大幅降低耗油率,并减小A8的思路来进行优化.优化结果既克服了以往设计者主观因素干扰的缺点,又满足了该发动机的当前部件设计水平和节省优化成本的要求,可为设计者在发动机方案设计阶段进行目标权衡处理提供有效依据.

    总体性能设计航空发动机多目标优化熵值法非线性加权法敏感度分析法

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    弹用涡喷/涡扇发动机系统效能评估建模与分析

    李佳妮屈高敏冯兴李继广...
    26-31页
    查看更多>>摘要：为了评估弹用涡喷/涡扇发动机的系统效能,采用分层理论构建了一套完整的弹用涡喷/涡扇发动机系统效能评估指标体系以及系统效能评估模型.从可用性、可信性和固有能力等3方面对弹用涡喷/涡扇发动机系统效能体系进行表征,采用X个小项体现3方面的指标,并采用分层理论确定不同指标对发动机效能的影响权重,建立弹用涡喷/涡扇发动机系统效能的评估模型.对现有的8种弹用涡喷/涡扇发动机进行效能定量评估和对比分析.结果表明:涡扇发动机的性能高于涡喷发动机的,推重比和燃油经济性是影响固有能力的重要因素,验证了模型的有效性和可行性.该研究可为未来弹用涡喷/涡扇发动机的新研和改进改型提供了有力的决策支撑.

    弹用涡喷发动机弹用涡扇发动机指标体系系统效能评估定量分析

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    多工况混电飞机板翅式散热器优化设计方法

    邱相臣郑皓冉程显达董威...
    32-38页
    查看更多>>摘要：针对机载板翅式散热器在结构设计时传热和压降的极端工况点不一致的问题,提出了考虑多工况约束条件的散热器结构优化算法.建立了散热器计算模型并验证了模型的准确性,并基于遗传算法(GA)和粒子群优化算法(PSO)建立了改进的GA-PSO算法模型,在该模型基础上考虑了散热器工作包线作为入口参数,通过不断改进散热器结构参数,确保散热器在不同入口参数下计算得到的传热和压降都能够满足约束条件.结果表明:与GA算法和PSO算法相比,GA-PSO算法在解决多工况优化问题时具有更强的全局寻优能力和收敛性,得到的优化结果在限定体积内质量最小,最小质量达3.91kg,与优化前相比降低了14%,同时也保证了散热器在工作包线内任意工况下压降和传热均满足约束要求,验证了基于GA-PSO算法的散热器多工况优化方法的可行性.

    板翅式散热器多工况遗传算法粒子群优化冷侧压降混电飞机

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    并联式TBCC发动机多方案安装布局对比分析

    黄发兰甫钟世林龚晓庆...
    39-47页
    查看更多>>摘要：针对并联式涡轮基组合循环(TBCC)发动机由于双动力、双通道、几何非对称带来的安装及传力难点,选取燃气涡轮发动机、冲压燃烧室和单边膨胀组合喷管(SERN)3个不同安装单元作为研究对象,根据3个安装单元的连接组合形式以及安装节点不同布置形式,设计了6种安装方案,分析了不同安装方案在机动载荷和气动载荷下的载荷传递特点和规律.结果表明:全浮动与冲压喷管刚性连接方案、全刚性与涡轮喷管刚性连接方案的受力特点相似;全浮动连接方案主安装节受力最大;全刚性方案传力相对全浮动方案的更优,前者相对后者主安装节受力在限制载荷下减小57%,在极限载荷下减小55%;在全刚性方案中,主安装节设置在涡轮单元上比在SREN上更优.

    并联式涡轮基组合循环发动机安装方案安装布局燃气涡轮发动机冲压燃烧室单边膨胀组合喷管载荷分析结构设计

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    不同进口边界条件对压气机带冠静叶性能影响的数值模拟

    袁一曦郑标颉滕金芳
    48-53页
    查看更多>>摘要：为了研究多级压气机中前面级总压和气流角参数变化对后面级带冠静叶气动性能和流场细节的影响,以4级低速大尺寸压气机中第3级转静叶和下游转叶为研究对象,通过改变第3级进口总压和气流角参数,进行了3种进口边界条件的定常数值模拟.结果表明:进口总压降低提升了带冠静叶的气动性能,20%以下的近轮毂区域总压损失减小13.18%,叶片吸力面边界层厚度减小,篦齿容腔泄漏流线上扬受到抑制;进口气流角减小使近轮毂区域的总压损失减小9.80%,出口压力系数增大,但落后角径向分布偏差变大,在出口截面吸力面一侧出现高径向速度区,通道中的涡结构向吸力面偏斜并融入角区,致使出口气流角波动幅度高达4°.结论可为数值模拟和试验测试的进口边界条件差异对计算结果的影响提供量化参考.

    多级压气机带冠静叶进口边界条件气动性能泄漏流航空发动机

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    进口总温对整机状态高压压气机特性影响及特性修正

    周安宇孟德君赵清伟陈雷...
    54-59页
    查看更多>>摘要：为准确评估高压压气机在整机状态不同进口总温下的特性,以满足更精确的发动机整机性能匹配和分析,开展了双转子发动机进口总温T1的变化对高压压气机工作性能影响的有限元计算.通过有限元计算结果分析评估部件状态与整机状态转子各部分的变形量占比,完成热态间隙计算.结合压气机部件试验的间隙测试结果评估有限元计算的准确性,构建了满足工程精度的整机状态压气机转子变形量模型.采用多元线性回归分析方法建立变形量与压气机特征参数的方程,确定发动机进口总温与压气机转子变形量的变化关系,并结合压气机不同间隙状态下的试验结果分析转子叶尖热态间隙对压气机性能影响的规律,构建整机状态高压压气机的特性修正模型.结果表明:随着T1的升高,压气机的热态间隙减小,流量、压比、最高效率和喘振裕度近似呈线性提高.最终获取不同进口总温下整机状态高压压气机的气动参数变化规律与修正特性.

    进口总温叶尖间隙变形量模型压气机性能特性修正高压压气机航空发动机

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    蒸发孔角度对蒸发式稳定器壁温影响规律仿真及验证

    周开福赵中豪文清兰汪林全...
    60-66页
    查看更多>>摘要：为了研究在不同蒸发孔角度下蒸发式稳定器壁温分布,在蒸发式稳定器工作载荷复杂、工作环境恶劣等条件下,以发动机加力燃烧室稳定器工作参数、几何构型为基础,采用大涡湍流模型、考虑气-固-热耦合的稳定器气动传热数值仿真方法,开展了蒸发孔角度对蒸发式稳定器壁温影响规律计算分析,并进行整机台架测温验证.结果表明:蒸发孔角度对加力燃烧室总压恢复系数和燃烧效率影响较小,对稳定器壁温影响较明显.当蒸发孔角度由100°减小至60°时,稳定器最高壁温降低80 K;当蒸发孔角度由100°增大至120°时,稳定器最高壁温降低60 K.蒸发孔角度由100°调整为60°后稳定器壁温降温的数值仿真结果约为110 K,整机上测温结果约为122 K,降温明显,可有效地提升稳定器使用寿命.

    蒸发式火焰稳定器蒸发孔角度壁温流固耦合整机试验验证航空发动机

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    基于RBF模型和AMGA算法的低红外涡扇发动机优化设计

    程龙张海波陈铭
    67-73页
    查看更多>>摘要：引气冷却等红外抑制措施对发动机总体性能影响较大,而目前在发动机总体设计阶段并没有兼顾红外隐身措施的影响.为了发展低红外涡扇发动机的总体设计方法,建立了带中心锥气膜冷却的小涵道比涡扇发动机径向基函数(RBF)模型,并采用自适应变异遗传(AMGA)算法进行了优化设计.根据设计经验,确定低红外涡扇发动机的优化设计方案.在低红外涡扇发动机部件级模型中获得建立代理模型的数据,采用高斯函数作为RBF算法建立代理模型.结果表明:对比传统Kriging算法建立的模型,RBF模型的精度更高;在RBF模型的基础上,采用AMGA算法进行优化设计,与基准发动机相比,最优解对应的发动机单位推力减小1.03%、单位耗油率降低0.86%、正尾向红外辐射降低47.75%,达到较好红外抑制的效果.

    涡扇发动机红外辐射径向基函数模型自适应变异遗传算法优化设计

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