航空動力學(xué)報最新期刊目錄

考慮燃?xì)馇挥绊懙娜紵�室聲學(xué)模態(tài)特性數(shù)值仿真————作者：張澤昊;董立寶;趙粒優(yōu);郭康康;龐建國;

摘要：基于計算氣動聲學(xué)（CAA）/低階熱聲網(wǎng)絡(luò)耦合方法開展了含燃?xì)馇蝗紵�室聲學(xué)模態(tài)特性數(shù)值仿真，計算獲得了燃燒室主要聲學(xué)模態(tài)的特征頻率、阻尼率及聲壓分布云圖，驗證了該耦合算法精度與效率，并對比分析了燃?xì)馇粚β晫W(xué)模態(tài)特性的影響。結(jié)果表明：考慮燃?xì)馇挥绊懞�，燃�(xì)馇粫�與燃燒室聲壓分布相互耦合，導(dǎo)致燃燒室一階橫向、縱向模態(tài)阻尼率下降24.5%、16%，但對其特征頻率影響不明顯；另外，相比于常規(guī)計算氣動聲學(xué)法，耦...

高溫氣體密封技術(shù)研究進(jìn)展與變馬赫數(shù)噴管應(yīng)用分析————作者：牛君豪;郭永博;張德龍;王路凱;

摘要：綜述了航空航天領(lǐng)域高溫氣體密封技術(shù)，包括耐高溫膠粘劑、高溫靜密封、高溫動密封技術(shù)及其泄漏理論、性能測試技術(shù)。歸納了國內(nèi)外高溫氣體密封技術(shù)的主要研究成果，并分析了其在極端工況下高溫變馬赫數(shù)噴管大尺寸密封系統(tǒng)的適用性和優(yōu)化潛力。近年來，耐高溫膠粘劑的耐熱性能提升、高溫氣體密封結(jié)構(gòu)的改進(jìn)、密封件的回彈性能、泄漏性能及耐磨性實(shí)驗研究，以及高溫氣體密封件泄露模型的建立和密封性能測試平臺的開發(fā)等方面取得了顯著...

小型渦噴發(fā)動機(jī)噴管面積對發(fā)動機(jī)性能的影響研究————作者：孟琰;申力鑫;蔣朝虎;曾陽;陳志華;杜海;

摘要：為了研究噴管出口面積變化對小型渦噴發(fā)動機(jī)性能的影響，選取一臺某型100 daN級渦噴發(fā)動機(jī)為是實(shí)驗對象，探討其在33000～60000 r/min轉(zhuǎn)速范圍內(nèi)，在恒定轉(zhuǎn)速和恒定燃油流量兩種工況下的響應(yīng)特性�；�于實(shí)驗數(shù)據(jù)建立了量化發(fā)動機(jī)參數(shù)間耦合效應(yīng)的數(shù)學(xué)模型并提出了優(yōu)化策略。結(jié)果表明：在 54000 r/min恒速工況下，當(dāng)量面積比（EAR）從1.24降至0.85，可使靜推力提高107%，出口排氣溫...

漸縮型沖擊孔對靜葉前緣沖擊冷卻性能的影響————作者：劉雨松;朱華;嚴(yán)彪;李亮;

摘要：為探究漸縮型沖擊孔的布置對靜葉前緣沖擊冷卻流動傳熱的影響，在12個標(biāo)準(zhǔn)沖擊孔的不同位置布置漸縮型沖擊孔建立3種新型沖擊冷卻結(jié)構(gòu)。采用ANSYS CFX對四種模型進(jìn)行計算，分析四種結(jié)構(gòu)流動傳熱特性及綜合傳熱性能。結(jié)果表明：漸縮型沖擊孔能減小工質(zhì)流動阻力且漸縮型沖擊孔個數(shù)越多流動阻力越�。粌H在下游布置6個漸縮型沖擊孔的冷卻結(jié)構(gòu)靶面上傳熱效果最好且靶面?zhèn)鳠嵋沧罹鶆颉��?biāo)準(zhǔn)沖擊孔和漸縮型沖擊孔交替布置的冷卻...

基于混合視覺的封嚴(yán)蜂窩復(fù)雜磨痕量化評估方法————作者：張鵬飛;徐茂程;趙罡;

摘要：提出了一種基于混合視覺的封嚴(yán)蜂窩磨痕測量數(shù)據(jù)自適應(yīng)處理與量化評估方法，考慮蜂窩磨痕的邊緣模糊及截面復(fù)雜的特性，通過點(diǎn)云和圖像的融合分析實(shí)現(xiàn)了蜂窩磨痕的自適應(yīng)識別、特征提取與量化評估。在點(diǎn)云數(shù)據(jù)中，根據(jù)蜂窩結(jié)構(gòu)的先驗幾何特征，對實(shí)測點(diǎn)云進(jìn)行重新定位與主平面提取，實(shí)現(xiàn)測量坐標(biāo)系與理論坐標(biāo)系的位姿對齊；在圖像數(shù)據(jù)中，通過圖像形態(tài)學(xué)算法解決蜂窩空洞較多、深孔等干擾下的蜂窩區(qū)域精準(zhǔn)提取問題，實(shí)現(xiàn)劃痕幾何的量...

雙噴口射流沖擊高速旋轉(zhuǎn)圓盤的換熱研究————作者：唐淼;劉振剛;呂亞國;劉振俠;楊智雄;吳丁毅;

摘要：為了分析射流溫度、圓盤轉(zhuǎn)速、射流流量和盤面溫度對旋轉(zhuǎn)圓盤換熱的影響規(guī)律，采用數(shù)值模擬方法研究了雙噴口滑油射流沖擊高速旋轉(zhuǎn)圓盤的兩相流動及換熱特性。結(jié)果表明：射流溫度從323K升高到423 K，使得面平均努塞爾數(shù)增大了28.54%；當(dāng)盤面轉(zhuǎn)速由4000 r/min提高到10000 r/min時，面平均努塞爾數(shù)隨著轉(zhuǎn)速的提升減小了10.61%，但轉(zhuǎn)速對有效換熱面積的影響是有限的，故在12000 r/m...

航空發(fā)動機(jī)套齒結(jié)構(gòu)內(nèi)摩擦動力學(xué)特征研究————作者：王彤;王儼剴;王掩剛;王得龍;

摘要：套齒結(jié)構(gòu)因具有高可靠性和扭矩傳遞補(bǔ)償能力，廣泛應(yīng)用于航空發(fā)動機(jī)傳動系統(tǒng)，但其內(nèi)摩擦失穩(wěn)問題易引發(fā)轉(zhuǎn)子振動突增，威脅飛行安全。針對某型直升機(jī)渦軸發(fā)動機(jī)套齒結(jié)構(gòu)內(nèi)摩擦故障，通過理論建模、數(shù)值仿真與試驗研究相結(jié)合的方法，系統(tǒng)揭示了內(nèi)摩擦失穩(wěn)的動力學(xué)特征與穩(wěn)定邊界。基于運(yùn)動分析建立了帶套齒轉(zhuǎn)子的非線性動力學(xué)模型，推導(dǎo)了跳躍門檻與失穩(wěn)門檻的解析表達(dá)式，理論揭示了失穩(wěn)振動幅值突降/突增及次諧波成分的產(chǎn)生機(jī)理。...

螺栓連接防松膠扭拉關(guān)系、黏接性能與振動試驗研究————作者：張忠偉;王星潔;劉檢華;鞏浩;黃嘉禹;

摘要：為了滿足航空航天產(chǎn)品的高可靠服役要求，工程中廣泛應(yīng)用各種螺紋防松膠，但是，當(dāng)前缺少對螺紋防松膠固化黏接強(qiáng)度和防松性能，以及涂覆防松膠對螺栓連接扭拉關(guān)系影響規(guī)律的系統(tǒng)研究。選取2類共計5種典型螺紋防松膠作為研究對象，分別將其應(yīng)用于M8合金鋼螺栓螺母，以及M5鈦合金螺栓與不銹鋼螺母連接結(jié)構(gòu)，研制了專用的試驗工裝，采用控制變量思想詳細(xì)設(shè)計了試驗內(nèi)容，應(yīng)用扭拉試驗機(jī)和振動試驗機(jī)分別測試了涂覆防松膠的螺栓螺...

高超聲速飛行器前緣氣動熱固態(tài)溫差發(fā)電技術(shù)研究————作者：熊屠安;林尚超;何淼生;周志超;劉洋;

摘要：針對高超聲速飛行器氣動熱回收問題，對鈍頭體飛行器前緣固態(tài)溫差發(fā)電技術(shù)展開了研究。構(gòu)建高超聲速鈍頭體與熱電器件的多物理場耦合計算模型，模擬實(shí)際高空飛行環(huán)境中熱電器件的輸出情況。通過地面平臺測試與風(fēng)洞試驗，驗證模型計算的準(zhǔn)確性，研究熱電器件在不同環(huán)境下的輸出性能。針對不同材料與結(jié)構(gòu)的熱電器件進(jìn)行了對比研究。研究結(jié)果表明：熱電器件能夠有效地將飛行器表面氣動熱轉(zhuǎn)化為電能；模擬實(shí)際高空飛行器中單個器件最大輸...

高超聲速飛行器艙內(nèi)隔熱材料研究進(jìn)展————作者：黨文偉;李曉升;李鯤;趙金龍;

摘要：高超聲速飛行器技術(shù)的快速發(fā)展對艙內(nèi)隔熱材料提出了更高的要求，輕質(zhì)高效的隔熱材料是保證飛行器內(nèi)部電子儀器、電氣設(shè)備等正常工作的關(guān)鍵。闡述了高超聲速飛行器艙內(nèi)隔熱材料在熱傳導(dǎo)、熱對流、熱輻射傳熱模式下的工作機(jī)理及其導(dǎo)熱系數(shù)測試方法，介紹了泡沫陶瓷隔熱材料、有機(jī)泡沫隔熱材料、纖維隔熱材料及氣凝膠隔熱材料的研究現(xiàn)狀。結(jié)果表明：不同的隔熱材料因其結(jié)構(gòu)差異而表現(xiàn)出不同的隔熱機(jī)理和傳熱形式，通常經(jīng)理論數(shù)學(xué)模型計...

底部凹腔加側(cè)開孔減阻研究————作者：崔文瑤;郭德春;

摘要：為了研究高速來流下底部凹腔加側(cè)開孔的減阻效果，采用數(shù)值計算對帶有底部凹腔及側(cè)開孔的旋成體進(jìn)行了模擬。研究了側(cè)開孔的孔徑、孔傾斜角、開孔位置、開孔數(shù)量幾個因素對減阻效果的影響規(guī)律。結(jié)果表明：孔徑的影響規(guī)律非線性且存在最優(yōu)解，隨孔徑增大，減阻效果先增強(qiáng)后減弱�？變A斜角越小，減阻效果越差。開孔位置離凹腔底部越近，越有利于流動再附于底部，減阻效果越好。周向位置對減阻效果影響較小。開孔數(shù)量越多，本質(zhì)上相當(dāng)于...

考慮氣穴效應(yīng)的軸承腔石墨封嚴(yán)結(jié)構(gòu)滑油流動與泄漏特性研究————作者：任國哲;唐洪媛;燕陽;徐文峰;孫丹;

摘要：為探究石墨封嚴(yán)結(jié)構(gòu)對滑油流動與泄漏特性的作用機(jī)理，對常規(guī)石墨封嚴(yán)結(jié)構(gòu)提出四種開槽方案，深入探究考慮氣穴效應(yīng)情況下，不同結(jié)構(gòu)參數(shù)和工況參數(shù)對軸承腔石墨封嚴(yán)間隙中滑油流動特性的影響規(guī)律。研究結(jié)果表明，未考慮氣穴效應(yīng)時，在低于飽和蒸汽壓力情況下，液態(tài)滑油氣化的影響被忽略，導(dǎo)致封嚴(yán)間隙內(nèi)出現(xiàn)壓力為負(fù)值的現(xiàn)象，此時有悖于客觀實(shí)際。而考慮氣穴效應(yīng)后，封嚴(yán)間隙壓力為負(fù)值現(xiàn)象消失，因此在研究石墨封嚴(yán)間隙滑油流動特...

熱葉柵中雙層壁冷卻渦輪葉片表面氣動傳熱特征測量————作者：張帥;曾軍;方弘毅;陳阿龍;鄒遠(yuǎn)祿;

摘要：針對采用E3發(fā)動機(jī)高壓渦輪導(dǎo)葉葉型面和典型沖擊-氣膜雙層壁冷卻結(jié)構(gòu)的綜合冷效試驗件，在柵前總溫1073K、柵前總壓0.9MPa高溫高壓狀態(tài)氣熱耦合扇形葉柵環(huán)境下開展葉表氣動和傳熱特征分布測量試驗研究。通過優(yōu)化設(shè)計試驗段主氣流道，合理布置溫度、靜壓測試葉片，實(shí)現(xiàn)中間葉片和相鄰葉片良好的主氣周期性特征，進(jìn)而在單次氣熱耦合綜合冷效試驗中同時獲得有效的試驗件葉型面等熵馬赫數(shù)分布和溫度分布。試驗測量得到流量...

綜合考慮罩量和冷熱態(tài)關(guān)系的葉片優(yōu)化方法————作者：葉文明;陳帝云;李世峰;趙姝帆;王國良;邱名;

摘要：為解決傳統(tǒng)罩量調(diào)整和冷熱態(tài)換算方法可能會導(dǎo)致的冷態(tài)葉型強(qiáng)度儲備等性能偏離設(shè)計指標(biāo)的問題，提出了一種將葉片罩量調(diào)節(jié)和冷熱態(tài)換算結(jié)合的優(yōu)化方法。該方法包含罩量調(diào)整和冷熱態(tài)葉型換算兩個小循環(huán)以及一個大循環(huán)，其中，罩量調(diào)整和冷熱態(tài)換算的核心思想分別為基于葉片變形規(guī)律的重心修正和基于關(guān)鍵數(shù)據(jù)點(diǎn)變形的坐標(biāo)換算，此外，大外循環(huán)以冷態(tài)葉型的分析結(jié)果作為優(yōu)化目標(biāo)、罩量調(diào)整的結(jié)束判據(jù)作為優(yōu)化變量。結(jié)合UG自動建模、A...

二/三維穩(wěn)定性模型失速預(yù)測能力對比研究————作者：秦宇奇;薛飛;王慶勇;覃海起;王掩剛;

摘要：準(zhǔn)確預(yù)測壓氣機(jī)失穩(wěn)邊界從而保證其結(jié)構(gòu)完整性是國內(nèi)外壓氣機(jī)設(shè)計者所面臨的重大問題，本文以NASA Rotor35轉(zhuǎn)子以及雙排軸流對轉(zhuǎn)壓氣機(jī)為研究對象，首先評估了二維模型對單排及多排轉(zhuǎn)子失速起始點(diǎn)的預(yù)估能力。結(jié)果顯示：對于NASA Rotor35轉(zhuǎn)子，二維模型得到的失速點(diǎn)流量與實(shí)驗結(jié)果之間的相對誤差為1.87%；對于雙排對轉(zhuǎn)壓氣機(jī)，該模型與數(shù)值計算結(jié)果相差5.9%。針對二維模型在對轉(zhuǎn)壓氣機(jī)失速預(yù)測精度...

基于粒子群算法的熱流辨識方法研究————作者：朱新新;王輝;楊慶濤;楊凱;

摘要：針對不同材料模型表面熱流辨識問題，通過引入熱物性特征系數(shù)，基于能量守恒原理和傅里葉傳熱定律推導(dǎo)了雙點(diǎn)測溫?zé)嶙枋綗崃鱾鞲衅鞅孀R熱流的通解，提出了一種采用粒子群算法優(yōu)化求解雙點(diǎn)測溫?zé)嶙枋綗崃鱾鞲衅魍ń獾姆椒�。為了說明該方法的有效性，建立雙點(diǎn)測溫?zé)嶙枋綗崃鱾鞲衅鞣抡鎮(zhèn)鳠崮Ｐ�，分別對銅、高溫合金、碳化鋯三種材料制作的傳感器的熱物性特征系數(shù)進(jìn)行優(yōu)化求解，得到了三種材料傳感器熱流辨識的具體求解方法。然后結(jié)合三...

非定常氣動載荷場融合建模方法探索及驗證————作者：丁軒鶴;粟華;龔春林;王子一;楊予成;

摘要：飛行器虛擬飛行試驗涉及氣動、結(jié)構(gòu)等眾多高精度學(xué)科模型的多物理場仿真，準(zhǔn)確快速的非定常氣動載荷場計算是其關(guān)鍵制約因素。目前基于計算流體力學(xué)的非定常氣動力計算成本十分昂貴，為了提升高精度非定常氣動載荷場的計算效率并保證計算精度，本文基于Co-Kriging模型和POD場量降階，提出一種基于多源數(shù)據(jù)融合的高效非定常氣動載荷場預(yù)測方法。以4%厚度圓弧翼為測試對象，通過綜合當(dāng)?shù)亓骰钊�理論計算得到的低精度載荷...

基于遷移學(xué)習(xí)的結(jié)冰風(fēng)洞試驗冰形預(yù)測方法————作者：任宇鵬;王強(qiáng);屈經(jīng)國;彭博;岳靜;易賢;

摘要：高精度結(jié)冰風(fēng)洞試驗冰形數(shù)據(jù)是開展航空飛行器結(jié)冰安全評估的重要輸入條件。依托結(jié)冰風(fēng)洞獲得的結(jié)冰冰形數(shù)據(jù)精度及準(zhǔn)確性高，但試驗費(fèi)用昂貴�；�于深度神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)的冰形預(yù)測方法為快速獲取冰形特征提供了有力的手段。目前有效的基于深度神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)的結(jié)冰預(yù)測方法通常針對數(shù)值模擬冰形進(jìn)行預(yù)測，缺乏風(fēng)洞試驗冰形的預(yù)測方法。針對該問題，提出了一種結(jié)合遷移學(xué)習(xí)與神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)的方法來實(shí)現(xiàn)對風(fēng)洞試驗冰形的預(yù)測。該方法首先基于數(shù)值模擬冰形...

燃料分布對鈍體火焰燃燒不穩(wěn)定邊界影響的試驗研究————作者：趙航;劉勇;葛鑫坤;張祥;趙妍;

摘要：為研究加力燃燒室中多噴嘴鈍體結(jié)構(gòu)下燃料分布改變對鈍體火焰的燃燒不穩(wěn)定性影響，以模型加力燃燒室為研究對象，對不同噴嘴數(shù)量、不同進(jìn)氣速度下鈍體非預(yù)混火焰不穩(wěn)定燃燒的振蕩邊界變化規(guī)律開展了研究。對試驗結(jié)果采用FFT頻譜、峭度分析以及解構(gòu)火焰圖像等方法進(jìn)行分析，重點(diǎn)研究了不同噴嘴數(shù)量下燃料分布的改變對鈍體模型燃燒室振蕩邊界的影響規(guī)律。試驗結(jié)果表明：隨著鈍體噴嘴數(shù)量的增加，系統(tǒng)由穩(wěn)定燃燒過渡為振蕩狀態(tài)的臨界...

多壓電膜包覆式合成射流激勵器的結(jié)構(gòu)設(shè)計與性能分析————作者：宋磊;黃煥貞;汪偉;方劍;

摘要：壓電式合成射流激勵器通過噴口處生成的非定常渦環(huán)射流可產(chǎn)生一定推進(jìn)力，然而其有限的射流能量制約了在飛行器推進(jìn)系統(tǒng)中的應(yīng)用，因此需要對其結(jié)構(gòu)進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計，以獲得更佳的射流性能。本文首先開展了流—固—電多物理場耦合仿真計算，對壓電式合成射流激勵器的瞬態(tài)流場特性進(jìn)行了系統(tǒng)模擬�；�于壓電振子振動特征分析，提出表面利用率優(yōu)化指標(biāo)，進(jìn)一步設(shè)計出多壓電膜包覆式合成射流激勵器。針對立方體、截角八面體及截角十二面體三...

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