推进技术
2015年第36卷第1期文章目次
2015, 36(1):1-8.
摘要:
非预混燃烧是动力设备和推进系统中常见的燃烧组织形式。为了理解非预混火焰的动力学特性、预测和控制其振荡燃烧现象，有必要获得其火焰传递函数。本文通过实验测量对分布式非预混火焰的传递函数进行了研究，实验对象为甲烷空气同心射流火焰。实验中使用双麦克风技术测量燃烧室出口速度脉动，作为传递函数的输入量；使用CH基自发荧光测量燃烧过程的放热率脉动，作为传递函数的输出量。搭建了卡塞格林光学测量系统，以提升放热率测量的空间分辨率，实现单点测量，进而得到一维分布式火焰传递函数。结果表明，在频域内，实验中测得的传递函数的幅值沿火焰轴向存在两个峰值，在幅值的峰谷处相位角有[180°]翻转，这是热斑以对流速度向下游传播，跨越火焰面时所造成的。
非预混燃烧是动力设备和推进系统中常见的燃烧组织形式。为了理解非预混火焰的动力学特性、预测和控制其振荡燃烧现象，有必要获得其火焰传递函数。本文通过实验测量对分布式非预混火焰的传递函数进行了研究，实验对象为甲烷空气同心射流火焰。实验中使用双麦克风技术测量燃烧室出口速度脉动，作为传递函数的输入量；使用CH基自发荧光测量燃烧过程的放热率脉动，作为传递函数的输出量。搭建了卡塞格林光学测量系统，以提升放热率测量的空间分辨率，实现单点测量，进而得到一维分布式火焰传递函数。结果表明，在频域内，实验中测得的传递函数的幅值沿火焰轴向存在两个峰值，在幅值的峰谷处相位角有[180°]翻转，这是热斑以对流速度向下游传播，跨越火焰面时所造成的。
2015, 36(1):9-16.
摘要:
为了探索吸附式叶型设计特点，研究了一种将类别形状函数变换法(CST)方法和人工蜂群算法相结合，利用2D程序作为流场求解器，对吸附式叶型和抽吸方案进行耦合优化设计的新型吸附式压气机叶型设计方法，并且详细论证了CST方法用于吸附式叶型优化设计的可行性。研究结果表明:耦合优化设计之后在保证叶型强度未下降的基础上总压损失降低了65%，气流转折角增加了3°，气动性能得到较大的提升。针对所优化的进口高亚声速的吸附式叶型，通过适当改变叶型前缘处的型面，可以较好地控制气流马赫数，避免产生激波，从而防止附面层厚度增加，降低叶型损失。
为了探索吸附式叶型设计特点，研究了一种将类别形状函数变换法(CST)方法和人工蜂群算法相结合，利用2D程序作为流场求解器，对吸附式叶型和抽吸方案进行耦合优化设计的新型吸附式压气机叶型设计方法，并且详细论证了CST方法用于吸附式叶型优化设计的可行性。研究结果表明:耦合优化设计之后在保证叶型强度未下降的基础上总压损失降低了65%，气流转折角增加了3°，气动性能得到较大的提升。针对所优化的进口高亚声速的吸附式叶型，通过适当改变叶型前缘处的型面，可以较好地控制气流马赫数，避免产生激波，从而防止附面层厚度增加，降低叶型损失。
2015, 36(1):17-23.
摘要:
为了改善两相脉冲爆轰发动机内燃油雾化混合效果，通过试验研究了文氏管、挡板、掺混器、文氏管和挡板组合、文氏管和掺混器组合这五种不同的混合室结构对管内雾化混合和燃烧转爆轰过程的影响。试验结果表明:两种组合型混合室结构的雾化混合效果优于其他三种混合室结构。文氏管和挡板组合虽然雾化效果稍弱于文氏管和掺混器组合，但是径向液滴分布上更为合理；低频时，安装文氏管和挡板平均压力峰值最高能达到4.4MPa；高频时，安装文氏管和掺混器工作频率最高能达到32Hz；在试验范围内，改善混合室结构，形成雾化效果好和分布合理的可爆混合物有利于提高脉冲爆轰发动机的工作频率。
为了改善两相脉冲爆轰发动机内燃油雾化混合效果，通过试验研究了文氏管、挡板、掺混器、文氏管和挡板组合、文氏管和掺混器组合这五种不同的混合室结构对管内雾化混合和燃烧转爆轰过程的影响。试验结果表明:两种组合型混合室结构的雾化混合效果优于其他三种混合室结构。文氏管和挡板组合虽然雾化效果稍弱于文氏管和掺混器组合，但是径向液滴分布上更为合理；低频时，安装文氏管和挡板平均压力峰值最高能达到4.4MPa；高频时，安装文氏管和掺混器工作频率最高能达到32Hz；在试验范围内，改善混合室结构，形成雾化效果好和分布合理的可爆混合物有利于提高脉冲爆轰发动机的工作频率。
2015, 36(1):24-29.
摘要:
为深入了解超声速连续风洞喷管启动过程中流场结构变化情况，采用数值计算与风洞试验相结合的方法，对连续风洞Ma=4.35喷管进行了研究。分析表明，喷管非定常启动过程可分为“初始蓄气”、“激波串推进”、“核心流推出”、“准稳定增压”四个阶段。其中，“初始蓄气”阶段，气体总压在收缩段不断增加，马赫数在喉道附近逐渐增大；“激波串推进”阶段，激波串结构形成并逐渐向下游推进；“核心流推出”阶段，核心流部分推出边界，但流场结构变化缓慢；“准稳定增压”阶段耗时占整个启动过程耗时的60%以上，且流场结构与稳定阶段流场结构趋于一致，但喷管内各点压力仍不断上升。同时与定常流场对比分析，进一步说明了各阶段流场特点，并指出对“核心流推出”和“准稳定增压”阶段采用定常分析方法的必要性。
为深入了解超声速连续风洞喷管启动过程中流场结构变化情况，采用数值计算与风洞试验相结合的方法，对连续风洞Ma=4.35喷管进行了研究。分析表明，喷管非定常启动过程可分为“初始蓄气”、“激波串推进”、“核心流推出”、“准稳定增压”四个阶段。其中，“初始蓄气”阶段，气体总压在收缩段不断增加，马赫数在喉道附近逐渐增大；“激波串推进”阶段，激波串结构形成并逐渐向下游推进；“核心流推出”阶段，核心流部分推出边界，但流场结构变化缓慢；“准稳定增压”阶段耗时占整个启动过程耗时的60%以上，且流场结构与稳定阶段流场结构趋于一致，但喷管内各点压力仍不断上升。同时与定常流场对比分析，进一步说明了各阶段流场特点，并指出对“核心流推出”和“准稳定增压”阶段采用定常分析方法的必要性。
2015, 36(1):30-36.
摘要:
应用流体控制方程、传热传质方程、粒子输运方程、Maxwell电磁场方程建立多场耦合数学模型，通过数值计算方法研究超声速等离子喷枪内外等离子体流动特性。所采用的内送粉三维模型包含阴、阳电极固体以及阳极边界层区域，考虑了等离子气体的电离与复合反应，以及局域热平衡效应，得到了超声速等离子喷涂在纯氩和氩氢混合气氛中的气流温度场、速度场分布以及电弧电压分布。结果表明:在加入氢之后，喷枪内等离子体温度提高了30%，速度提高了67%；喷枪外气流速度和温度在距喷嘴出口0~50mm间梯度变化大于喷涂距离50~100mm，且径向速度和温度梯度变化随着喷涂距离增大越来越小。计算得到的电弧电压与测量值相差4.4%，说明了考虑阳极边界层后计算模型的合理性。
应用流体控制方程、传热传质方程、粒子输运方程、Maxwell电磁场方程建立多场耦合数学模型，通过数值计算方法研究超声速等离子喷枪内外等离子体流动特性。所采用的内送粉三维模型包含阴、阳电极固体以及阳极边界层区域，考虑了等离子气体的电离与复合反应，以及局域热平衡效应，得到了超声速等离子喷涂在纯氩和氩氢混合气氛中的气流温度场、速度场分布以及电弧电压分布。结果表明:在加入氢之后，喷枪内等离子体温度提高了30%，速度提高了67%；喷枪外气流速度和温度在距喷嘴出口0~50mm间梯度变化大于喷涂距离50~100mm，且径向速度和温度梯度变化随着喷涂距离增大越来越小。计算得到的电弧电压与测量值相差4.4%，说明了考虑阳极边界层后计算模型的合理性。
2015, 36(1):37-46.
摘要:
将塞式喷管概念扩展到水下固体火箭发动机应用领域，为了研究高背压环境下塞式喷管的水下流动分离特性，建立水下塞式喷管流动分析模型，并采用流体体积法(VOF)两相流模型对设计马赫数2.0的环喉型圆锥塞式喷管水下工作时的过膨胀流场进行了气/水耦合数值模拟，计算考虑了气体的压缩性和粘性。计算结果显示:圆锥塞式喷管在水下的过膨胀流动也存在间歇性的颈缩、胀鼓以及回击等不稳定现象；与空气环境下的工作条件不同，气/水界面表现出类似于壁面的约束作用，塞锥外流场形成的波系结构由塞锥壁面和内喷管出口下游气/水界面共同决定；水下超声速气体射流的不稳定振荡引起喷管出口背压和气/水界面的脉动，塞锥表面的分离流场随射流的振荡而变化，根据流场激波结构以及塞锥表面分离特征的不同，可以区分为5种不同的分离流动形态；塞式喷管在水下和空气环境下的分离流动振荡的驱动机理不同，水下分离流场的振荡主要受气/液两相相互作用诱导的射流振荡过程的影响，分离流场附近壁面压强振荡频率覆盖0~1000Hz范围内的较宽频带，且没有显著的特征频率。
将塞式喷管概念扩展到水下固体火箭发动机应用领域，为了研究高背压环境下塞式喷管的水下流动分离特性，建立水下塞式喷管流动分析模型，并采用流体体积法(VOF)两相流模型对设计马赫数2.0的环喉型圆锥塞式喷管水下工作时的过膨胀流场进行了气/水耦合数值模拟，计算考虑了气体的压缩性和粘性。计算结果显示:圆锥塞式喷管在水下的过膨胀流动也存在间歇性的颈缩、胀鼓以及回击等不稳定现象；与空气环境下的工作条件不同，气/水界面表现出类似于壁面的约束作用，塞锥外流场形成的波系结构由塞锥壁面和内喷管出口下游气/水界面共同决定；水下超声速气体射流的不稳定振荡引起喷管出口背压和气/水界面的脉动，塞锥表面的分离流场随射流的振荡而变化，根据流场激波结构以及塞锥表面分离特征的不同，可以区分为5种不同的分离流动形态；塞式喷管在水下和空气环境下的分离流动振荡的驱动机理不同，水下分离流场的振荡主要受气/液两相相互作用诱导的射流振荡过程的影响，分离流场附近壁面压强振荡频率覆盖0~1000Hz范围内的较宽频带，且没有显著的特征频率。
2015, 36(1):47-53.
摘要:
为了研究最小喉道面积比对多级轴流压气机性能的影响，开发了一套基元叶栅最小喉道面积比的计算程序。通过对基元叶栅进行最小喉道面积比计算，得到压气机叶片沿展向的最小喉道面积比分布，同时分析了转子和静子的最小喉道面积比分布规律。最后采用修改基元叶型的前段弯度比与最大厚度来改变基元叶栅的最小喉道面积比分布，分析了不同最小喉道面积比分布对多级轴流压气机性能的影响。结果表明，压气机的阻塞流量与最小喉道面积比成正相关，并且存在最佳前段弯度比使压气机设计点效率与压比达到最大，最大厚度变小能改善压气机整体性能。
为了研究最小喉道面积比对多级轴流压气机性能的影响，开发了一套基元叶栅最小喉道面积比的计算程序。通过对基元叶栅进行最小喉道面积比计算，得到压气机叶片沿展向的最小喉道面积比分布，同时分析了转子和静子的最小喉道面积比分布规律。最后采用修改基元叶型的前段弯度比与最大厚度来改变基元叶栅的最小喉道面积比分布，分析了不同最小喉道面积比分布对多级轴流压气机性能的影响。结果表明，压气机的阻塞流量与最小喉道面积比成正相关，并且存在最佳前段弯度比使压气机设计点效率与压比达到最大，最大厚度变小能改善压气机整体性能。
2015, 36(1):54-60.
摘要:
为了研究端壁射流旋涡对扩压叶栅分离流动及性能的影响，采用数值模拟的方法，对不同攻角下带有端壁射流的50°折转角扩压叶栅进行了研究。结果表明:具有最优射流结构的旋涡发生器有效减弱了叶栅角区分离，零攻角下出口总压损失降低了8.9%；随着攻角的上升，射流对扩压叶栅气动性能的改善越显著；射流产生的旋涡可阻挡端壁低能流体向吸力面的迁移，并将主流流体卷入角区，角区流体动量增加、流动分离减弱，但旋涡与端壁二次流的掺混使得10%叶高以下的损失略微增大；射流参数决定了射流旋涡与吸力面的相对位置以及旋涡强度，对射流控制栅内流动分离效果有重大影响，需合理选择。
为了研究端壁射流旋涡对扩压叶栅分离流动及性能的影响，采用数值模拟的方法，对不同攻角下带有端壁射流的50°折转角扩压叶栅进行了研究。结果表明:具有最优射流结构的旋涡发生器有效减弱了叶栅角区分离，零攻角下出口总压损失降低了8.9%；随着攻角的上升，射流对扩压叶栅气动性能的改善越显著；射流产生的旋涡可阻挡端壁低能流体向吸力面的迁移，并将主流流体卷入角区，角区流体动量增加、流动分离减弱，但旋涡与端壁二次流的掺混使得10%叶高以下的损失略微增大；射流参数决定了射流旋涡与吸力面的相对位置以及旋涡强度，对射流控制栅内流动分离效果有重大影响，需合理选择。
2015, 36(1):61-67.
摘要:
为了预测飞机燃油箱燃油温度在飞行过程中的变化情况，基于热网络法建立了飞机燃油箱非稳态热分析模型。该模型考虑了油箱内部的换热问题，同时又考虑了燃油箱壁面与外界环境间的对流换热、辐射换热以及气流的气动加热问题，将燃油箱热分析的边界扩展至燃油箱外。采用Matlab/Simulink软件实现了飞机整个航程内燃油箱系统的热分析研究，并将热分析计算结果与飞行测试数据进行了对比。结果表明，计算结果与飞行测试数据吻合良好，最大误差不超过3.2℃。
为了预测飞机燃油箱燃油温度在飞行过程中的变化情况，基于热网络法建立了飞机燃油箱非稳态热分析模型。该模型考虑了油箱内部的换热问题，同时又考虑了燃油箱壁面与外界环境间的对流换热、辐射换热以及气流的气动加热问题，将燃油箱热分析的边界扩展至燃油箱外。采用Matlab/Simulink软件实现了飞机整个航程内燃油箱系统的热分析研究，并将热分析计算结果与飞行测试数据进行了对比。结果表明，计算结果与飞行测试数据吻合良好，最大误差不超过3.2℃。
2015, 36(1):68-74.
摘要:
为了研究加入二次倾斜冲击后双层壁隔热屏内通道的流动特征和换热分布，通过数值模拟研究了不同冲击距离和不同中间孔直径下，冲击雷诺数在2500~7500，气膜板内壁面的换热系数分布特征。结果显示:冲击距离越短，高换热区域面积越大，平均换热系数越高；冲击距离对气膜孔所在环腔内的二次冲击和旋流之间的相互作用影响较大；中间孔直径越小，平均换热系数越高，气膜孔所在的环腔内二次冲击范围越小，漩涡冲击范围越大。
为了研究加入二次倾斜冲击后双层壁隔热屏内通道的流动特征和换热分布，通过数值模拟研究了不同冲击距离和不同中间孔直径下，冲击雷诺数在2500~7500，气膜板内壁面的换热系数分布特征。结果显示:冲击距离越短，高换热区域面积越大，平均换热系数越高；冲击距离对气膜孔所在环腔内的二次冲击和旋流之间的相互作用影响较大；中间孔直径越小，平均换热系数越高，气膜孔所在的环腔内二次冲击范围越小，漩涡冲击范围越大。
2015, 36(1):75-81.
摘要:
为了研究基于涡流发生器(VG)射流原理的先进旋涡燃烧室(AVC)燃烧及流动性能，对不同射流参数(射流前倾角α、侧倾角β、射流孔径D及射流比R)时燃烧流场进行了数值模拟。结果表明，基于涡流发生器射流原理的AVC性能优于传统射流AVC。增大α及β，可以提高燃气掺混率，增大凹腔中心湍流度，并使更多的热能转化为燃烧室出口动能，但是总压损失明显增大。增大侧倾角β可使凹腔内高温分布更均匀。随着射流孔径D及射流比R的增大，燃烧室整体温度分布先增大后减小。当α=60°，β=60°时燃烧室能够在贫燃条件下实现高温、低压降、低污染的稳定燃烧。
为了研究基于涡流发生器(VG)射流原理的先进旋涡燃烧室(AVC)燃烧及流动性能，对不同射流参数(射流前倾角α、侧倾角β、射流孔径D及射流比R)时燃烧流场进行了数值模拟。结果表明，基于涡流发生器射流原理的AVC性能优于传统射流AVC。增大α及β，可以提高燃气掺混率，增大凹腔中心湍流度，并使更多的热能转化为燃烧室出口动能，但是总压损失明显增大。增大侧倾角β可使凹腔内高温分布更均匀。随着射流孔径D及射流比R的增大，燃烧室整体温度分布先增大后减小。当α=60°，β=60°时燃烧室能够在贫燃条件下实现高温、低压降、低污染的稳定燃烧。
2015, 36(1):82-88.
摘要:
为了研究真实发动机尺寸下冲击通道的流动与换热情况，选取冲击孔与气膜孔孔径均为D=0.3mm，0.4mm，0.5mm，冲击距H/D=2，2.5，3.0，孔间距P/D=5，10，雷诺数Re范围为1000～10000，保证与真实发动机工况相等的克努森数下，对不同结构微小冲击通道的整体换热情况进行分析比较。结果表明:在相同的雷诺数下，通道整体平均换热系数随着孔径的减小而增加，随着冲击距H/D的增加而减小，随着冲击孔间距P/D的增加而减小，并且拟合出了相关经验关系式。
为了研究真实发动机尺寸下冲击通道的流动与换热情况，选取冲击孔与气膜孔孔径均为D=0.3mm，0.4mm，0.5mm，冲击距H/D=2，2.5，3.0，孔间距P/D=5，10，雷诺数Re范围为1000～10000，保证与真实发动机工况相等的克努森数下，对不同结构微小冲击通道的整体换热情况进行分析比较。结果表明:在相同的雷诺数下，通道整体平均换热系数随着孔径的减小而增加，随着冲击距H/D的增加而减小，随着冲击孔间距P/D的增加而减小，并且拟合出了相关经验关系式。
2015, 36(1):89-96.
摘要:
为了研究修正的火焰面反应进度变量燃烧模型在超声速湍流扩散燃烧问题中的适用性，对德国宇航中心(DLR)超声速燃烧室开展RANS数值模拟。基于OpenFoam软件平台中密度求解器分别对三维冷态场和燃烧场进行模拟分析。将网格自适应加密技术用于流场的计算；燃烧场计算中，通过分析不同压力下层流火焰面数据库，引入了反应进度变量源项的压力修正系数，压力修正系数[α]等于2.2。计算结果表明，冷态场中压力分布、波系分布、速度分布以及燃烧场中波系分布、速度分布、温度分布结果均与实验值符合较好。压力修正方法能够较好地解决超声速湍流扩散燃烧问题。湍流Schmidt数敏感性分析表明，湍流Schmidt数[Sct]对湍流火焰结构有较大影响，文中[Sct]等于0.7时能得到与实验值较为一致的分布。
为了研究修正的火焰面反应进度变量燃烧模型在超声速湍流扩散燃烧问题中的适用性，对德国宇航中心(DLR)超声速燃烧室开展RANS数值模拟。基于OpenFoam软件平台中密度求解器分别对三维冷态场和燃烧场进行模拟分析。将网格自适应加密技术用于流场的计算；燃烧场计算中，通过分析不同压力下层流火焰面数据库，引入了反应进度变量源项的压力修正系数，压力修正系数[α]等于2.2。计算结果表明，冷态场中压力分布、波系分布、速度分布以及燃烧场中波系分布、速度分布、温度分布结果均与实验值符合较好。压力修正方法能够较好地解决超声速湍流扩散燃烧问题。湍流Schmidt数敏感性分析表明，湍流Schmidt数[Sct]对湍流火焰结构有较大影响，文中[Sct]等于0.7时能得到与实验值较为一致的分布。
2015, 36(1):97-103.
摘要:
采用RNG k-ε湍流模型结合增强壁面处理的方法以及10组分替代模型对RP-3航空煤油在垂直上升圆管内的超临界对流换热进行了数值研究。详细分析了超临界条件下航空煤油的传热恶化机理，并将数值计算结果与常用经验换热公式值进行了比较，以考察这些经验关系式的适用性。计算结果表明:在较高的热流密度下，热物性的剧烈变化使径向流场产生异变，引发了复杂的传热恶化现象。其中，低主流焓值区的传热恶化是由热加速作用导致的，高主流焓值区的传热恶化是由径向速度波动造成的。Bae-Kim关系式能较好地反映垂直上升圆管中航空煤油的超临界传热情况，预测值与模拟值的相对误差均在20%以内；而Bishop等给出的经验公式则不再适用。
采用RNG k-ε湍流模型结合增强壁面处理的方法以及10组分替代模型对RP-3航空煤油在垂直上升圆管内的超临界对流换热进行了数值研究。详细分析了超临界条件下航空煤油的传热恶化机理，并将数值计算结果与常用经验换热公式值进行了比较，以考察这些经验关系式的适用性。计算结果表明:在较高的热流密度下，热物性的剧烈变化使径向流场产生异变，引发了复杂的传热恶化现象。其中，低主流焓值区的传热恶化是由热加速作用导致的，高主流焓值区的传热恶化是由径向速度波动造成的。Bae-Kim关系式能较好地反映垂直上升圆管中航空煤油的超临界传热情况，预测值与模拟值的相对误差均在20%以内；而Bishop等给出的经验公式则不再适用。
2015, 36(1):104-111.
摘要:
为了快速地得到双模态燃烧室中的参数分布，采用射流模型，获得燃料混合分数的时均值、脉动值以及当量标量耗散率的时均值在双模态冲压发动机燃烧室中的三维分布；采用火焰面模型得到燃烧组分和释热分布，将三维信息通过流道横截面面积平均加入到一维非稳态计算模型，求解流动控制方程得到双模态燃烧室一维参数分布。通过不同类型算例验证，表明该方法能较准确地预测燃烧内壁面压力的变化趋势，克服了燃料射流非一维因素对一维计算方法带来的不利影响。
为了快速地得到双模态燃烧室中的参数分布，采用射流模型，获得燃料混合分数的时均值、脉动值以及当量标量耗散率的时均值在双模态冲压发动机燃烧室中的三维分布；采用火焰面模型得到燃烧组分和释热分布，将三维信息通过流道横截面面积平均加入到一维非稳态计算模型，求解流动控制方程得到双模态燃烧室一维参数分布。通过不同类型算例验证，表明该方法能较准确地预测燃烧内壁面压力的变化趋势，克服了燃料射流非一维因素对一维计算方法带来的不利影响。
2015, 36(1):112-118.
摘要:
采用率相关晶体塑性滑移理论模型，考虑镍基单晶的晶体取向和涡轮盘/片配合间隙的影响，针对涡轮叶片榫头/榫槽的复杂接触状况，研究了温度梯度载荷和离心载荷作用下三种取向的接触应力和低周疲劳损伤。结果表明:当榫头/榫槽的配合间隙小于3.7μm时，榫头/榫槽的接触应力随间隙值突变比较明显；而间隙值大于5.4μm时影响较小。接触应力和低周疲劳寿命对第一齿间隙值比较敏感，随间隙值的波动变化范围较大；第二齿的间隙对接触应力影响也较大，但对疲劳寿命的影响只在较小间隙值下较为明显。晶体取向对榫头/榫槽接触低周疲劳寿命有比较显著的影响，表现出明显的疲劳性能各向异性。
采用率相关晶体塑性滑移理论模型，考虑镍基单晶的晶体取向和涡轮盘/片配合间隙的影响，针对涡轮叶片榫头/榫槽的复杂接触状况，研究了温度梯度载荷和离心载荷作用下三种取向的接触应力和低周疲劳损伤。结果表明:当榫头/榫槽的配合间隙小于3.7μm时，榫头/榫槽的接触应力随间隙值突变比较明显；而间隙值大于5.4μm时影响较小。接触应力和低周疲劳寿命对第一齿间隙值比较敏感，随间隙值的波动变化范围较大；第二齿的间隙对接触应力影响也较大，但对疲劳寿命的影响只在较小间隙值下较为明显。晶体取向对榫头/榫槽接触低周疲劳寿命有比较显著的影响，表现出明显的疲劳性能各向异性。
2015, 36(1):119-123.
摘要:
为提升篦齿的密封性能，对在齿间光滑衬套上增加矩形凸起的直通篦齿的流动特性进行了数值研究，分析了压比、凸起的尺寸和轴向位置对篦齿泄漏特性的影响。和光滑齿相比，凸起破坏了壁面射流附面层的连续性，改变了流体在齿腔中的流动方向，有效地提高了通道的密封性能，降低了通道的泄漏量。结果表明，当压比为2时，含有凸起结构的篦齿的泄漏系数较光滑齿降低了13%，当压比增加到4时，泄漏系数更是降低了18%；凸起的高度越大宽度越小，凸起对篦齿密封性能的提高就越明显；凸起和下级齿之间的轴向距离越短，凸起对流入下级齿的气体流动方向改变就越大，密封性能也就越好。
为提升篦齿的密封性能，对在齿间光滑衬套上增加矩形凸起的直通篦齿的流动特性进行了数值研究，分析了压比、凸起的尺寸和轴向位置对篦齿泄漏特性的影响。和光滑齿相比，凸起破坏了壁面射流附面层的连续性，改变了流体在齿腔中的流动方向，有效地提高了通道的密封性能，降低了通道的泄漏量。结果表明，当压比为2时，含有凸起结构的篦齿的泄漏系数较光滑齿降低了13%，当压比增加到4时，泄漏系数更是降低了18%；凸起的高度越大宽度越小，凸起对篦齿密封性能的提高就越明显；凸起和下级齿之间的轴向距离越短，凸起对流入下级齿的气体流动方向改变就越大，密封性能也就越好。
2015, 36(1):124-129.
摘要:
针对冲压发动机中高温板壳结构的振动抑制需求，提出新型颗粒金属橡胶夹层阻尼结构，基于模态应变能法建立了其动力学理论模型和数值求解方法。与试验结果对比表明，共振幅值的相对误差不大于20%。进一步采用理论分析与试验相结合的手段，论述了颗粒型金属橡胶夹层阻尼的有效性，可有效降低振动响应3～8倍；随着填充密度的增加，减振效果增加；对于一弯和二弯振动，下部填充减振效果最好，而在下部填充，振动响应会被放大；依据数值计算获得的应变能分布结果，进行夹层设计可达到良好的减振效果。
针对冲压发动机中高温板壳结构的振动抑制需求，提出新型颗粒金属橡胶夹层阻尼结构，基于模态应变能法建立了其动力学理论模型和数值求解方法。与试验结果对比表明，共振幅值的相对误差不大于20%。进一步采用理论分析与试验相结合的手段，论述了颗粒型金属橡胶夹层阻尼的有效性，可有效降低振动响应3～8倍；随着填充密度的增加，减振效果增加；对于一弯和二弯振动，下部填充减振效果最好，而在下部填充，振动响应会被放大；依据数值计算获得的应变能分布结果，进行夹层设计可达到良好的减振效果。
2015, 36(1):130-135.
摘要:
针对航空发动机PID控制器的参数寻优问题，提出基于人工蜂群算法(ABC)的航空发动机PID控制器参数自整定的方法。利用人工蜂群算法实现容易、计算简洁、寻优性能好、鲁棒性强的优点，优化PID控制器参数，以改善控制系统性能。考虑到可能存在的执行机构输出量的极大超调，融入执行机构输出的超调量惩罚机制，改进目标性能函数，有效避免了可能存在的发动机供油量极大超调现象。对涡扇发动机在地面和高空稳态工作点的增量形式的线性化数学模型进行了仿真验证，结果表明优化效果良好，转速阶跃响应反应迅速且超调量小，同时供油量也没有出现大的超调，验证了所提方法的有效性和实用性。
针对航空发动机PID控制器的参数寻优问题，提出基于人工蜂群算法(ABC)的航空发动机PID控制器参数自整定的方法。利用人工蜂群算法实现容易、计算简洁、寻优性能好、鲁棒性强的优点，优化PID控制器参数，以改善控制系统性能。考虑到可能存在的执行机构输出量的极大超调，融入执行机构输出的超调量惩罚机制，改进目标性能函数，有效避免了可能存在的发动机供油量极大超调现象。对涡扇发动机在地面和高空稳态工作点的增量形式的线性化数学模型进行了仿真验证，结果表明优化效果良好，转速阶跃响应反应迅速且超调量小，同时供油量也没有出现大的超调，验证了所提方法的有效性和实用性。
2015, 36(1):136-141.
摘要:
为进一步研发新型特种推进剂品种，向推进技术应用领域发展和延伸，开展了NM(硝基甲烷)/RDX/Nano-Al膏体推进剂配方研究，并对其能量、流变以及燃烧性能进行了分析。结果表明:采用最小自由能法估算膏体推进剂配方比冲为2674.2 N·s/kg；膏体推进剂流变行为遵循Herschel-Bulkley本构方程，在0～30℃范围内，假塑性指数n小于1，属于非牛顿假塑性流体，同时膏体推进剂具有明显的触变性以及蠕变-回复特性，在角频率为1Hz且低应力下(≤50Pa)，膏体推进剂储能模量(G′)大于损耗模量(G′′)，此时具有较稳定的三维网络结构；与含纳米铝热剂Nano-Al/PbO双基系推进剂相比，膏体推进剂在10~15MPa压强范围内燃速较快，但在低压下未燃。
为进一步研发新型特种推进剂品种，向推进技术应用领域发展和延伸，开展了NM(硝基甲烷)/RDX/Nano-Al膏体推进剂配方研究，并对其能量、流变以及燃烧性能进行了分析。结果表明:采用最小自由能法估算膏体推进剂配方比冲为2674.2 N·s/kg；膏体推进剂流变行为遵循Herschel-Bulkley本构方程，在0～30℃范围内，假塑性指数n小于1，属于非牛顿假塑性流体，同时膏体推进剂具有明显的触变性以及蠕变-回复特性，在角频率为1Hz且低应力下(≤50Pa)，膏体推进剂储能模量(G′)大于损耗模量(G′′)，此时具有较稳定的三维网络结构；与含纳米铝热剂Nano-Al/PbO双基系推进剂相比，膏体推进剂在10~15MPa压强范围内燃速较快，但在低压下未燃。
21 乙烯氧化动力学机理简化
2015, 36(1):142-148.
摘要:
为获得可用于工程模拟的高精度乙烯简化机理，采用反应路径分析方法及近似轨迹优化算法(ATOA)对乙烯氧化机理进行了框架简化。简化结果表明，ATOA在给定的自点火误差条件下能获得更精简的框架机理。以包含70个物种、463个基元反应的乙烯氧化详细机理为基础，获得了包含32个物种、194个基元反应的框架机理。该机理与已报道的直接关系图法获得的框架机理对比验证表明，获得的框架机理更忠实于详细机理。该简化模型组分数量少、精度高。
为获得可用于工程模拟的高精度乙烯简化机理，采用反应路径分析方法及近似轨迹优化算法(ATOA)对乙烯氧化机理进行了框架简化。简化结果表明，ATOA在给定的自点火误差条件下能获得更精简的框架机理。以包含70个物种、463个基元反应的乙烯氧化详细机理为基础，获得了包含32个物种、194个基元反应的框架机理。该机理与已报道的直接关系图法获得的框架机理对比验证表明，获得的框架机理更忠实于详细机理。该简化模型组分数量少、精度高。
2015, 36(1):149-154.
摘要:
为研究和模拟改性双基推进剂(CMDB)在准静态条件下的断裂特性，利用扩展有限元XFEM技术，建立了中心直裂缝含加载平台的圆盘形三维模型。基于线粘弹性理论，通过单轴拉伸实验直接获取改性双基推进剂的最大拉应力8.21MPa，作为仿真模型中裂纹粘聚区的断裂强度，模拟了固体推进剂在静态加载条件下裂纹实时扩展过程。结果表明实验和仿真过程中裂纹均首先呈I型扩展，最后以复合断裂形式扩展失效。讨论了推进剂在压缩断裂过程中裂纹扩展区的应力变化对裂纹扩展的影响，发现实验预期结果与仿真结果符合性良好，说明扩展有限元法能够为改性双基推进剂断裂过程的数值模拟提供新的方法。
为研究和模拟改性双基推进剂(CMDB)在准静态条件下的断裂特性，利用扩展有限元XFEM技术，建立了中心直裂缝含加载平台的圆盘形三维模型。基于线粘弹性理论，通过单轴拉伸实验直接获取改性双基推进剂的最大拉应力8.21MPa，作为仿真模型中裂纹粘聚区的断裂强度，模拟了固体推进剂在静态加载条件下裂纹实时扩展过程。结果表明实验和仿真过程中裂纹均首先呈I型扩展，最后以复合断裂形式扩展失效。讨论了推进剂在压缩断裂过程中裂纹扩展区的应力变化对裂纹扩展的影响，发现实验预期结果与仿真结果符合性良好，说明扩展有限元法能够为改性双基推进剂断裂过程的数值模拟提供新的方法。
2015, 36(1):155-160.
摘要:
为了得到试验测量不到的气体放电过程中电磁场作用下单个原初电子的动力学行为，建立了LIPS-200离子推力器放电室二维仿真模型，应用网格粒子法(PIC)和蒙特卡洛碰撞(MCC)模拟法对其进行了研究。模拟得到在额定工况下原初电子和中性原子之间的碰撞概率、原初电子损耗率、电磁场分布对其运动速度及运动轨迹的影响等。结果表明磁铁表面磁感强度最大，越靠近放电室内部磁感强度越小，对称轴区域无磁场分布，原初电子在电磁场作用下沿磁力线作加速螺旋运动；运动等离子体的自洽电势大小范围仅为0~2.0V，几乎不会影响等离子体运动；对应总原初电子个数为1.2×106时直接被阳极表面吸收的损耗率仅为0.02%。
为了得到试验测量不到的气体放电过程中电磁场作用下单个原初电子的动力学行为，建立了LIPS-200离子推力器放电室二维仿真模型，应用网格粒子法(PIC)和蒙特卡洛碰撞(MCC)模拟法对其进行了研究。模拟得到在额定工况下原初电子和中性原子之间的碰撞概率、原初电子损耗率、电磁场分布对其运动速度及运动轨迹的影响等。结果表明磁铁表面磁感强度最大，越靠近放电室内部磁感强度越小，对称轴区域无磁场分布，原初电子在电磁场作用下沿磁力线作加速螺旋运动；运动等离子体的自洽电势大小范围仅为0~2.0V，几乎不会影响等离子体运动；对应总原初电子个数为1.2×106时直接被阳极表面吸收的损耗率仅为0.02%。
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