推进技术
2015年第36卷第12期文章目次
2015, 36(12):1761-1767.
摘要:
为深入理解超声速预混气射流起爆过程机理，采用块结构自适应网格加密程序AMROC，在并行计算系统中模拟单边扩张流道中H2/Air超声速预混气在持续热射流作用下的爆震起爆过程。结果表明，5.4°扩张流道上方的4mm宽度热射流在140μs时间内成功起爆了超声速预混可燃气；形成的爆震波前传速度为55.9m/s，过驱度只有1.059，接近为CJ状态的爆震波；扩张壁面使得射流诱导形成的弓形激波出现分离激波，分离激波与弓形激波相交导致弓形激波波后温度的升高，从而加速了爆震波面的形成；在扩张壁面的作用下，射流起爆的爆震波面更接近于CJ爆震波面。
为深入理解超声速预混气射流起爆过程机理，采用块结构自适应网格加密程序AMROC，在并行计算系统中模拟单边扩张流道中H2/Air超声速预混气在持续热射流作用下的爆震起爆过程。结果表明，5.4°扩张流道上方的4mm宽度热射流在140μs时间内成功起爆了超声速预混可燃气；形成的爆震波前传速度为55.9m/s，过驱度只有1.059，接近为CJ状态的爆震波；扩张壁面使得射流诱导形成的弓形激波出现分离激波，分离激波与弓形激波相交导致弓形激波波后温度的升高，从而加速了爆震波面的形成；在扩张壁面的作用下，射流起爆的爆震波面更接近于CJ爆震波面。
2015, 36(12):1768-1773.
摘要:
为了提高对燃气发生器燃气流量的控制效果，建立了一种压强闭环控制系统。分析了此系统的工作原理，并建立系统的动态模型。针对系统模型的特性，设计线性自抗扰控制器对其进行控制。由于扩张状态观测器的存在，线性自抗扰控制器在一个较大的范围内很好地补偿了系统参数波动对输出的影响，提高了系统的响应速度与控制精度。在不同工况与干扰下仿真结果表明，相对于传统控制器，线性自抗扰控制器缩短了30%的调节时间，降低了约50%的干扰输出，具有更好的动态特性。
为了提高对燃气发生器燃气流量的控制效果，建立了一种压强闭环控制系统。分析了此系统的工作原理，并建立系统的动态模型。针对系统模型的特性，设计线性自抗扰控制器对其进行控制。由于扩张状态观测器的存在，线性自抗扰控制器在一个较大的范围内很好地补偿了系统参数波动对输出的影响，提高了系统的响应速度与控制精度。在不同工况与干扰下仿真结果表明，相对于传统控制器，线性自抗扰控制器缩短了30%的调节时间，降低了约50%的干扰输出，具有更好的动态特性。
2015, 36(12):1774-1780.
摘要:
面向非定常湍流数值模拟方法精度提升问题，构建了实用的矢通量分裂(FVS)形式高阶精度混合格式。该格式平滑区具有五阶精度线性紧致格式的高分辨率特证，而强间断和强梯度区呈二阶耗散型格式特征，进而保证全流场计算的稳定性。基于所建立的混合格式开展有限体积大涡模拟(LES)计算，将其应用于三维高Reynolds数非定常湍流预测中。结果显示，所建立的数值格式能够可靠预测湍流多尺度涡结构特征，且计算量小，具有较高分辨率和鲁棒性。
面向非定常湍流数值模拟方法精度提升问题，构建了实用的矢通量分裂(FVS)形式高阶精度混合格式。该格式平滑区具有五阶精度线性紧致格式的高分辨率特证，而强间断和强梯度区呈二阶耗散型格式特征，进而保证全流场计算的稳定性。基于所建立的混合格式开展有限体积大涡模拟(LES)计算，将其应用于三维高Reynolds数非定常湍流预测中。结果显示，所建立的数值格式能够可靠预测湍流多尺度涡结构特征，且计算量小，具有较高分辨率和鲁棒性。
2015, 36(12):1781-1787.
摘要:
为揭示PDE引射喷管的瞬态流动机理，采用带化学反应的非定常仿真方法，对使用二维扩张型引射器PDE的非定常排气过程进行分析，获得了流场结构的瞬态演化过程，并将其单循环的积分冲量与无引射喷管状态进行了对比。结果表明，仿真中形成了稳定的爆震波，其主要特性参数与理论值相差较小，并且仿真获得爆震排气过程的流动结构与试验结果吻合良好。带引射器PDE的单循环主要流动过程可以分为:爆震波产生和排出阶段、引射器主动进气阶段、爆震管第一次倒流阶段、爆震管主动排气阶段、爆震管第二次倒流阶段。相比无引射器状态，使用扩张型引射器可以使PDE单循环积分冲量增加21.76%，并且其对爆震管头壁压强、单次循环周期无明显影响。
为揭示PDE引射喷管的瞬态流动机理，采用带化学反应的非定常仿真方法，对使用二维扩张型引射器PDE的非定常排气过程进行分析，获得了流场结构的瞬态演化过程，并将其单循环的积分冲量与无引射喷管状态进行了对比。结果表明，仿真中形成了稳定的爆震波，其主要特性参数与理论值相差较小，并且仿真获得爆震排气过程的流动结构与试验结果吻合良好。带引射器PDE的单循环主要流动过程可以分为:爆震波产生和排出阶段、引射器主动进气阶段、爆震管第一次倒流阶段、爆震管主动排气阶段、爆震管第二次倒流阶段。相比无引射器状态，使用扩张型引射器可以使PDE单循环积分冲量增加21.76%，并且其对爆震管头壁压强、单次循环周期无明显影响。
2015, 36(12):1788-1794.
摘要:
电弧加热器可以提供马赫数10以上连续式风洞运行总温、总压的参数要求，将其用于气动力试验风洞加热器，需要对其流场品质进行优化。通过改进电弧加热器的结构和配置冷气混合室及稳定段，改善了喷管出口参数在空间分布的均匀性和时间上的稳定性，并减缓了流场气流的旋转和脉动，提高了试验参数的重复性。经初步流场测试及天平测力可行性研究表明:流场核心区的总温及皮托压力偏差小于平均值的2%，试验测力数据与常规高超声速风洞接近。
电弧加热器可以提供马赫数10以上连续式风洞运行总温、总压的参数要求，将其用于气动力试验风洞加热器，需要对其流场品质进行优化。通过改进电弧加热器的结构和配置冷气混合室及稳定段，改善了喷管出口参数在空间分布的均匀性和时间上的稳定性，并减缓了流场气流的旋转和脉动，提高了试验参数的重复性。经初步流场测试及天平测力可行性研究表明:流场核心区的总温及皮托压力偏差小于平均值的2%，试验测力数据与常规高超声速风洞接近。
2015, 36(12):1795-1801.
摘要:
为研究跨声速压气机转子在设计转速下的内部流场特性，探索其流动机理，考察激波位置及成因，利用三维数值模拟方法对其进行了数值研究。结果表明，该跨声速压气机转子在设计转速下高效工作范围较宽，喘振裕度约为27.15%。近堵塞工况时，转子叶片前缘出现一道脱体的弓形激波，转子叶片流道内也存在一道正激波，激波位置随背压升高向叶片前缘移动；最高效率工况时，叶片前缘叶尖相对马赫数达到1.5。近失速工况时，流道内正激波消失。转子叶顶间隙处存在强烈的激波与附面层及间隙泄漏流的相互作用，该处熵值随背压升高而增大，高熵区随激波前移而向转子叶片前缘移动。
为研究跨声速压气机转子在设计转速下的内部流场特性，探索其流动机理，考察激波位置及成因，利用三维数值模拟方法对其进行了数值研究。结果表明，该跨声速压气机转子在设计转速下高效工作范围较宽，喘振裕度约为27.15%。近堵塞工况时，转子叶片前缘出现一道脱体的弓形激波，转子叶片流道内也存在一道正激波，激波位置随背压升高向叶片前缘移动；最高效率工况时，叶片前缘叶尖相对马赫数达到1.5。近失速工况时，流道内正激波消失。转子叶顶间隙处存在强烈的激波与附面层及间隙泄漏流的相互作用，该处熵值随背压升高而增大，高熵区随激波前移而向转子叶片前缘移动。
2015, 36(12):1802-1808.
摘要:
采用数值模拟的方法，通过对5种不同轴向间隙下多工况对转压气机性能及失速工况下流
采用数值模拟的方法，通过对5种不同轴向间隙下多工况对转压气机性能及失速工况下流
2015, 36(12):1809-1816.
摘要:
为了开发先进的具有广泛适用性的低速风力涡轮，采用涡扇发动机喷管引射技术设计了双涵道风力涡轮，以新型低速引射式风力涡轮的引射混合器为研究对象，采用CFX商用软件基于RANS方程和k-Epsilon湍流模型，数值研究了涡轮出口气流角对风力引射器混合性能的影响。研究结果显示，涡轮出口气流与轴向夹角由0°增至30°，引起了波瓣后侧流向涡量迁移，最大正交涡量降低了1/3，波瓣内侧中部分离对涡与槽道吸力侧分离区汇合，风力引射器内流道总压损失从2.4%增大至5%，此夹角大于10°时外流场对称结构消失并失稳。
为了开发先进的具有广泛适用性的低速风力涡轮，采用涡扇发动机喷管引射技术设计了双涵道风力涡轮，以新型低速引射式风力涡轮的引射混合器为研究对象，采用CFX商用软件基于RANS方程和k-Epsilon湍流模型，数值研究了涡轮出口气流角对风力引射器混合性能的影响。研究结果显示，涡轮出口气流与轴向夹角由0°增至30°，引起了波瓣后侧流向涡量迁移，最大正交涡量降低了1/3，波瓣内侧中部分离对涡与槽道吸力侧分离区汇合，风力引射器内流道总压损失从2.4%增大至5%，此夹角大于10°时外流场对称结构消失并失稳。
2015, 36(12):1817-1824.
摘要:
为研究旋流畸变对压气机性能和稳定性的影响，设计了一套叶片式旋流畸变发生器，使用不同弯角的叶片以改变旋流畸变的结构和强度。采用CFD数值模拟方法对旋流畸变发生器的特性和详细流场进行了研究，结果表明，叶片式旋流畸变发生器具有对涡和整体涡均可形成、总压恢复系数高、旋流强度调节方便的优点，旋流切向气流角最大可达25.1°；随着流量减小，对涡和整体涡的总压恢复系数增加，旋流强度先保持不变，在降至一定的流量值后急剧上升。在压气机进口截面，对涡强度近端壁区域最大，叶中区域最小。整体涡偏心时，压气机进口的旋流方向并不完全一致，在叶根局部区域会形成反向旋流。
为研究旋流畸变对压气机性能和稳定性的影响，设计了一套叶片式旋流畸变发生器，使用不同弯角的叶片以改变旋流畸变的结构和强度。采用CFD数值模拟方法对旋流畸变发生器的特性和详细流场进行了研究，结果表明，叶片式旋流畸变发生器具有对涡和整体涡均可形成、总压恢复系数高、旋流强度调节方便的优点，旋流切向气流角最大可达25.1°；随着流量减小，对涡和整体涡的总压恢复系数增加，旋流强度先保持不变，在降至一定的流量值后急剧上升。在压气机进口截面，对涡强度近端壁区域最大，叶中区域最小。整体涡偏心时，压气机进口的旋流方向并不完全一致，在叶根局部区域会形成反向旋流。
2015, 36(12):1825-1832.
摘要:
涡轮动叶叶顶间隙流动是引起动叶内部流动损失的重要因素之一，大约30%的流动损失是由间隙流动引起的。对高负荷涡轮叶栅在间隙高度1%叶高、0°冲角的条件下，加装不同宽度和安装位置的叶尖小翼进行了实验研究，结果表明，压力面小翼在一定程度上削弱了泄漏涡强度，0.3倍叶片当地厚度的压力面小翼效果最佳。吸力面小翼可使泄漏涡运动轨迹向相邻叶片的压力面侧偏移、泄漏涡强度减弱，间隙泄漏损失降低。随着吸力面叶尖小翼宽度的不断增加，叶尖小翼对泄漏流动的控制作用也不断增强，当宽度在1.2倍叶片当地厚度时，对泄漏流动控制效果最好，可使叶栅测量截面总损失与不加小翼的叶栅相比降低28%。组合小翼不如单纯的吸力面小翼效果好。
涡轮动叶叶顶间隙流动是引起动叶内部流动损失的重要因素之一，大约30%的流动损失是由间隙流动引起的。对高负荷涡轮叶栅在间隙高度1%叶高、0°冲角的条件下，加装不同宽度和安装位置的叶尖小翼进行了实验研究，结果表明，压力面小翼在一定程度上削弱了泄漏涡强度，0.3倍叶片当地厚度的压力面小翼效果最佳。吸力面小翼可使泄漏涡运动轨迹向相邻叶片的压力面侧偏移、泄漏涡强度减弱，间隙泄漏损失降低。随着吸力面叶尖小翼宽度的不断增加，叶尖小翼对泄漏流动的控制作用也不断增强，当宽度在1.2倍叶片当地厚度时，对泄漏流动控制效果最好，可使叶栅测量截面总损失与不加小翼的叶栅相比降低28%。组合小翼不如单纯的吸力面小翼效果好。
2015, 36(12):1833-1838.
摘要:
研究了三个不同长度旋流杯文氏管的积碳特性。方案A，B，C文氏管喉道位置至喷嘴出口距离依次为6mm，8mm，10mm。通过热态燃烧试验定量比较了三个方案文氏管的积碳量，并利用数值模拟分析了文氏管长度对旋流杯内部及下游的热态流场，温度场以及积碳特性的影响。试验结果显示随着文氏管长度的增加，其内壁上的积碳量随之减小，方案C相较于方案A减小幅度达到99%。数值模拟结果则发现:文氏管长度对旋流杯下游流场及温度场影响较小，但是增加文氏管长度会使中心回流区上止点由上游喷嘴处向下游文氏管出口移动，文氏管喉道附近的负速度区域和高温区域减小，方案C相较于方案A负速度及温度峰值减小幅度分别达到99%和35%。因此，适当增加文氏管长度有利于减少燃油在文氏管上的积碳，对旋流杯的结构设计具有指导作用。
研究了三个不同长度旋流杯文氏管的积碳特性。方案A，B，C文氏管喉道位置至喷嘴出口距离依次为6mm，8mm，10mm。通过热态燃烧试验定量比较了三个方案文氏管的积碳量，并利用数值模拟分析了文氏管长度对旋流杯内部及下游的热态流场，温度场以及积碳特性的影响。试验结果显示随着文氏管长度的增加，其内壁上的积碳量随之减小，方案C相较于方案A减小幅度达到99%。数值模拟结果则发现:文氏管长度对旋流杯下游流场及温度场影响较小，但是增加文氏管长度会使中心回流区上止点由上游喷嘴处向下游文氏管出口移动，文氏管喉道附近的负速度区域和高温区域减小，方案C相较于方案A负速度及温度峰值减小幅度分别达到99%和35%。因此，适当增加文氏管长度有利于减少燃油在文氏管上的积碳，对旋流杯的结构设计具有指导作用。
2015, 36(12):1839-1845.
摘要:
在来流总温1486K，总压1.6MPa，马赫数2.52的条件下，采用两级串联凹腔构型燃烧室，开展了电火花塞直接点燃航空煤油的试验研究。利用高速摄影相机进行观测，对比了不同煤油喷注方案和点火位置对火核生成和火焰传播的影响。通过上游凹腔前壁面水平喷注煤油、下游凹腔点火的方案可靠性高，在煤油与空气混合气的当量比为0.04～0.063均可实现煤油成功点火和稳定燃烧；串联凹腔构型可以提高点火性能的主要原因有两方面:一是下游凹腔有稳定火焰作用，火焰在边界层内逆流传播实现对上游凹腔的能量反馈；二是煤油蒸发、混合距离长，通过近壁区进入下游凹腔，形成了更为适宜的点火环境。
在来流总温1486K，总压1.6MPa，马赫数2.52的条件下，采用两级串联凹腔构型燃烧室，开展了电火花塞直接点燃航空煤油的试验研究。利用高速摄影相机进行观测，对比了不同煤油喷注方案和点火位置对火核生成和火焰传播的影响。通过上游凹腔前壁面水平喷注煤油、下游凹腔点火的方案可靠性高，在煤油与空气混合气的当量比为0.04～0.063均可实现煤油成功点火和稳定燃烧；串联凹腔构型可以提高点火性能的主要原因有两方面:一是下游凹腔有稳定火焰作用，火焰在边界层内逆流传播实现对上游凹腔的能量反馈；二是煤油蒸发、混合距离长，通过近壁区进入下游凹腔，形成了更为适宜的点火环境。
2015, 36(12):1846-1851.
摘要:
为研究热射流点火对多循环脉冲爆震特性的影响，在一台工作频率为20Hz的气动阀式PDE上开展了试验研究，重点分析了热射流点火位置与预燃室中敏感性气体的填充比对爆震管内初始火焰传播速度及压力特性的影响。研究结果表明:热射流点火的位置在爆震管头部回流区内，对爆震管内火焰传播速度影响较小，热射流点火位置在回流区外，随着离封闭距离的增加火焰传播速度减小；预燃室填充比从1.78增加到2.75，初始火焰平均速度从380m/s上升到420m/s左右，当填充比在2.75～3.45时，火焰传播速度基本保持不变。
为研究热射流点火对多循环脉冲爆震特性的影响，在一台工作频率为20Hz的气动阀式PDE上开展了试验研究，重点分析了热射流点火位置与预燃室中敏感性气体的填充比对爆震管内初始火焰传播速度及压力特性的影响。研究结果表明:热射流点火的位置在爆震管头部回流区内，对爆震管内火焰传播速度影响较小，热射流点火位置在回流区外，随着离封闭距离的增加火焰传播速度减小；预燃室填充比从1.78增加到2.75，初始火焰平均速度从380m/s上升到420m/s左右，当填充比在2.75～3.45时，火焰传播速度基本保持不变。
2015, 36(12):1852-1858.
摘要:
为了预估超燃冲压发动机燃烧室内的释热分布，针对带凹腔稳焰器的燃烧室，总结了射流混合情况、来流温度和当量比对释热分布影响的实验规律，提出了主燃烧区的概念和分段线性拟合的建模思路。模型被分为隔离段、横向射流、燃烧室释热分布、主燃烧区反压四个部分。通过压力前推，进行代数的迭代计算，能够快速得到燃烧室释热分布的一维模型。利用实验图像和仿真计算数据，对模型得到的释热分布与燃烧效率进行了验证，模型可适用于隔离段来流2.1马赫以上的工况，且模型结果与仿真结果相关系数达到了0.9以上。
为了预估超燃冲压发动机燃烧室内的释热分布，针对带凹腔稳焰器的燃烧室，总结了射流混合情况、来流温度和当量比对释热分布影响的实验规律，提出了主燃烧区的概念和分段线性拟合的建模思路。模型被分为隔离段、横向射流、燃烧室释热分布、主燃烧区反压四个部分。通过压力前推，进行代数的迭代计算，能够快速得到燃烧室释热分布的一维模型。利用实验图像和仿真计算数据，对模型得到的释热分布与燃烧效率进行了验证，模型可适用于隔离段来流2.1马赫以上的工况，且模型结果与仿真结果相关系数达到了0.9以上。
2015, 36(12):1859-1867.
摘要:
为了对先进旋涡燃烧室(AVC)的流动和传热性能进行综合评价，对不同来流速度、来流温度、壁面温度下AVC燃烧性能进行了数值模拟，对速度场、温度场、压力场进行了多场协同分析。结果表明:随着燃烧室来流速度的增大，速度与速度梯度的协同角α、速度与温度梯度的协同角β，速度与压力梯度的协同角θ均减小，温度梯度与速度梯度的协同角γ及压力梯度与速度梯度的协同角φ增大。随着来流温度的提高，α，θ增大，β，γ，φ减小。随着壁面温度的提高，α，θ减小，β，γ，φ增大。对于AVC湍流流场的传热强化问题，增大来流速度和来流温度，降低壁面温度会强化流动换热；增大来流速度和壁面温度，降低来流温度可以减少传热功耗；增大来流速度和壁面温度，降低来流温度能够提高强化传热的综合性能。
为了对先进旋涡燃烧室(AVC)的流动和传热性能进行综合评价，对不同来流速度、来流温度、壁面温度下AVC燃烧性能进行了数值模拟，对速度场、温度场、压力场进行了多场协同分析。结果表明:随着燃烧室来流速度的增大，速度与速度梯度的协同角α、速度与温度梯度的协同角β，速度与压力梯度的协同角θ均减小，温度梯度与速度梯度的协同角γ及压力梯度与速度梯度的协同角φ增大。随着来流温度的提高，α，θ增大，β，γ，φ减小。随着壁面温度的提高，α，θ减小，β，γ，φ增大。对于AVC湍流流场的传热强化问题，增大来流速度和来流温度，降低壁面温度会强化流动换热；增大来流速度和壁面温度，降低来流温度可以减少传热功耗；增大来流速度和壁面温度，降低来流温度能够提高强化传热的综合性能。
2015, 36(12):1868-1873.
摘要:
在纯净空气来流下，通过试验对以支板凹腔耦合方式来稳焰的超燃燃烧室进行了研究，以液态航空煤油为燃料，喷射分为支板单独喷射和支板壁面组合喷射。结果表明:支板单独喷射，轴向位置靠前或者燃油当量比增加0.1，壁面压力分布总体越高，壁面压力峰值也更高；燃油当量比相同的情况下，支板单独喷射的壁面压力分布要比支板和壁面组合喷射的总体偏高，但壁面压力提升的起始位置更靠前；通过一维冲量法分析得到，燃烧室最低马赫数低于0.5，沿轴向中间大部分区域为亚声速；支板单独喷射轴向位置靠前，燃烧效率更高；当量比相同的情况下，支板单独喷射的燃烧效率要比支板和壁面组合喷射的燃烧效率更高。
在纯净空气来流下，通过试验对以支板凹腔耦合方式来稳焰的超燃燃烧室进行了研究，以液态航空煤油为燃料，喷射分为支板单独喷射和支板壁面组合喷射。结果表明:支板单独喷射，轴向位置靠前或者燃油当量比增加0.1，壁面压力分布总体越高，壁面压力峰值也更高；燃油当量比相同的情况下，支板单独喷射的壁面压力分布要比支板和壁面组合喷射的总体偏高，但壁面压力提升的起始位置更靠前；通过一维冲量法分析得到，燃烧室最低马赫数低于0.5，沿轴向中间大部分区域为亚声速；支板单独喷射轴向位置靠前，燃烧效率更高；当量比相同的情况下，支板单独喷射的燃烧效率要比支板和壁面组合喷射的燃烧效率更高。
2015, 36(12):1874-1880.
摘要:
试验研究航空发动机高压涡轮后支点轴承内环的装配工艺对转子支承系统振动特性的影响。改变转子轴承内环和内环衬套的配合公差与轴承内环锁紧螺母拧紧力矩，研究以上参数与转子支承系统振动响应的关系。结果表明:间隙配合和较小的锁紧螺母拧紧力矩给转子系统带来较强的非线性性，转子支承处出现丰富的分数倍频成分；过盈配合时转子振动对内环锁紧螺母拧紧力矩改变不敏感；间隙配合时，较大的锁紧螺母拧紧力矩可以抑制转子支承处的分数倍频成分。
试验研究航空发动机高压涡轮后支点轴承内环的装配工艺对转子支承系统振动特性的影响。改变转子轴承内环和内环衬套的配合公差与轴承内环锁紧螺母拧紧力矩，研究以上参数与转子支承系统振动响应的关系。结果表明:间隙配合和较小的锁紧螺母拧紧力矩给转子系统带来较强的非线性性，转子支承处出现丰富的分数倍频成分；过盈配合时转子振动对内环锁紧螺母拧紧力矩改变不敏感；间隙配合时，较大的锁紧螺母拧紧力矩可以抑制转子支承处的分数倍频成分。
2015, 36(12):1881-1886.
摘要:
为了减小双盘转子系统的整体振动，针对航空发动机普遍采用的典型1-0-1支承结构下的双盘转子，提出了一种使用多学科优化软件Isight与通用有限元软件ANSYS集成的分析方法。将两转盘位置作为优化变量，以一阶临界转速在10%内的变化为约束条件，采用第二代非支配排序遗传算法NS.GA_Ⅱ(Non-DominatedSortingGeneticAlgorithmⅡ)最小化过一阶临界转速时两转盘的振幅。在高速柔性模拟转子试验器上进行了试验验证，优化后，盘1过一阶临界转速时最大振幅下降了77%，盘2下降了68%，试验结果证明了该优化方法的正确性，能够有效、准确地获取转盘的最优位置，提高了转子设计的效率和质量。
为了减小双盘转子系统的整体振动，针对航空发动机普遍采用的典型1-0-1支承结构下的双盘转子，提出了一种使用多学科优化软件Isight与通用有限元软件ANSYS集成的分析方法。将两转盘位置作为优化变量，以一阶临界转速在10%内的变化为约束条件，采用第二代非支配排序遗传算法NS.GA_Ⅱ(Non-DominatedSortingGeneticAlgorithmⅡ)最小化过一阶临界转速时两转盘的振幅。在高速柔性模拟转子试验器上进行了试验验证，优化后，盘1过一阶临界转速时最大振幅下降了77%，盘2下降了68%，试验结果证明了该优化方法的正确性，能够有效、准确地获取转盘的最优位置，提高了转子设计的效率和质量。
2015, 36(12):1887-1894.
摘要:
为了减小航空发动机稳态建模的模型误差、降低复杂度及提升其实时性，提出了一种基于单纯B样条函数的航空发动机稳态模型建模方法。该函数是局部多项式基函数的线性组合，因此求解该函数为线性回归问题，通过运用广义最小二乘方法来求解B系数，从而提高计算效率和提高模型精度。最后建立了基于该算法的二维和四维涡扇发动机稳态模型，并分别与相同建模样本条件下的多输入多输出约简迭代最小二乘支持向量机稳态模型进行了比较，表明了单纯B样条建模方法不仅继承了B样条的算法复杂度低、存储数据量小和实时性好等优点，同时避免了最小二乘支持向量回归机不能拟合大样本数据的缺点，且拟合效果优于最小二乘支持向量机。
为了减小航空发动机稳态建模的模型误差、降低复杂度及提升其实时性，提出了一种基于单纯B样条函数的航空发动机稳态模型建模方法。该函数是局部多项式基函数的线性组合，因此求解该函数为线性回归问题，通过运用广义最小二乘方法来求解B系数，从而提高计算效率和提高模型精度。最后建立了基于该算法的二维和四维涡扇发动机稳态模型，并分别与相同建模样本条件下的多输入多输出约简迭代最小二乘支持向量机稳态模型进行了比较，表明了单纯B样条建模方法不仅继承了B样条的算法复杂度低、存储数据量小和实时性好等优点，同时避免了最小二乘支持向量回归机不能拟合大样本数据的缺点，且拟合效果优于最小二乘支持向量机。
2015, 36(12):1895-1900.
摘要:
建立考虑温度及应变率因素的适用于粘弹性固体推进剂的破坏准则，通过对NEPE复合推进剂试件在6组不同环境温度(-50～50℃)下进行了5组不同拉伸速率(1～500mm/min)的等速率拉伸破坏试验，结合试验数据获取损伤模型参数，建立了考虑温度及应变率因素的基于累积损伤的结构强度准则。并利用建立的损伤模型来预测推进剂试件在选定温度(20℃，-50℃)及应变率条件下(20mm/min，200mm/min)的破坏情况，预测结果与试验数值吻合较好，说明该损伤模型能够较好地描述NEPE推进剂材料的破坏过程，可在一定温度(-50～50℃)及应变率(1～500mm/min)范围内作为一种普遍适用的推进剂破坏准则。
建立考虑温度及应变率因素的适用于粘弹性固体推进剂的破坏准则，通过对NEPE复合推进剂试件在6组不同环境温度(-50～50℃)下进行了5组不同拉伸速率(1～500mm/min)的等速率拉伸破坏试验，结合试验数据获取损伤模型参数，建立了考虑温度及应变率因素的基于累积损伤的结构强度准则。并利用建立的损伤模型来预测推进剂试件在选定温度(20℃，-50℃)及应变率条件下(20mm/min，200mm/min)的破坏情况，预测结果与试验数值吻合较好，说明该损伤模型能够较好地描述NEPE推进剂材料的破坏过程，可在一定温度(-50～50℃)及应变率(1～500mm/min)范围内作为一种普遍适用的推进剂破坏准则。
2015, 36(12):1901-1908.
摘要:
为改善铝/冰燃料的点火燃烧性能，通过添加不同比例的镁粉制备成铝/冰基燃料，研究其对铝/冰燃料燃烧特性的影响。实验通过接触法测得铝/冰基燃料燃烧温度并采用高速摄影系统观测其燃烧现象。研究结果表明，铝/冰燃料中添加镁粉后在100～200℃即出现较为明显的氧化放热反应，镁粉可以明显降低铝/冰基燃料的起始反应温度，加快反应速率。在稳定燃烧阶段，随着镁粉添加量的增加，铝/冰基燃料燃烧剧烈程度降低。通过对燃烧产物的分析发现，添加镁粉后的燃烧产物形貌与未添加镁粉的产物形貌存在明显差别，且未完全反应的铝粉含量较多，燃烧相对不充分。
为改善铝/冰燃料的点火燃烧性能，通过添加不同比例的镁粉制备成铝/冰基燃料，研究其对铝/冰燃料燃烧特性的影响。实验通过接触法测得铝/冰基燃料燃烧温度并采用高速摄影系统观测其燃烧现象。研究结果表明，铝/冰燃料中添加镁粉后在100～200℃即出现较为明显的氧化放热反应，镁粉可以明显降低铝/冰基燃料的起始反应温度，加快反应速率。在稳定燃烧阶段，随着镁粉添加量的增加，铝/冰基燃料燃烧剧烈程度降低。通过对燃烧产物的分析发现，添加镁粉后的燃烧产物形貌与未添加镁粉的产物形貌存在明显差别，且未完全反应的铝粉含量较多，燃烧相对不充分。
2015, 36(12):1909-1914.
摘要:
为了分析气液两相工质激光推进的能量转换效率，建立了气液两相工质激光推进的理想动力循环模型，对能量转换效率的影响因素进行了研究。结果表明，冲压比和定容增压比是影响能量转换效率提高的主要因素，增大冲压比或定容增压比都能有效提高能量转换效率，冲压比随进口马赫数的增大而增大，而定容增压比随激光功率密度或工质中水滴与空气质量比的增大而增大。增大工质中水滴与空气的质量比能够有效增大定容增压比，提高能量转换效率，据算例可得，当冲压比π=10，水滴与空气的质量比f由0增大到10时，能量转换效率ηt由52.5%提高到了55.8%。
为了分析气液两相工质激光推进的能量转换效率，建立了气液两相工质激光推进的理想动力循环模型，对能量转换效率的影响因素进行了研究。结果表明，冲压比和定容增压比是影响能量转换效率提高的主要因素，增大冲压比或定容增压比都能有效提高能量转换效率，冲压比随进口马赫数的增大而增大，而定容增压比随激光功率密度或工质中水滴与空气质量比的增大而增大。增大工质中水滴与空气的质量比能够有效增大定容增压比，提高能量转换效率，据算例可得，当冲压比π=10，水滴与空气的质量比f由0增大到10时，能量转换效率ηt由52.5%提高到了55.8%。
2015, 36(12):1915-1920.
摘要:
为研究氢气对气液两相脉冲爆轰发动机内爆轰参数的影响，对进气掺氢的脉冲爆轰发动机进行了试验研究，实现了发动机的稳定工作。研究发现，进气中掺混氢气对爆轰波参数有较大影响，氢气进气压力为0.1MPa时，掺氢后爆轰波的峰值压力和速度均明显提高，爆轰波速度由1045.9m/s升高至1846.2m/s，发动机尾部位置上爆轰峰值压力从1.9MPa上升至4.5MPa，爆轰波后平台压力提高了0.2～
为研究氢气对气液两相脉冲爆轰发动机内爆轰参数的影响，对进气掺氢的脉冲爆轰发动机进行了试验研究，实现了发动机的稳定工作。研究发现，进气中掺混氢气对爆轰波参数有较大影响，氢气进气压力为0.1MPa时，掺氢后爆轰波的峰值压力和速度均明显提高，爆轰波速度由1045.9m/s升高至1846.2m/s，发动机尾部位置上爆轰峰值压力从1.9MPa上升至4.5MPa，爆轰波后平台压力提高了0.2～
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