推进技术
2021年第42卷第8期文章目次
2021, 42(8):1681-1689.
DOI: 10.13675/j.cnki.tjjs.200588
摘要:
针对涡扇发动机内部状态大范围变化条件下的单点线性控制器控制效果不佳而线性变参数控制器求解困难的问题，提出了一种基于多入多出平衡流形展开模型的涡扇发动机反馈线性化滑模变结构控制。采用多入多出平衡流形展开模型辨识技术，获得仿射型的涡扇发动机数学模型。利用反馈线性化将平衡流形展开模型解耦，经过坐标变换获得可用于控制系统设计的线性结果，考虑了具有误差项和饱和函数的指数趋近滑模控制律来提高控制系统的鲁棒性，完成了基于平衡流形展开模型的多变量涡扇发动机反馈线性化滑模控制器设计。在非线性部件级模型上开展了控制器验证。在平衡流形展开模型设计工况，增益控制和滑模控制的控制效果表明，基于平衡流形展开模型的反馈线性化方法能够获得涡扇发动机良好的控制效果。同时，在平衡流形展开模型稳定但精度无法保证的非设计飞行工况，反馈线性化滑模控制器能够进一步抑制不确定性的影响，保证转子转速和发动机压比的跟踪控制效果。
针对涡扇发动机内部状态大范围变化条件下的单点线性控制器控制效果不佳而线性变参数控制器求解困难的问题，提出了一种基于多入多出平衡流形展开模型的涡扇发动机反馈线性化滑模变结构控制。采用多入多出平衡流形展开模型辨识技术，获得仿射型的涡扇发动机数学模型。利用反馈线性化将平衡流形展开模型解耦，经过坐标变换获得可用于控制系统设计的线性结果，考虑了具有误差项和饱和函数的指数趋近滑模控制律来提高控制系统的鲁棒性，完成了基于平衡流形展开模型的多变量涡扇发动机反馈线性化滑模控制器设计。在非线性部件级模型上开展了控制器验证。在平衡流形展开模型设计工况，增益控制和滑模控制的控制效果表明，基于平衡流形展开模型的反馈线性化方法能够获得涡扇发动机良好的控制效果。同时，在平衡流形展开模型稳定但精度无法保证的非设计飞行工况，反馈线性化滑模控制器能够进一步抑制不确定性的影响，保证转子转速和发动机压比的跟踪控制效果。
2021, 42(8):1690-1699.
DOI: 10.13675/j.cnki.tjjs.200759
摘要:
针对航空发动机部件性能退化问题，开展退化容错控制研究。视退化为干扰，综合考虑退化的缓变特性及系统的目标跟踪要求，提出一种基于H∞鲁棒控制的部件性能退化被动容错控制设计。将退化信息加入控制律设计中，并考虑信息的不准确性，提出一种基于滑模控制器的部件性能退化主动容错控制设计。对所提设计开展硬件在环试验验证，结果表明，两类设计可以较好地弥补退化引起的发动机参数变化，并具有一定的工程应用能力，其中，基于H∞鲁棒控制的容错设计保守性大，且具有较长的调节时间，而基于滑模控制器的容错设计具有更好的动态特性，但在应用过程中需重新配置控制参数。
针对航空发动机部件性能退化问题，开展退化容错控制研究。视退化为干扰，综合考虑退化的缓变特性及系统的目标跟踪要求，提出一种基于H∞鲁棒控制的部件性能退化被动容错控制设计。将退化信息加入控制律设计中，并考虑信息的不准确性，提出一种基于滑模控制器的部件性能退化主动容错控制设计。对所提设计开展硬件在环试验验证，结果表明，两类设计可以较好地弥补退化引起的发动机参数变化，并具有一定的工程应用能力，其中，基于H∞鲁棒控制的容错设计保守性大，且具有较长的调节时间，而基于滑模控制器的容错设计具有更好的动态特性，但在应用过程中需重新配置控制参数。
2021, 42(8):1700-1707.
DOI: 10.13675/j.cnki.tjjs.200763
摘要:
为了满足衍射成像系统在解决低轨遥感航天器覆盖范围小、目标重访周期长等问题的同时，而引入对航天器相对位置、姿态控制的需求。针对共位衍射航天器相对位置、姿态控制过程中传统推力器带来的羽流污染问题，采用电磁推力器和飞轮作为执行器，设计一种基于快速非奇异滑模的轨道控制器和基于PID的姿态控制器。所设计的快速非奇异滑模轨道控制器为共位衍射航天器频繁位置调整提供控制保障，基于PID的姿态控制器能够消除由电磁力耦合产生的电磁干扰力矩。研究结果表明：基于相对轨道动力学方程设计的快速非奇异滑模控制律鲁棒性好、收敛速度快，能够达到两颗共位衍射电磁航天器沿Z轴保持在10m相对距离的控制效果。在轨道调整过程中，其姿态能够通过PID算法稳定控制到期望姿态，使衍射成像结构一直保持不变，从而有效完成衍射成像任务。
为了满足衍射成像系统在解决低轨遥感航天器覆盖范围小、目标重访周期长等问题的同时，而引入对航天器相对位置、姿态控制的需求。针对共位衍射航天器相对位置、姿态控制过程中传统推力器带来的羽流污染问题，采用电磁推力器和飞轮作为执行器，设计一种基于快速非奇异滑模的轨道控制器和基于PID的姿态控制器。所设计的快速非奇异滑模轨道控制器为共位衍射航天器频繁位置调整提供控制保障，基于PID的姿态控制器能够消除由电磁力耦合产生的电磁干扰力矩。研究结果表明：基于相对轨道动力学方程设计的快速非奇异滑模控制律鲁棒性好、收敛速度快，能够达到两颗共位衍射电磁航天器沿Z轴保持在10m相对距离的控制效果。在轨道调整过程中，其姿态能够通过PID算法稳定控制到期望姿态，使衍射成像结构一直保持不变，从而有效完成衍射成像任务。
2021, 42(8):1708-1715.
DOI: 10.13675/j.cnki.tjjs.200769
摘要:
针对故障数据稀缺的现实情况，为实现船用凝汽器性能的准确评估以及灵敏故障早期预警，提出了基于非线性有源自回归模型的故障早期预警方法。考虑到凝汽器参数间存在的时序特性以及非线性特性，采用非线性有源自回归模型对参数间关系进行刻画并建立了面向故障早期预警的常模式模型。利用凝汽器物理模型的故障仿真数据进行试验，结果表明，提出方法对正常数据和故障早期数据的检测精度分别达到98.13%与100%。对比实验证明了考虑时序特性在船用凝汽器故障早期预警中的必要性。
针对故障数据稀缺的现实情况，为实现船用凝汽器性能的准确评估以及灵敏故障早期预警，提出了基于非线性有源自回归模型的故障早期预警方法。考虑到凝汽器参数间存在的时序特性以及非线性特性，采用非线性有源自回归模型对参数间关系进行刻画并建立了面向故障早期预警的常模式模型。利用凝汽器物理模型的故障仿真数据进行试验，结果表明，提出方法对正常数据和故障早期数据的检测精度分别达到98.13%与100%。对比实验证明了考虑时序特性在船用凝汽器故障早期预警中的必要性。
2021, 42(8):1716-1724.
DOI: 10.13675/j.cnki.tjjs.200770
摘要:
为解决自适应循环发动机性能在线自主优化问题，提出一种适用于三流道自适应循环发动机的智能自主优化控制方法，通过深度确定性策略梯度算法（DDPG）在线优化压比计划，实现控制规律自主寻优。在基准发动机特性图上给出了不同外涵面积下的等推力特性曲线，在此基础上给出了基准的最低油耗控制规律曲线。当发动机性能退化或存在个体差异等偏离时，基准控制规律不再能使发动机性能最优，DDPG算法利用前期存储的数据对压比指令修正量进行训练学习，自主调整发动机控制规律。整机数值仿真结果表明，调整后亚声速巡航单位耗油率降低7.63%，与最低油耗点比较偏差0.03%。超声速巡航单位耗油率降低5.04%，与最低油耗点比较偏差0.01%。性能寻优算法可以在发动机性能偏离情况下实现发动机控制规律自主调节，达到最低油耗。
为解决自适应循环发动机性能在线自主优化问题，提出一种适用于三流道自适应循环发动机的智能自主优化控制方法，通过深度确定性策略梯度算法（DDPG）在线优化压比计划，实现控制规律自主寻优。在基准发动机特性图上给出了不同外涵面积下的等推力特性曲线，在此基础上给出了基准的最低油耗控制规律曲线。当发动机性能退化或存在个体差异等偏离时，基准控制规律不再能使发动机性能最优，DDPG算法利用前期存储的数据对压比指令修正量进行训练学习，自主调整发动机控制规律。整机数值仿真结果表明，调整后亚声速巡航单位耗油率降低7.63%，与最低油耗点比较偏差0.03%。超声速巡航单位耗油率降低5.04%，与最低油耗点比较偏差0.01%。性能寻优算法可以在发动机性能偏离情况下实现发动机控制规律自主调节，达到最低油耗。
2021, 42(8):1725-1734.
DOI: 10.13675/j.cnki.tjjs.200792
摘要:
航空发动机的性能退化是影响飞机飞行安全的重要因素。准确预测发动机的退化过程，对于飞机安全飞行具有重要意义。针对航空发动机剩余寿命预测问题，提出了一种将卷积神经网络和长短期记忆网络相融合的数据驱动模型。与常规使用单一的神经网络不同，所提出的融合模型结合了两种神经网络的优点，利用卷积神经网络提取数据中的空间特征并采用长短期记忆网络提取时间特征。实验结果证实，在寿命预测中，将提出的数据驱动模型与已有的方法相比，评分和均方根误差分别下降了32%和8.3%。可见，所提出的数据驱动模型可对数据中所包含的信息进行充分挖掘，其对航空发动机寿命预测精度较高，并具有良好的稳定性。
航空发动机的性能退化是影响飞机飞行安全的重要因素。准确预测发动机的退化过程，对于飞机安全飞行具有重要意义。针对航空发动机剩余寿命预测问题，提出了一种将卷积神经网络和长短期记忆网络相融合的数据驱动模型。与常规使用单一的神经网络不同，所提出的融合模型结合了两种神经网络的优点，利用卷积神经网络提取数据中的空间特征并采用长短期记忆网络提取时间特征。实验结果证实，在寿命预测中，将提出的数据驱动模型与已有的方法相比，评分和均方根误差分别下降了32%和8.3%。可见，所提出的数据驱动模型可对数据中所包含的信息进行充分挖掘，其对航空发动机寿命预测精度较高，并具有良好的稳定性。
2021, 42(8):1735-1748.
DOI: 10.13675/j.cnki.tjjs.200733
摘要:
为了确保航空发动机空中再起动策略或飞行员应急操作的快速执行，设计了一种具备强容错性的空中停车实时监测逻辑。该逻辑组合了风扇转速、压气机转速、涡轮后温度和换算主燃油流量的空中停车故障特征，融合了监测阈值设定、参数变化范围限制和反向惩罚处理等容错性策略，可适应发动机个体差异及性能衰退、非标准天、传感器正常噪声扰动和单一传感器故障。为检验该逻辑的鲁棒性和容错性，采取按任务剖面运行测试和全包线随机加减速测试相结合的方式。虚警测试和检测性能验证结果表明，当发动机正常运行或发生单一传感器故障时，该监测过程均无虚警；相比于继承自АЛ-31Ф发动机的空中停车监测逻辑，本文提出的监测逻辑具备更好的检测性能；当单一传感器发生故障时，该监测过程的检测性能无降级情况。
为了确保航空发动机空中再起动策略或飞行员应急操作的快速执行，设计了一种具备强容错性的空中停车实时监测逻辑。该逻辑组合了风扇转速、压气机转速、涡轮后温度和换算主燃油流量的空中停车故障特征，融合了监测阈值设定、参数变化范围限制和反向惩罚处理等容错性策略，可适应发动机个体差异及性能衰退、非标准天、传感器正常噪声扰动和单一传感器故障。为检验该逻辑的鲁棒性和容错性，采取按任务剖面运行测试和全包线随机加减速测试相结合的方式。虚警测试和检测性能验证结果表明，当发动机正常运行或发生单一传感器故障时，该监测过程均无虚警；相比于继承自АЛ-31Ф发动机的空中停车监测逻辑，本文提出的监测逻辑具备更好的检测性能；当单一传感器发生故障时，该监测过程的检测性能无降级情况。
2021, 42(8):1749-1760.
DOI: 10.13675/j.cnki.tjjs.190868
摘要:
为获取带有闭式布雷顿循环的预冷发动机的飞行包线及性能，同时提高发动机工程实现的可行性，基于带有闭式布雷顿循环的预冷发动机基础循环及现有部件技术水平，构建了一种适度预冷发动机方案。对该方案下发动机沿着SABRE3飞行轨迹下的性能和部件匹配规律进行了分析。然后通过对发动机的高度、速度、调节特性进行研究，得到了该方案下发动机的飞行包线及整个包线内的性能。计算结果表明，本文所提出的适度预冷方案与SABRE3方案相比，核心机的比冲基本相当，但单位推力有所降低，工程可实现性提高；通过分别控制氦循环最低、最高温度为目标值，可保证发动机各部件在马赫数0~5的整个飞行过程中均处于稳定工作区间内，发动机比冲在1359~2099s，地面点单位推力最大，达到1.9kN/（kg/s）；特性研究发现发动机推力与比冲在高度0~15km，马赫数1~3时最高，而单位推力最高的区域主要集中在包线的左侧低马赫数区，随马赫数的增加逐渐降低；发动机对氦压气机前温度的调节十分敏感，而对氦涡轮前温度的调节敏感性较低。综合研究表明，本文所给出的适度预冷方案的预冷发动机具有较好的宽域工作能力。
为获取带有闭式布雷顿循环的预冷发动机的飞行包线及性能，同时提高发动机工程实现的可行性，基于带有闭式布雷顿循环的预冷发动机基础循环及现有部件技术水平，构建了一种适度预冷发动机方案。对该方案下发动机沿着SABRE3飞行轨迹下的性能和部件匹配规律进行了分析。然后通过对发动机的高度、速度、调节特性进行研究，得到了该方案下发动机的飞行包线及整个包线内的性能。计算结果表明，本文所提出的适度预冷方案与SABRE3方案相比，核心机的比冲基本相当，但单位推力有所降低，工程可实现性提高；通过分别控制氦循环最低、最高温度为目标值，可保证发动机各部件在马赫数0~5的整个飞行过程中均处于稳定工作区间内，发动机比冲在1359~2099s，地面点单位推力最大，达到1.9kN/（kg/s）；特性研究发现发动机推力与比冲在高度0~15km，马赫数1~3时最高，而单位推力最高的区域主要集中在包线的左侧低马赫数区，随马赫数的增加逐渐降低；发动机对氦压气机前温度的调节十分敏感，而对氦涡轮前温度的调节敏感性较低。综合研究表明，本文所给出的适度预冷方案的预冷发动机具有较好的宽域工作能力。
2021, 42(8):1761-1769.
DOI: 10.13675/j.cnki.tjjs.190842
摘要:
以大推力氢氧火箭发动机为研究对象，对其瞬态特性进行了研究。根据模块化的建模和仿真思想，建立了发动机各组件的动态数学模型，开发了发动机系统各组件的仿真模块，开展了发动机动态特性仿真分析与起动时序试验研究。仿真结果表明：推力室氧阀采用25%初级与100%全开的双开度形式，氧涡轮侧设置10%分流流量的燃气分流阀，燃气发生器在火药启动器工作至70%~80%时间段点火的系统优化配置方案，有利于控制发动机点火起动混合比，提高起动可靠性。通过添加故障因子，当涡轮效率由于故障从0.29降至0.19时，发动机工况降至故障前的78%工况，当效率降至0.06时，发动机工况降至故障前20%工况，发动机故障仿真结果与地面试验故障结果吻合较好，有利于故障分析定位。
以大推力氢氧火箭发动机为研究对象，对其瞬态特性进行了研究。根据模块化的建模和仿真思想，建立了发动机各组件的动态数学模型，开发了发动机系统各组件的仿真模块，开展了发动机动态特性仿真分析与起动时序试验研究。仿真结果表明：推力室氧阀采用25%初级与100%全开的双开度形式，氧涡轮侧设置10%分流流量的燃气分流阀，燃气发生器在火药启动器工作至70%~80%时间段点火的系统优化配置方案，有利于控制发动机点火起动混合比，提高起动可靠性。通过添加故障因子，当涡轮效率由于故障从0.29降至0.19时，发动机工况降至故障前的78%工况，当效率降至0.06时，发动机工况降至故障前20%工况，发动机故障仿真结果与地面试验故障结果吻合较好，有利于故障分析定位。
2021, 42(8):1770-1775.
DOI: 10.13675/j.cnki.tjjs.190748
摘要:
为了计算高马赫数条件下气体动力学参数，引入无量纲的温度平均比热系数m和对数温度平均比热系数n，从气体动力学和热力学基本概念出发，推导建立了能够反映“变比热效应”的广义气体动力学函数和理论动压表达式。广义气体动力学函数在马赫数<3条件下的简化形式与传统气体动力学函数一致，在马赫数>3条件下能够有效修正“变比热效应”所导致的传统气体动力学函数计算偏差，通过无量纲系数m和n可以便捷得到总静参数的关系式。
为了计算高马赫数条件下气体动力学参数，引入无量纲的温度平均比热系数m和对数温度平均比热系数n，从气体动力学和热力学基本概念出发，推导建立了能够反映“变比热效应”的广义气体动力学函数和理论动压表达式。广义气体动力学函数在马赫数<3条件下的简化形式与传统气体动力学函数一致，在马赫数>3条件下能够有效修正“变比热效应”所导致的传统气体动力学函数计算偏差，通过无量纲系数m和n可以便捷得到总静参数的关系式。
2021, 42(8):1776-1785.
DOI: 10.13675/j.cnki.tjjs.200600
摘要:
针对航空涡轮发动机来流雾化冷却对压气机内气动脉动的影响，考虑壁面液膜成形和运动，基于欧拉-拉格朗日多相流方法解析气液两相热质非平衡传输过程，应用快速傅里叶变换方法将压气机性能参数随旋转周期演变规律的时域脉动敏感性转化为频域功率谱密度的直观分析。结果表明，压气机内气液非平衡蒸发相变易诱发流场在时间和空间上非定常的气动脉动，雾化冷却参数与总温比呈线性关系，而与总压比和效率均呈非线性关系。在雾化量0.5%~5%和雾化平均粒径1~9μm内，较低的雾化量或较小的雾化平均粒径时，时域总压比的脉动程度更大；在较低的雾化量或较大雾化平均粒径时，时域总温比的脉动程度更强；而在较高的雾化量或较大的雾化平均粒径时，时域效率脉动程度更高。同时，雾化冷却量变化对湿压缩过程中流场的时域脉动敏感性程度大于雾化粒径变化。
针对航空涡轮发动机来流雾化冷却对压气机内气动脉动的影响，考虑壁面液膜成形和运动，基于欧拉-拉格朗日多相流方法解析气液两相热质非平衡传输过程，应用快速傅里叶变换方法将压气机性能参数随旋转周期演变规律的时域脉动敏感性转化为频域功率谱密度的直观分析。结果表明，压气机内气液非平衡蒸发相变易诱发流场在时间和空间上非定常的气动脉动，雾化冷却参数与总温比呈线性关系，而与总压比和效率均呈非线性关系。在雾化量0.5%~5%和雾化平均粒径1~9μm内，较低的雾化量或较小的雾化平均粒径时，时域总压比的脉动程度更大；在较低的雾化量或较大雾化平均粒径时，时域总温比的脉动程度更强；而在较高的雾化量或较大的雾化平均粒径时，时域效率脉动程度更高。同时，雾化冷却量变化对湿压缩过程中流场的时域脉动敏感性程度大于雾化粒径变化。
2021, 42(8):1786-1797.
DOI: 10.13675/j.cnki.tjjs.200017
摘要:
大子午扩张涡轮由于子午型线扩张度较大，因而易导致端区边界层分离及热集中，针对这个现象，采用数值模拟方法，并采用正弦曲线对1.5级大子午扩张涡轮子午型线采取了8种修型方案，研究子午修型对于端区流动传热性能的影响。计算结果表明，子午修型可以有效地控制端区的分离流动，从而影响着通道涡与脱落涡强度及位置，也影响着端壁及叶片上热负荷分布。在本文研究条件下，振幅为三分之一叶片最大厚度的前凹后凸子午型线有效地减弱了脱落涡引起的损失，进而使整体总压损失减小6.06%，并可以减弱端壁及叶片传热集中，使叶片最大热负荷减轻21%。
大子午扩张涡轮由于子午型线扩张度较大，因而易导致端区边界层分离及热集中，针对这个现象，采用数值模拟方法，并采用正弦曲线对1.5级大子午扩张涡轮子午型线采取了8种修型方案，研究子午修型对于端区流动传热性能的影响。计算结果表明，子午修型可以有效地控制端区的分离流动，从而影响着通道涡与脱落涡强度及位置，也影响着端壁及叶片上热负荷分布。在本文研究条件下，振幅为三分之一叶片最大厚度的前凹后凸子午型线有效地减弱了脱落涡引起的损失，进而使整体总压损失减小6.06%，并可以减弱端壁及叶片传热集中，使叶片最大热负荷减轻21%。
2021, 42(8):1798-1806.
DOI: 10.13675/j.cnki.tjjs.190770
摘要:
为了降低内转式进气道的音爆强度，设计了一种具有曲内收缩前体和零度唇罩角的流线追踪内转式低音爆进气道，采用数值仿真方法初步研究其在不同工况下的流场结构和流动特征。结果表明：由于零度唇罩角，低音爆进气道的唇罩激波微弱，对唇罩外侧的流场影响较小，因此内转式低音爆进气道的音爆显著低于常规内转式进气道，其中在设计马赫数Mad=2.2通流状态下相比下降约94.18%；由于内唇罩面向内偏折，导致唇口反射激波强度增加，总压损失增加，内转式低音爆进气道总压恢复系数略低于常规内转式进气道；内转式低音爆进气道的音爆不但与其唇罩角有关，而且与其飞行工况有关，飞行攻角越大、来流马赫数Ma∞<Mad越小，音爆越大；其中，在攻角α=0°时，其音爆比α=6°时减小约86.69%；在Ma∞=2.2时，其音爆比Ma∞=1.85下减小约91.93%。
为了降低内转式进气道的音爆强度，设计了一种具有曲内收缩前体和零度唇罩角的流线追踪内转式低音爆进气道，采用数值仿真方法初步研究其在不同工况下的流场结构和流动特征。结果表明：由于零度唇罩角，低音爆进气道的唇罩激波微弱，对唇罩外侧的流场影响较小，因此内转式低音爆进气道的音爆显著低于常规内转式进气道，其中在设计马赫数Mad=2.2通流状态下相比下降约94.18%；由于内唇罩面向内偏折，导致唇口反射激波强度增加，总压损失增加，内转式低音爆进气道总压恢复系数略低于常规内转式进气道；内转式低音爆进气道的音爆不但与其唇罩角有关，而且与其飞行工况有关，飞行攻角越大、来流马赫数Ma∞<Mad越小，音爆越大；其中，在攻角α=0°时，其音爆比α=6°时减小约86.69%；在Ma∞=2.2时，其音爆比Ma∞=1.85下减小约91.93%。
2021, 42(8):1807-1814.
DOI: 10.13675/j.cnki.tjjs.190657
摘要:
为揭示流阻元件的流动损失机理，从热力学理论出发，建立了流阻元件的质量流量模型和熵产模型，分析了质量流量与熵产之间的关系，研究了熵产随系统压比和进口总压的变化情况，并通过预旋喷嘴和篦齿封严的实验结果对两个模型进行了分析评估。结果表明，质量流量模型与实验结果的最大偏差不超过2.8%；熵产模型与实验结果的最大偏差不超过1.9%。系统熵产随系统压比的增加而增大，随进口总压的增加而减小。当系统的进口总压、进口总温和出口静压不变时，模型中的参数a是衡量不同元件熵产大小的唯一量度。
为揭示流阻元件的流动损失机理，从热力学理论出发，建立了流阻元件的质量流量模型和熵产模型，分析了质量流量与熵产之间的关系，研究了熵产随系统压比和进口总压的变化情况，并通过预旋喷嘴和篦齿封严的实验结果对两个模型进行了分析评估。结果表明，质量流量模型与实验结果的最大偏差不超过2.8%；熵产模型与实验结果的最大偏差不超过1.9%。系统熵产随系统压比的增加而增大，随进口总压的增加而减小。当系统的进口总压、进口总温和出口静压不变时，模型中的参数a是衡量不同元件熵产大小的唯一量度。
2021, 42(8):1815-1826.
DOI: 10.13675/j.cnki.tjjs.200160
摘要:
针对边界层吸入条件下的跨声速风扇设计问题，提出了一种掠型叶片的设计方法，分析了三种前缘掠角分布对风扇气动性能的影响，并在边界层吸入情况下对比了复合掠型风扇和原型风扇的气动性能和流动特征，探讨了叶片通过低压畸变区过程中的流场变化。研究结果表明，均匀来流时复合掠型风扇没有改变原型风扇堵塞流量，但稳定裕度提高了7.1%；边界层吸入20%进口高度时，复合掠型风扇峰值效率比均匀来流时降低了1.8%。与Rotor 67风扇相比，复合掠型风扇能够在更低的流量工况下承受同等的来流参数畸变流场。在叶片通过畸变区域过程中，退出畸变流场时更容易触发旋转失速。
针对边界层吸入条件下的跨声速风扇设计问题，提出了一种掠型叶片的设计方法，分析了三种前缘掠角分布对风扇气动性能的影响，并在边界层吸入情况下对比了复合掠型风扇和原型风扇的气动性能和流动特征，探讨了叶片通过低压畸变区过程中的流场变化。研究结果表明，均匀来流时复合掠型风扇没有改变原型风扇堵塞流量，但稳定裕度提高了7.1%；边界层吸入20%进口高度时，复合掠型风扇峰值效率比均匀来流时降低了1.8%。与Rotor 67风扇相比，复合掠型风扇能够在更低的流量工况下承受同等的来流参数畸变流场。在叶片通过畸变区域过程中，退出畸变流场时更容易触发旋转失速。
2021, 42(8):1827-1838.
DOI: 10.13675/j.cnki.tjjs.200917
摘要:
为了进一步提高短舱内外流的气动性能，基于类别形状函数方法建立了曲率连续的非轴对称短舱气动型面参数化设计方法。为评价所建立的短舱气动型面设计方法的适用性，从曲率半径分布、关键工况下的流动特性和气动性能三个方面对使用所建立的方法和基于圆锥曲线方法设计的超大涵道比短舱进行了对比研究。结果表明：与基于圆锥曲线方法设计的短舱相比，所建立的方法设计的短舱不存在轴向曲率半径波动。由于消除了曲率波动引起的短舱壁面附近局部过度加速形成的高速低压区，在马赫数为0.8的巡航条件下外罩壁面局部阻力降低了4.5%；在马赫数为0.82的飞行工况下，外罩壁面局部阻力降低了5.5%。进气道气动型面设计方法的改进，使得大攻角爬升条件下进气道总压恢复系数提高了0.41%，稳态周向总压畸变指数减小了8.82%。
为了进一步提高短舱内外流的气动性能，基于类别形状函数方法建立了曲率连续的非轴对称短舱气动型面参数化设计方法。为评价所建立的短舱气动型面设计方法的适用性，从曲率半径分布、关键工况下的流动特性和气动性能三个方面对使用所建立的方法和基于圆锥曲线方法设计的超大涵道比短舱进行了对比研究。结果表明：与基于圆锥曲线方法设计的短舱相比，所建立的方法设计的短舱不存在轴向曲率半径波动。由于消除了曲率波动引起的短舱壁面附近局部过度加速形成的高速低压区，在马赫数为0.8的巡航条件下外罩壁面局部阻力降低了4.5%；在马赫数为0.82的飞行工况下，外罩壁面局部阻力降低了5.5%。进气道气动型面设计方法的改进，使得大攻角爬升条件下进气道总压恢复系数提高了0.41%，稳态周向总压畸变指数减小了8.82%。
2021, 42(8):1839-1847.
DOI: 10.13675/j.cnki.tjjs.190896
摘要:
为揭示圆弧型指尖密封磨损规律，获得结构参数对其磨损特性影响规律，通过分析指尖封严的磨损过程，构建了指尖密封体积磨损量关于时间的一阶线性非齐次微分方程，求解得到指尖密封中磨损量和磨损率计算的数学计算模型，并采用所建立的数学计算模型研究了结构参数对指尖密封磨损的影响。结果表明：采用文中磨损计算结果进行泄漏特性数值计算与文献中试验结果误差小于5%，证明本文磨损计算的合理性；首次提出了磨损总量系数、磨损率系数和磨损时间系数的概念，用这三个参数表述指尖密封的磨损特性，并获得了磨损率系数、磨损时间系数随指尖片结构变化规律；指尖密封的体积磨损量和磨损率随磨损时间呈指数趋势变化；对指尖密封磨损快慢影响程度由大到小依次是：指梁厚度、指梁根圆、指梁顶圆、指梁基圆、指梁型线圆、周向角、指梁间隙。
为揭示圆弧型指尖密封磨损规律，获得结构参数对其磨损特性影响规律，通过分析指尖封严的磨损过程，构建了指尖密封体积磨损量关于时间的一阶线性非齐次微分方程，求解得到指尖密封中磨损量和磨损率计算的数学计算模型，并采用所建立的数学计算模型研究了结构参数对指尖密封磨损的影响。结果表明：采用文中磨损计算结果进行泄漏特性数值计算与文献中试验结果误差小于5%，证明本文磨损计算的合理性；首次提出了磨损总量系数、磨损率系数和磨损时间系数的概念，用这三个参数表述指尖密封的磨损特性，并获得了磨损率系数、磨损时间系数随指尖片结构变化规律；指尖密封的体积磨损量和磨损率随磨损时间呈指数趋势变化；对指尖密封磨损快慢影响程度由大到小依次是：指梁厚度、指梁根圆、指梁顶圆、指梁基圆、指梁型线圆、周向角、指梁间隙。
2021, 42(8):1848-1854.
DOI: 10.13675/j.cnki.tjjs.200661
摘要:
为了研究身部局部燃气泄漏对490N发动机工作性能及结构的影响，为在轨故障问题分析提供依据，采用490N发动机缩比件，在模拟真空环境下研究喷管扩张段泄漏孔的影响，采用490N发动机在大气环境下研究燃烧室身部泄漏孔的影响。通过试验，获得了泄漏孔的扩展情况、带有泄漏孔的发动机的真空推力、燃烧室压力等试验数据。研究结果表明：在试验条件下，490N发动机喉部出现泄漏孔后，喉部上游泄漏孔面积与喉部面积比值为6.3%，燃烧室压力下降6.9%，两参数数值相当，燃烧室压力不发生明显波动，发动机仍可以输出推力；泄漏孔沿周向基本无变化，沿轴向往喉部下游，扩展速率先增大后减小，分别为0，0.588，0.142，0.067mm/s。在490N发动机缩比件身部面积比14的位置处出现面积占比0.93%的泄漏孔后，发动机在一段时间内推力输出保持稳定，泄漏孔面积占比与泄漏后推力减小比例0.95%，数值相当，且泄漏孔未发生扩展。该结果有效验证了在轨490N发动机身部面积比64的位置处出现面积占比3.2%泄漏孔后，发动机在643s内维持推力稳定输出的可能性，其输出推力相比无泄漏孔状态的推力减小约3%。
为了研究身部局部燃气泄漏对490N发动机工作性能及结构的影响，为在轨故障问题分析提供依据，采用490N发动机缩比件，在模拟真空环境下研究喷管扩张段泄漏孔的影响，采用490N发动机在大气环境下研究燃烧室身部泄漏孔的影响。通过试验，获得了泄漏孔的扩展情况、带有泄漏孔的发动机的真空推力、燃烧室压力等试验数据。研究结果表明：在试验条件下，490N发动机喉部出现泄漏孔后，喉部上游泄漏孔面积与喉部面积比值为6.3%，燃烧室压力下降6.9%，两参数数值相当，燃烧室压力不发生明显波动，发动机仍可以输出推力；泄漏孔沿周向基本无变化，沿轴向往喉部下游，扩展速率先增大后减小，分别为0，0.588，0.142，0.067mm/s。在490N发动机缩比件身部面积比14的位置处出现面积占比0.93%的泄漏孔后，发动机在一段时间内推力输出保持稳定，泄漏孔面积占比与泄漏后推力减小比例0.95%，数值相当，且泄漏孔未发生扩展。该结果有效验证了在轨490N发动机身部面积比64的位置处出现面积占比3.2%泄漏孔后，发动机在643s内维持推力稳定输出的可能性，其输出推力相比无泄漏孔状态的推力减小约3%。
2021, 42(8):1855-1864.
DOI: 10.13675/j.cnki.tjjs.190392
摘要:
为实现离心式喷嘴雾化过程的精确数值仿真，探究喷嘴内部流动特性与外部液膜破碎形式，采用基于大涡模拟的仿真方法，对一种典型的四进口离心式喷嘴进行研究，仿真结果揭示了喷嘴内部相界面的振荡现象与外部液膜的破碎细节，并通过耦合流体体积法（VOF）与离散相模型（DPM），获得液滴粒径的空间分布特征。研究结果表明：在液体填充过程中，喷嘴内的气液相界面存在波动与褶皱，形状并不稳定，内部的空气芯直径呈现正弦模式的振荡变化，喷嘴出口液膜厚度沿周向分布不均，这些因素导致出口附近的液膜表面出现扰动。在不同的进口条件下，不稳定性导致液膜表面上的扰动波形式不同。进口压力为0.3MPa时，液膜破碎由开尔文-亥姆霍兹（K-H）不稳定性产生的轴向正弦波所导致，产生沿周向分布的环形液带；在0.7MPa下，液膜表面开始出现由瑞利-泰勒（R-T）不稳定性引发的周向扰动波；随着压力增加至1.1MPa，液膜的破碎则由R-T不稳定性主导，产生沿轴向分布的液带结构，随后在气动力与表面张力的作用下破碎成液滴。二次雾化破碎后，喷嘴外部截面内的粒径呈“单谷”分布，液滴平均粒径计算结果与实验的最大相对误差为5.1%，与实验数据吻合度较高。
为实现离心式喷嘴雾化过程的精确数值仿真，探究喷嘴内部流动特性与外部液膜破碎形式，采用基于大涡模拟的仿真方法，对一种典型的四进口离心式喷嘴进行研究，仿真结果揭示了喷嘴内部相界面的振荡现象与外部液膜的破碎细节，并通过耦合流体体积法（VOF）与离散相模型（DPM），获得液滴粒径的空间分布特征。研究结果表明：在液体填充过程中，喷嘴内的气液相界面存在波动与褶皱，形状并不稳定，内部的空气芯直径呈现正弦模式的振荡变化，喷嘴出口液膜厚度沿周向分布不均，这些因素导致出口附近的液膜表面出现扰动。在不同的进口条件下，不稳定性导致液膜表面上的扰动波形式不同。进口压力为0.3MPa时，液膜破碎由开尔文-亥姆霍兹（K-H）不稳定性产生的轴向正弦波所导致，产生沿周向分布的环形液带；在0.7MPa下，液膜表面开始出现由瑞利-泰勒（R-T）不稳定性引发的周向扰动波；随着压力增加至1.1MPa，液膜的破碎则由R-T不稳定性主导，产生沿轴向分布的液带结构，随后在气动力与表面张力的作用下破碎成液滴。二次雾化破碎后，喷嘴外部截面内的粒径呈“单谷”分布，液滴平均粒径计算结果与实验的最大相对误差为5.1%，与实验数据吻合度较高。
2021, 42(8):1865-1875.
DOI: 10.13675/j.cnki.tjjs.190822
摘要:
为了研究超声速燃烧室尺度放大后，保持火焰稳定边界相对于基准燃烧室不变，凹腔火焰稳定器几何参数应遵循何种放大准则的问题，基于已有的Driscoll凹腔稳焰数学模型，采用典型的单凹腔矩形截面燃烧室作为基准燃烧室，分别计算基准燃烧室在贫燃和富燃状态时的火焰稳定准则数DaNP，再按照燃烧室尺度放大定义写出尺度放大燃烧室的稳焰准则数表达式DaN P ' ![]()
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N P ' ![]()
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k 1 ≈ k 2 ≈ n 1 / 4 ![]()
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为了研究超声速燃烧室尺度放大后，保持火焰稳定边界相对于基准燃烧室不变，凹腔火焰稳定器几何参数应遵循何种放大准则的问题，基于已有的Driscoll凹腔稳焰数学模型，采用典型的单凹腔矩形截面燃烧室作为基准燃烧室，分别计算基准燃烧室在贫燃和富燃状态时的火焰稳定准则数DaNP，再按照燃烧室尺度放大定义写出尺度放大燃烧室的稳焰准则数表达式Da
2021, 42(8):1876-1882.
DOI: 10.13675/j.cnki.tjjs.190789
摘要:
为了预测发动机点火包线和贫/富油极限等关键性能，迫切需要发展航空燃料及其典型组分的高精度化学动力学模型。针对燃料典型组分正十烷，采用自主开发的机理生成程序ReaxGen构建了其燃烧详细机理（1499种组分、5713步反应）。为了验证机理的合理性与可靠性，在当量比Φ=0.5～2.0，压力p=0.1～8MPa的宽工况条件下进行了点火延迟模拟验证，结果表明，本文提出的正十烷详细机理在较宽的温度、压力和当量比条件下具有较高的模拟精度。为获得适用于发动机燃烧模拟的高精度简化机理，基于误差传播的直接关系图方法简化了正十烷燃烧详细机理，得到包含709种组分、2793步反应的正十烷半详细机理。进一步在高温范围（1000~1500K），采用路径通量分析方法简化得到含77种组分、359个反应的骨架机理。获得的骨架机理能够合理描述正十烷在高温下的燃烧特性，且该骨架机理尺度规模可用于基于火焰面模型的燃烧数值模拟。基于此高精度的骨架机理模型，结合火焰面生成流形湍流燃烧模型，采用大涡模拟方法进行了航空发动机环形燃烧室单头部扇形的燃烧模拟，初步获得了非稳态流场结构，其中温度模拟结果与实验值基本符合。
为了预测发动机点火包线和贫/富油极限等关键性能，迫切需要发展航空燃料及其典型组分的高精度化学动力学模型。针对燃料典型组分正十烷，采用自主开发的机理生成程序ReaxGen构建了其燃烧详细机理（1499种组分、5713步反应）。为了验证机理的合理性与可靠性，在当量比Φ=0.5～2.0，压力p=0.1～8MPa的宽工况条件下进行了点火延迟模拟验证，结果表明，本文提出的正十烷详细机理在较宽的温度、压力和当量比条件下具有较高的模拟精度。为获得适用于发动机燃烧模拟的高精度简化机理，基于误差传播的直接关系图方法简化了正十烷燃烧详细机理，得到包含709种组分、2793步反应的正十烷半详细机理。进一步在高温范围（1000~1500K），采用路径通量分析方法简化得到含77种组分、359个反应的骨架机理。获得的骨架机理能够合理描述正十烷在高温下的燃烧特性，且该骨架机理尺度规模可用于基于火焰面模型的燃烧数值模拟。基于此高精度的骨架机理模型，结合火焰面生成流形湍流燃烧模型，采用大涡模拟方法进行了航空发动机环形燃烧室单头部扇形的燃烧模拟，初步获得了非稳态流场结构，其中温度模拟结果与实验值基本符合。
2021, 42(8):1883-1887.
DOI: 10.13675/j.cnki.tjjs.190865
摘要:
为研究蜂窝材料拓扑结构与其整体力学性能的关系，从非平面Vertex模型的势能形式出发，结合蜂窝薄壁管拉伸时的轴对称特征，通过变分法得到了管拉伸时母线满足的控制方程，证实了边界效应是蜂窝状薄壁管受拉时产生收缩的原因，并结合控制方程的若干特解，考察了非平面Vertex模型中材料参数对管弯曲程度的影响。结果表明，非平面Vertex模型中表征夹角势强度的参数决定了材料的整体抗弯性，而距离管端最近的3层元胞是管拉伸时的主要收缩区。最后进一步探讨了蜂窝薄壁管曲率与收缩幅度之间的非线性关系，揭示了构型曲率是蜂窝材料泊松比的影响因素之一。
为研究蜂窝材料拓扑结构与其整体力学性能的关系，从非平面Vertex模型的势能形式出发，结合蜂窝薄壁管拉伸时的轴对称特征，通过变分法得到了管拉伸时母线满足的控制方程，证实了边界效应是蜂窝状薄壁管受拉时产生收缩的原因，并结合控制方程的若干特解，考察了非平面Vertex模型中材料参数对管弯曲程度的影响。结果表明，非平面Vertex模型中表征夹角势强度的参数决定了材料的整体抗弯性，而距离管端最近的3层元胞是管拉伸时的主要收缩区。最后进一步探讨了蜂窝薄壁管曲率与收缩幅度之间的非线性关系，揭示了构型曲率是蜂窝材料泊松比的影响因素之一。
2021, 42(8):1888-1897.
DOI: 10.13675/j.cnki.tjjs.190863
摘要:
为了预测航空发动机转子叶片的剩余寿命，提出了一种基于多传感器信号融合的深度长短期记忆网络（DLSTM）预测模型。利用深度学习和长短期记忆的组合来构造DLSTM网络，将多个传感器信号数据进行融合处理，通过深度学习发现各个传感器时序信号之间隐藏的长期依赖关系。在给定网格搜索策略的情况下，通过自适应矩估计算法调整DLSTM的网络结构和参数，在DLSTM模型中引入了一种随机丢失策略，以缓解过度拟合问题并使预测模型规范化。最后，利用CMAPSS涡扇发动机进行了实验验证。在一种故障模式和两种故障模式下，DLSTM网络预测模型相对于其它传统方法在评价指标上占优，表明本文提出的方法具有更高的准确性以及稳定性。
为了预测航空发动机转子叶片的剩余寿命，提出了一种基于多传感器信号融合的深度长短期记忆网络（DLSTM）预测模型。利用深度学习和长短期记忆的组合来构造DLSTM网络，将多个传感器信号数据进行融合处理，通过深度学习发现各个传感器时序信号之间隐藏的长期依赖关系。在给定网格搜索策略的情况下，通过自适应矩估计算法调整DLSTM的网络结构和参数，在DLSTM模型中引入了一种随机丢失策略，以缓解过度拟合问题并使预测模型规范化。最后，利用CMAPSS涡扇发动机进行了实验验证。在一种故障模式和两种故障模式下，DLSTM网络预测模型相对于其它传统方法在评价指标上占优，表明本文提出的方法具有更高的准确性以及稳定性。
2021, 42(8):1898-1905.
DOI: 10.13675/j.cnki.tjjs.200901
摘要:
为研究液体火箭发动机低温阀门铝垫片密封结构在低温工作环境下的密封性能，利用ABAQUS软件建立了该结构的二维轴对称模型，计算了低温工作状态下铝垫片密封表面接触压力的变化，并研究了铝垫片在循环温度载荷作用下接触压力下降的机理。结果表明，在低温工作时，密封垫片与阀门各部件材料线胀系数不同，导致在温度降低时密封面上接触力下降；而铝垫片密封表面上复杂的应力应变状态导致接触压力在温度载荷作用下无法恢复。在温度载荷循环作用下，铝垫片密封面上产生了棘轮效应。垫片的塑性应变在棘轮效应中累积，且最大应力值在棘轮效应中下降；接触力会随着温度载荷循环次数增加逐步降低并在一定周期后保持稳定。提出了采用锥形垫片的结构改进方案，并通过仿真验证了该结构在循环温度载荷作用下保持密封压力的有效性。
为研究液体火箭发动机低温阀门铝垫片密封结构在低温工作环境下的密封性能，利用ABAQUS软件建立了该结构的二维轴对称模型，计算了低温工作状态下铝垫片密封表面接触压力的变化，并研究了铝垫片在循环温度载荷作用下接触压力下降的机理。结果表明，在低温工作时，密封垫片与阀门各部件材料线胀系数不同，导致在温度降低时密封面上接触力下降；而铝垫片密封表面上复杂的应力应变状态导致接触压力在温度载荷作用下无法恢复。在温度载荷循环作用下，铝垫片密封面上产生了棘轮效应。垫片的塑性应变在棘轮效应中累积，且最大应力值在棘轮效应中下降；接触力会随着温度载荷循环次数增加逐步降低并在一定周期后保持稳定。提出了采用锥形垫片的结构改进方案，并通过仿真验证了该结构在循环温度载荷作用下保持密封压力的有效性。
2021, 42(8):1906-1914.
DOI: 10.13675/j.cnki.tjjs.200560
摘要:
为了探究船舶燃气轮机内部冷却通道的颗粒沉积特性，本研究以分析从随压气机抽取的气体进入涡轮内部冷却通道内的颗粒动力学特性及颗粒与壁面相互作用的特性出发，基于高温壁面建立速度场影响的沉积模型，利用用户自定义函数实现沉积模型与CFD程序的嵌套。并简化船舶燃气轮机涡轮内部冷却通道，选取了在气膜孔与壁面之间夹角β=90°时，下游肋倾角α不同（α=30°，45°，60°，75°，90°），及在下游肋倾角α=60°时，气膜孔与壁面之间夹角β不同（β=30°，45°，60°，75°，90°）的八种不同内冷结构进行数值计算。研究表明，在β=90°不变时，随着α=90°减小到α=30°，弯头壁面换热性能和沉积率逐渐呈下降趋势，下游肋与肋之间壁面上颗粒的撞击率逐渐上升。α=60°，β=45°的U型肋通道，是八个内冷结构中弯头壁面沉积率最少、换热性能最好、能够有效减少内部冷却通道颗粒沉积和改善船舶燃气轮机涡轮海洋环境工作适应性的内冷结构。
为了探究船舶燃气轮机内部冷却通道的颗粒沉积特性，本研究以分析从随压气机抽取的气体进入涡轮内部冷却通道内的颗粒动力学特性及颗粒与壁面相互作用的特性出发，基于高温壁面建立速度场影响的沉积模型，利用用户自定义函数实现沉积模型与CFD程序的嵌套。并简化船舶燃气轮机涡轮内部冷却通道，选取了在气膜孔与壁面之间夹角β=90°时，下游肋倾角α不同（α=30°，45°，60°，75°，90°），及在下游肋倾角α=60°时，气膜孔与壁面之间夹角β不同（β=30°，45°，60°，75°，90°）的八种不同内冷结构进行数值计算。研究表明，在β=90°不变时，随着α=90°减小到α=30°，弯头壁面换热性能和沉积率逐渐呈下降趋势，下游肋与肋之间壁面上颗粒的撞击率逐渐上升。α=60°，β=45°的U型肋通道，是八个内冷结构中弯头壁面沉积率最少、换热性能最好、能够有效减少内部冷却通道颗粒沉积和改善船舶燃气轮机涡轮海洋环境工作适应性的内冷结构。
2021, 42(8):1915-1920.
DOI: 10.13675/j.cnki.tjjs.200037
摘要:
推力器内径向电势和等离子体的分布会影响轰击推力器器壁的离子运动，本文通过阳极的不同分段形式来改变推力器内电势分布，进而研究推力器阳极的不同分段形式对内磁极刻蚀速率分布的影响。利用等离子体注入控制技术（PIC）方法研究了入射离子的数量和能量分布，对内磁极内表面和上表面的刻蚀速率进行仿真计算。由结果可知：入射到内磁极两个面上的离子数量和能量都是在三分段阳极时达到最大值，其它三种情况偏低。对于内磁极内表面和上表面的刻蚀速率也是在三分段阳极时最大，其次是单阳极，二分段阳极和四分段阳极的刻蚀速率最小。将单阳极和二分段阳极时刻蚀速率的试验结果进行了对比，验证了此研究结果的正确性，为下一步提高推力器的寿命研究提供了参考数据和研究方法。
推力器内径向电势和等离子体的分布会影响轰击推力器器壁的离子运动，本文通过阳极的不同分段形式来改变推力器内电势分布，进而研究推力器阳极的不同分段形式对内磁极刻蚀速率分布的影响。利用等离子体注入控制技术（PIC）方法研究了入射离子的数量和能量分布，对内磁极内表面和上表面的刻蚀速率进行仿真计算。由结果可知：入射到内磁极两个面上的离子数量和能量都是在三分段阳极时达到最大值，其它三种情况偏低。对于内磁极内表面和上表面的刻蚀速率也是在三分段阳极时最大，其次是单阳极，二分段阳极和四分段阳极的刻蚀速率最小。将单阳极和二分段阳极时刻蚀速率的试验结果进行了对比，验证了此研究结果的正确性，为下一步提高推力器的寿命研究提供了参考数据和研究方法。
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