• 当期目录
  • 优先出版
  • 过刊浏览
  • 虚拟专刊
  • 下载排行
    2025年第57卷第4期
    快速检索
    过刊检索
    全选反选导出
    显示模式：
    微动疲劳寿命预测方法研究综述
    李维，杨旭峰，李坚，艾兴，程昊，曾嘉迅
    2025,57(4):589-600, DOI: 10.16356/j.1005-2615.2025.04.001
    [摘要] (83) [HTML] (84) [PDF 2.56 M] (119)
    摘要：
    通过调研国内外相关微动疲劳研究文献，首先介绍了微动疲劳的概念和特点，总结了目前微动疲劳损伤机理研究的研究现状，主要包含微动图理论的发展以及微动疲劳微观机理的研究；其次，总结了目前影响微动疲劳寿命预测的主要影响因素，包括相对滑移幅值、接触压力、轴向载荷、摩擦系数、应力梯度以及温度等；最后，全面梳理目前被广泛研究和使用的微动疲劳寿命预测方法，总结了微动疲劳寿命预测的发展趋势及展望。经过梳理发现，考虑磨损-疲劳耦合损伤机制以及基于人工智能的微动疲劳寿命预测方法是目前研究的热点和未来的发展方向。
  • 温度对第四代粉末高温合金低周疲劳变形行为的影响
    金易璇，江荣，李张辉，张强，刘建涛，宋迎东
    2025,57(4):601-609, DOI: 10.16356/j.1005-2615.2025.04.002
    [摘要] (40) [HTML] (69) [PDF 6.14 M] (140)
    摘要：
    系统探讨了温度对第四代粉末高温合金FGH4108低周疲劳变形机制的影响。通过在400~850 ℃温度下开展应变控制低周疲劳（Low-cycle fatigue， LCF）试验，结合扫描电镜（Scanning electron microscopy， SEM）、电子背散射衍射（Electron backscatter diffraction， EBSD）和透射电镜（Transmission electron microscopy， TEM）等表征手段，揭示了温度主导下合金从循环硬化向循环软化主导机制的演化过程。结果表明，600 ℃及以下FGH4108合金表现出显著的循环硬化趋势，700 ℃以上则发生软化，尤以850 ℃最为显著。断裂模式由穿晶逐步过渡至沿晶，变形机制亦由基体内位错累积转向位错剪切γ′相及层错、孪晶协同机制。TEM观察显示，高温下γ′相稳定性下降，局部区域出现明显的层错结构及局域γ′剪切行为。EBSD分析表明，600~850 ℃范围内晶内局部畸变整体分布稳定，表明温度对位错密度影响相对有限。研究结果有助于深入理解FGH4108合金高温疲劳行为的演化机制，为新一代粉末高温合金的服役性能评估与优化设计提供理论支撑。
  • 试样构型与标距对SiCf/SiC复合材料拉伸性能的影响
    王雅娜，王振宇，赵文青，李天山，焦健
    2025,57(4):610-619, DOI: 10.16356/j.1005-2615.2025.04.003
    [摘要] (39) [HTML] (42) [PDF 5.02 M] (121)
    摘要：
    为揭示试样几何构型与标距对SiCf/SiC复合材料拉伸性能的影响，从同一板材上切割了哑铃形试样（A型）和两种标距的Y型端部试样（B型、C型），进行常温拉伸测试，并利用数字图像相关技术（DIC）分析损伤演化，结合断口特征深入探讨了试样构型与标距对材料拉伸测试结果的影响。发现试样构型与标距对拉伸应力-应变曲线线性段影响较小，但构型会显著影响极限拉伸强度和破坏应变，A型试样采用平面夹持，加载中因引入附加弯矩，导致极限拉伸强度和破坏应变显著低于采用Y型吊挂夹持的B、C型试样。标距为25 mm（B型）和15 mm（C型）试样拉伸性能差异小于9%，证实了试样标距大于特征长度（Lc=0.49 mm）10倍时，尺寸效应可忽略。研究表明，Y型吊挂试样能准确获得材料真实性能，SiCf/SiC复合材料试样标距大于5 mm可消除尺寸效应影响，研究为航空发动机热端部件性能评价与本体取样设计提供了实验依据和理论支撑。
  • 基于纳什最优分布式预测控制的发动机能量管理
    肖玲斐，谭雨硕，刘佩松，胡峻源
    2025,57(4):620-629, DOI: 10.16356/j.1005-2615.2025.04.004
    [摘要] (33) [HTML] (50) [PDF 2.52 M] (105)
    摘要：
    针对多电飞机的推进系统和电力系统既相互关联又在一定程度上相互独立的情况，提出一种基于纳什最优分布式预测控制的多电航空发动机能量管理算法。首先提出了一种多电航空发动机能量管理系统架构，并对该系统各部分建模。其次针对该被控对象，基于纳什最优理论，提出了一种考虑交互变量的分布式预测控制算法。再次对该算法收敛性进行了分析与证明，给出了收敛性条件。最后，基于部件级模型的仿真实验表明，该能量管理架构及基于纳什最优分布式预测控制算法响应迅速，有良好的控制性能，对航空发动机施加控制时调节时间小于2 s，且能保证直流母线电压在合适范围内，能处理好变化的负载。
  • 涡喷动力烟雾发生器的烟雾扩散特性研究
    曹广州，任锐，孙洪亮
    2025,57(4):630-639, DOI: 10.16356/j.1005-2615.2025.04.005
    [摘要] (26) [HTML] (156) [PDF 4.81 M] (97)
    摘要：
    针对以涡喷发动机为动力源的烟雾发生器，基于仿真软件FLUENT中的离散相模型计算了发动机高速喷流作用下的烟雾扩散特性，获得了烟雾在高速流场中质量浓度的空间分布，进一步分析了烟雾剂流量、发动机尾喷流速度和环境风速对烟雾浓度分布的影响。结果表明，在发动机尾喷流的作用范围内，烟雾呈锥状扩散，在尾喷流作用范围下游，烟雾因回流涡团而向上扩散；三级以下的环境风可以抑制烟雾向上扩散，在更远的作用距离内对近地面进行烟雾覆盖；烟雾剂喷射流量和发动机喷流流量的增大都可以提高烟雾浓度，扩大有效防护范围。研究成果可为以航空发动机为动力源的新型烟雾发生器的开发提供参考。
  • 小Pr数液桥的浮力-热毛细对流线性稳定性分析
    吴玉龙，漆文凯
    2025,57(4):640-648, DOI: 10.16356/j.1005-2615.2025.04.006
    [摘要] (30) [HTML] (46) [PDF 2.23 M] (140)
    摘要：
    为研究小Pr数液桥的浮力-热毛细对流线性稳定性，在常重力条件下（更贴合实际条件），结合两个不同的加热方式对Pr=0.011的硅液桥的浮力-热毛细对流稳定性进行了研究，并与零重力时液桥的流动稳定性进行比较。结果显示：重力存在和零重力时流动的失稳类型均为由剪切机制导致的波数为2的静态失稳，重力的引入并没有改变流动的失稳模式和失稳机制。重力存在时，加热方向的不同对液桥流动稳定性的影响不同，考虑自由液面变形时，底部加热时液桥流动的稳定性强于顶部加热时液桥流动的稳定性，不考虑自由液面变形时则与之相反。常重力时，液桥流动的稳定性并不总是强于零重力时液桥流动的稳定性，与加热方式相关；当Bo不大于0.34（底部加热）或Bo不大于3.05（顶部加热）时可以忽略重力对液桥流动稳定性的影响。
  • 离心压气机紧凑型扩压器改型设计及优化
    徐一帆，李传鹏，冯杰，屠宝锋
    2025,57(4):649-657, DOI: 10.16356/j.1005-2615.2025.04.007
    [摘要] (26) [HTML] (32) [PDF 3.65 M] (151)
    摘要：
    针对某离心压气机紧凑型通道扩压器，提出一种一体式叶片扩压器设计和优化方法。将轮毂曲线由常规扩压器的“直线-圆弧-直线”的形式，变为由Beizer曲线构造的“鼓包”形状，从而在保持较小的扩压器径向直径的条件下，减小轮毂转弯段的曲率，抑制轮毂处气流分离。同时增大前缘半径以增加转静子之间径向间距，将该扩压器叶片分为前、中、后3段进行优化参数探索，最终选取4类参数对扩压器进行优化。通过数值模拟对比得：优化后，离心压气机设计点压比增加1.84%，设计点效率提升2.5%，喘振裕度增加8.13%。
  • 新型气驱动涵道风扇推进系统加速控制计划研究
    雷钧皓，黄向华
    2025,57(4):658-669, DOI: 10.16356/j.1005-2615.2025.04.008
    [摘要] (17) [HTML] (43) [PDF 3.46 M] (126)
    摘要：
    气驱动涵道风扇推进系统是一种新型垂直起降动力系统，由涡扇发动机与气驱动升力风扇组成。气驱动涵道升力风扇由涡扇外涵引气驱动，实现高效增推。当前加减速控制计划未考虑到双轴加速过程中的协同加速问题，用于设计气驱动涵道风扇加速控制计划时，将导致气驱涵道风扇加速过程出现推力波动。为了实现气驱动涵道风扇与涡扇发动机双轴协同加速，提出了一种基于变量替换模型的分阶段加速过程控制计划设计方法。首先在气驱动涵道风扇推进系统仿真模型基础上建立了3种不同形式的变量替换模型，根据加速过程推进系统受到的不同状态约束分阶段开展加速控制计划设计，将控制量与状态因子置换，在每个阶段采用不同变量替换模型逆向求解控制量，得到加速过程控制计划。仿真结果表明，该方案设计的涵道风扇加速控制计划与传统变量替换法相比，实现了双转子协同加速共同达到目标转速，推力超调量降低了3.3%，调节时间缩短了1.7 s，同时避免了推力波动现象。
  • 基于组合赋权和云模型的航空发动机状态评估
    曲春刚，王长乐
    2025,57(4):670-680, DOI: 10.16356/j.1005-2615.2025.04.009
    [摘要] (27) [HTML] (38) [PDF 4.06 M] (132)
    摘要：
    为了解决发动机状态评估中状态信息的随机性和模糊性问题，提出了一种基于组合赋权和云模型的航空发动机状态评估方法。经过原理分析、专家经验、相关性分析，对发动机构建层级化指标体系；通过层次分析法和熵权法分别确定其主客观权重，再通过线性组合赋权法确定组合权重；针对航空发动机确定评价标准等级及其区间，通过相对劣化度映射状态等级评分、云模型进行定性分析和相似度进行定量分析；以A320系列飞机上多台发动机的QAR数据进行分析验证。其中某台使用初期的发动机结果表明：发动机从最初的强离散健康状态趋于弱离散亚健康状态，对应零部件问题的逐渐显露和磨合期趋于稳定的实际情况。因此，基于组合赋权和云模型的航空发动机状态评估模型有效，为识别发动机的状态、了解发动机的长期趋势、采取预防性维修和提高飞行安全性提供有力保障。
  • 涡轴发动机几何参数-部件-整机性能建模及其应用
    李泽琪，席龙，邓浩民，周文祥，孙思琦
    2025,57(4):681-692, DOI: 10.16356/j.1005-2615.2025.04.010
    [摘要] (31) [HTML] (49) [PDF 5.83 M] (132)
    摘要：
    针对国产涡轴发动机批产过程中整机性能分散性问题，提出了一种结合制造几何参数、部件性能、整机性能3个维度的模型建立方法。首先，调研获取了200台新机重要部件制造几何参数与出厂性能参数，通过Spearman相关系数法筛选出发动机重要部件关键制造几何参数。其次，基于发动机新机出厂性能参数和部件级模型，利用部件特性修正因子对发动机部件特性图进行修正，基于粒子群优化支持向量回归（Particle swarm optimized support vector regression， PSO-SVR）方法建立了发动机重要部件关键制造几何参数与部件特性修正因子的对应关系。最后，建立发动机重要部件关键制造几何参数-部件性能-整机性能模型。验证结果表明，模型在25%额定功率状态下整机性能预测误差不超过5%，在50%、75%、95%、100%、105%额定功率状态下整机性能预测误差不超过3%。该模型能够仿真发动机重要部件关键制造几何参数对整机性能分散性的影响，可以在发动机未试车前进行整机性能预测。
  • 涡轴-涡扇变循环发动机双模态排气系统红外辐射特性研究
    董昊翔，单勇，孙文静，张靖周
    2025,57(4):693-701, DOI: 10.16356/j.1005-2615.2025.04.011
    [摘要] (27) [HTML] (30) [PDF 4.47 M] (150)
    摘要：
    涡轴-涡扇变循环发动机是一种新概念动力装置，其排气系统在结构上要适应模态的转换，同时要具备红外隐身能力。本文提出了一种模态可变的二元排气系统，展示了涡轴和涡扇状态下的结构特征，采用引射、中心锥气膜冷却、波瓣遮挡以及强化混合等技术手段对双模态排气系统的红外辐射特性开展数值研究。比较分析了涡扇模态下二元喷管出口宽高比和波瓣混合器扩张角、涡轴模态下旁路活门开启角度等参数对排气系统红外辐射特性的影响。涡扇模态下采用的综合抑制措施，可将尾向红外抑制性能提高60%以上；喷管出口宽高比从2增至4，尾向红外抑制效果能够进一步提升8%，但在更大的探测角度红外辐射略有增强；波瓣内扩张角的增大可以提升红外抑制性能，而波瓣外扩张角的增大对隐身不利；涡轴模态下旁路活门开启角度对红外辐射特性的影响复杂，存在最佳开启角度30°，此时的引射系数最高，红外抑制效果也最好。数值仿真证实了本文提出的双模态排气系统既具备功能性，又具备红外抑制的能力。
  • 分布式混合电推进系统动态实时建模与控制
    陈子言，周楠，严家桐，姜彩虹，周文祥
    2025,57(4):702-712, DOI: 10.16356/j.1005-2615.2025.04.012
    [摘要] (25) [HTML] (51) [PDF 3.19 M] (80)
    摘要：
    为了对分布式混合电推进系统进行性能分析及控制方法研究，建立了半涡电分布式推进（Turbo-electric distributed propulsion， TeDP）系统的动态实时模型。基于部件级建模方法搭建了涡扇发动机、涵道风扇以及电机等动态模型。采用分布式迭代的方式，设计了一种基于功率平衡的半涡电分布式推进系统的实时计算方法以提高实时性。提出了一种基于增量式模糊逻辑的能量分配策略以保证主发动机与电系统的稳定安全运行。计算结果表明：模型在主频为2.1 GHz的计算机上平均单步仿真耗时0.126 ms，初步验证了模型的实时性。所设计的能源分配策略能有效根据电池电流、荷电状态（State of charge， SOC）来调节低压轴提取功率，保证电流不超限，同时电池SOC处于健康范围。
  • 倾斜喷管发动机对新型发射台的冲击特性
    周昀廷，马长胜，马竟雯，乐贵高
    2025,57(4):713-722, DOI: 10.16356/j.1005-2615.2025.04.013
    [摘要] (21) [HTML] (36) [PDF 3.71 M] (93)
    摘要：
    为了研究某安装倾斜喷管发动机的运载火箭对新型发射台的冲击特性，基于三维可压缩多组分输运Navier-Stokes方程、Realizable k-ε两方程湍流模型、总变差不增（Total variation diminishing，TVD）离散格式，建立了火箭燃气射流模型并用其与实验结果进行对比，验证了计算模型的准度和精度。通过数值模拟，研究不同起飞高度、不同冲击方向下射流冲击发射平台的影响，并考虑火箭漂移现象。结果表明，两台发动机羽流汇合成一道，喷管倾角导致其无法竖直通过导流孔，随着起飞高度的增加，燃气流冲击区域逐渐移动到前置设备间上表面，形成较大的热、力载荷，且漂移现象会加快该过程。随着起飞高度进一步增加，作用到台面上的载荷逐渐峰值减小但冲击区域逐渐扩大。仿真结果可为新型发射平台热防护设计以及前置设备间钢架结构强度校核提供依据。
  • 多孔自适应变口径排气型气囊缓冲特性研究
    高春鹏，姚裕，吴仲达，习赵军，李毅超
    2025,57(4):723-731, DOI: 10.16356/j.1005-2615.2025.04.014
    [摘要] (28) [HTML] (32) [PDF 4.46 M] (111)
    摘要：
    针对传统排气式气囊缓冲性能受限及主动控制技术复杂的问题，提出一种基于梯度材料调控的变口径多孔排气气囊，提升其缓冲性能与适应性。构建单孔、双孔及三孔排气结构仿真模型，采用显式瞬态算法求解气囊跌落冲击过程中的流固耦合作用，并通过试验验证其准确性。结果表明：优化变口径的三层参数可降低排气孔撑开时的撕裂风险，负载平台最大加速度较优化前降至14.9g，双孔与三孔气囊的峰值加速度较单孔设计分别降低32.2%和40.3%。三层变口径织物通过材料强度梯度变化实现应力分级承载，应力集中于第三层外围以及排气孔上端区域。研究结果揭示了变口径多孔结构对不同载重空投任务的适应性，为空投装备缓冲系统的轻量化设计与排气孔自适应调节提供了理论依据。
  • 碳纳米薄膜复合材料冲击损伤研究
    马瑛剑，沈星，李春威，魏嘉成，汪雅婷
    2025,57(4):732-738, DOI: 10.16356/j.1005-2615.2025.04.015
    [摘要] (31) [HTML] (23) [PDF 2.30 M] (91)
    摘要：
    冲击损伤对复合材料结构安全运行有重要影响，亟需发展结构健康监测技术来及时发现冲击损伤。提出制备碳纳米纤维薄膜的方法，并共固化在复合材料层板表层，通过电阻层析成像技术重建冲击损 伤引起的表层电导率变化分布图像对冲击损伤进行监测和识别。分别采用了Tikhonov正则化（吉洪诺夫正则化）和SpaRSA（可分离近似稀疏重建算法）稀疏正则化方法来重建损伤图像。对复合材料层板进行了冲击试验和损伤识别试验，结果表明： 电阻层析成像与碳纳米纤维薄膜相结合对冲击损伤识别是有效的；Tikhonov正则化和SpaRSA稀疏正则化方法都能对损伤引起的碳纳米纤维薄膜层的电导率变化进行重建，两者在损伤中心位置的识别方面差别较小，但在损伤尺寸的识别方面都有一定不足，通过图像融合将两者的识别结果进行整合，可以提高损伤识别的准确度。
  • 旋翼翼型激波/边界层干扰特性分析
    杨柳青，赵国庆，王清，井思梦，马砾，招启军
    2025,57(4):739-748, DOI: 10.16356/j.1005-2615.2025.04.016
    [摘要] (34) [HTML] (33) [PDF 3.90 M] (128)
    摘要：
    采用雷诺平均Navier-Stokes（Reynolds-averaged Navier-Stokes，RANS）方法结合基于当地变量的γ-Re?θt转捩模型，开展了旋翼翼型的激波/边界层干扰（Shock wave/boundary layer interaction，SWBLI）特性研究。重点关注了旋翼桨尖附近可能出现的SWBLI及其对气动特性和转捩特性的影响，并研究了气流参数对SWBLI的影响规律。结果表明：激波以及SWBLI引发的流动现象（例如激波后减速和流动分离）在一定程度上可以减小翼型的摩阻，但同时其自身会导致总阻力和升力特性的急剧恶化，力矩特性也会出现剧烈的变化。在本文的计算工况范围内，迎角、马赫数对SWBLI的影响较为显著，湍流度会对SWBLI造成一定程度的影响，而雷诺数对SWBLI的影响相对较小，各参数的影响机制及规律差别较大。
  • 基于等效气动效应法的双机气动干扰建模
    岳皓，李荣杰，孟德虹，王昊，刘钒
    2025,57(4):749-759, DOI: 10.16356/j.1005-2615.2025.04.017
    [摘要] (31) [HTML] (44) [PDF 4.84 M] (151)
    摘要：
    针对空中加油或无人机自主回收过程中子机气动特性容易受到母机尾流干扰影响的问题，采用计算流体力学（Computational fluid dynamics，CFD）和等效气动效应法建立双机气动干扰快速预测模型。首先，采用CFD方法获取母机的尾流速度分布场，基于逐点积分和加权平均方法计算子机在母机尾流场中的等效速度和等效角速度，进而求解出子机在尾流影响下的附加气动力和气动力矩。为验证气动干扰模型的有效性，采用CFD方法计算了不同位置处子机受到的附加气动力和气动力矩，并将结果与建立的气动干扰模型比较。结果显示，本文建立的气动干扰模型能够较好地模拟子机在尾流影响下的附加气动力和气动力矩，可大幅提高双机气动干扰的计算效率。
  • 直升机目标跟踪任务中飞行员控制行为研究
    贺智鑫，王洛烽，陈仁良
    2025,57(4):760-768, DOI: 10.16356/j.1005-2615.2025.04.018
    [摘要] (20) [HTML] (45) [PDF 2.08 M] (138)
    摘要：
    飞行员驾驶直升机完成目标跟踪任务时，可以通过视觉和运动等线索感知当前飞行状态从而产生相应的控制行为。为研究飞行员在不同运动反馈方式下的控制行为，在无运动反馈和有滚转角运动反馈两种情况下进行了飞行员人在回路仿真试验，并提出一种遗传算法和高斯-牛顿法的混合优化算法用于飞行员模型参数估计。通过方差分析的方法探讨了不同运动反馈方式对飞行员控制行为以及飞行员模型参数的影响。研究结果表明：利用混合优化算法得到的飞行员模型参数，能够有效表示真实的飞行员控制行为与动力学特性；在不同的运动反馈方式下，飞行员会调整其控制策略，从而提高在目标跟踪任务中的表现并调节控制活动。
  • 流程对机载中空纤维膜装置分离性能的影响
    耿雷铭，江荣杰，付子祺，冯诗愚
    2025,57(4):769-774, DOI: 10.16356/j.1005-2615.2025.04.019
    [摘要] (23) [HTML] (25) [PDF 1.71 M] (59)
    摘要：
    中空纤维膜气体分离装置是根据混合气体中各组分在分压差的推动下通过膜的传质速率不同来分离不同组分气体，其性能与流型、进气方式和所处的海拔高度有关。建立并验证了不同流程间通用的中空纤维膜数学模型，得到了膜分离过程中产品氮气纯度、丝内压阻、渗透率等随高度的变化关系，分析了不同流程对膜分离过程的影响。研究结果显示，管侧进气逆流时的产品氮气纯度比顺流高，两者差距随着高度上升先增大后减小；逆流流型下管侧进气得到的产品氮气纯度比壳侧进气高，分离效果更好。低空下流型对机载中空纤维膜装置性能的影响更大；高空下进气模式对机载中空纤维膜装置性能的影响更大。
  • 基于Timoshenko梁理论的碳纤维芯导线压接区挠度计算方法
    王芸，王宏，李强，尚志勇，姚洪斌，王春耀
    2025,57(4):775-780, DOI: 10.16356/j.1005-2615.2025.04.020
    [摘要] (34) [HTML] (24) [PDF 1.08 M] (77)
    摘要：
    针对300/40碳纤维芯（棒芯）导线压接区因挠度变形引发的结构可靠性问题，提出了基于Timoshenko梁的挠度计算方法，理论推导了剪切效应影响下碳纤维芯（棒芯）导线压接区的挠度计算公式，并通过有限元仿真进行了分析。结果表明：长径比为17.14的300/40碳纤维芯导线压接区在10 t压接载荷作用下的最大挠度值为0.011 6 m，与有限元仿真结果0.012 8 m基本吻合。该理论解具有很高的计算精度，且其形式简单，利用该公式进行求解可避免有限元仿真中建立模型、网格划分等复杂的求解过程，计算效率显著提升，且具有一定的普适性，还可用于300/50钢芯铝绞线压接区的挠度计算。研究成果可为碳纤维复合芯导线压接工艺优化及工程应用提供重要参考。
    快速检索
    过刊检索
    全选反选导出
    显示模式：
    低展弦比微型轴流涡轮弯叶片设计
    谢婕 夏晨 张远森 等
    2015,47(1):160-166, DOI: 10.16356/j.1005-2615.2015.01.023
    [摘要] (5018) [HTML] (0) [PDF 4.62 M] (13600)
    摘要：
    针对微型轴流涡轮机面临的低展弦比、低雷诺数导致效率降低的问题，以某型200 kW微型燃气轴流涡轮发电机高压涡轮为研究对象，采用数值模拟方法开展了低展弦比下微型弯曲轴流涡轮叶片设计技术研究。对展弦比为0.88的涡轮静叶，分析对比了正弯和J型弯静叶对微型涡轮流场的影响，结果显示：正弯静叶顶部出口气流角较大，造成下游动叶叶尖泄漏损失增大，整体效率下降;而J型弯方案抑制了下游动叶叶背中径的流动分离，整体性能较原型有所提升。然后，研究了J型静叶弯高和弯角对涡轮性能的影响规律，结果表明：采用大弯高小弯角设计的J型静叶提高了静叶根部通流能力，同时合理分配了静叶通道内的负荷以及出口气流方向，对涡轮级流场的改善效果更佳。J型静叶弯高为1、弯角为+5°时，级效率达到0.852，流量为1.205 kg/s，较原型分别提高了0.77%和0.96%。
    多电飞机电力系统及其关键技术
    张卓然，许彦武，姚一鸣，于立，严仰光
    2022,54(5):969-984, DOI: 10.16356/j.1005-2615.2022.05.021
    [摘要] (2354) [HTML] (2552) [PDF 6.24 M] (9366)
    摘要：
    多电飞机将机载二次能源逐步统一为电能，有效提高了飞机的燃油经济性、可靠性和维护性，已成为航空科技发展的重要方向。作为机载二次能源系统的核心，电力系统在多电飞机发展过程中起到了关键支撑作用。电力系统及其关键技术的创新发展是实现飞机综合性能提升和全局优化的必要基础。本文从多电飞机的基本概念与特点出发，分析对比了典型多电飞机的电力系统架构，在此基础上系统地总结了支撑多电飞机电力系统发展的关键技术，讨论了未来多电飞机电力系统高压、直流和智能化的发展趋势。
    基于小波变换和神经网络的直升机旋翼不平衡故障诊断方法
    徐永勤 高亚东 李清龙
    2017,49(2):212-218, DOI: 10.16356/j.1005-2615.2017.02.010
    [摘要] (4451) [HTML] (4177) [PDF 807.81 K] (9289)
    摘要：
    依据直升机旋翼不平衡故障空间与多点机体振动空间存在一对一映射关系的理论，采用某旋翼试验台设置桨距不平衡、质量不平衡以及后缘调整片不平衡的方法获取试验数据。利用小波变换和神经网络处理直升机机体振动信号,并对直升机旋翼单故障和复合故障进行诊断。最终实现了一种利用小波变换处理机体振动信号诊断旋翼不平衡故障的方法。
    飞机电气化背景下的先进航空电机系统
    张卓然于立 李进才 陆嘉伟
    2017,49(5):622-634, DOI: 10.16356/j.1005-2615.2017.05.005
    [摘要] (7042) [HTML] (5074) [PDF 5.40 M] (9280)
    摘要：
    多电/全电飞机将机载二次能源逐步统一为电能，电推进飞机进一步将电能用于飞行动力源，飞机电气化被认为是飞机机电系统与动力系统融合的重大革新，已经成为航空技术发展的重要方向。航空电机系统是支撑飞机电气化的重要基础。文中介绍了飞机电气化的基本概念和发展现状，阐述了电气化对飞机电源与用电设备的重要影响，重点论述了航空电机系统对飞机电气化发展的重要性及其面临的研究机遇与挑战。基于此，系统分析了适应飞机电气化发展需求的先进航空发电机与电动机系统，并进一步总结了支撑先进电机系统发展的关键技术，包括新型电工材料与器件、冷却技术、多物理场耦合分析方法与集成化综合设计理念。
    真空绝热板技术的研究现状及发展趋势
    陈照峰 张俊雄 王伟伟 沙李丽 胡雅 沈胜 李承东 叶信立
    2017,49(1):1-16, DOI: 10.16356/j.1005-2615.2017.01.001
    [摘要] (7690) [HTML] (6517) [PDF 2.86 M] (9175)
    摘要：
    首先概述了真空绝热板（Vacuum insulation panel，VIP）芯材、阻隔膜和吸气剂的研究现状，分析了不同芯材、阻隔膜和吸气剂对VIP的绝热性能和使用寿命的影响，并基于VIP的应用要求提出了适用于建筑用VIP的最佳结构，即多层金属（或氧化物）树脂复合阻隔膜包覆超混杂复合芯材和碳基氧化物复合吸气剂的VIP。该VIP不仅具有低热桥、阻气阻氧性能好的优点，还具备耐压、耐折、回弹性低、抗刺穿和耐老化的优良特性，充分发挥了纤维型VIP和颗粒型VIP的优点，同时完美结合了纳米涂层与树脂膜的优势，克服了颗粒型VIP易溃散、纤维型VIP易回弹、金属镀层缺陷大和树脂膜易刺穿的缺点。此外，碳基氧化物复合吸气剂的抗热辐射性能良好，可进一步提高VIP的绝热能力。最后指出研究和开发高性能、低成本的VIP将是未来研究工作的发展方向。
    一种低耦合高精度六维力传感器设计及应用
    宋逸，段晋军，相立峰，李晨，姚举禄，戴振东
    2022,54(3):473-480, DOI: 10.16356/j.1005-2615.2022.03.014
    [摘要] (2235) [HTML] (1521) [PDF 3.70 M] (9098)
    摘要：
    多维力传感技术是工业智能化发展重要支撑技术之一。本文研制了一种中等量程的轮辐构型的电阻应变式六维力传感器，其量程为：切向力±300 N、法向力±600 N、力矩±25 N·m。传感器外圈和中心台通过4组特设的应变梁连接。每组应变梁包括一对处于两侧的“L”形梁及一根居中的扁平梁，能够从结构上降低维间耦合。进一步通过贴片及组桥方案设计从理论上消除了各方向间的耦合。静态标定结果表明，该传感器的维间耦合小于1%、测量精度不低于1‰、过载系数超过300%、非线性度低于0.3%。瞬态冲击法动态测试表明，该传感器具有较好的动态性能。本文将该六维力传感器用于机械臂抛光打磨过程的力学测量和反馈控制，取得了优异的效果，证实了传感器的可用性和优越性。该传感器将促进中国六维力测试技术发展、助力现代工业智能化进程。
    阻力伞拉直过程的影响因素分析
    王从磊，孙建红，俞东明
    2013,45(2), DOI:
    [摘要] (6063) [HTML] (0) [PDF 414.81 K] (8868)
    摘要：
    变体飞行器LPV建模与鲁棒增益调度控制
    殷 明，陆宇平，何 真
    2013,45(2), DOI:
    [摘要] (6181) [HTML] (0) [PDF 407.82 K] (8806)
    摘要：
    酚醛树脂热解产物高温燃烧详细化学反应机理简化
    王丽燕, 王振峰, 陈伟华, 檀妹静, 袁野, 纪兵兵
    2020,52(1):131-141, DOI: 10.16356/j.1005-2615.2020.01.017
    [摘要] (2593) [HTML] (2651) [PDF 3.14 M] (8441)
    摘要：
    针对流动/酚醛树脂热解产物燃烧耦合数值模拟过程中使用详细化学反应机理带来的数值刚性问题，以保证计算精度要求，对酚醛树脂热解产物详细化学反应动力学模型进行简化研究。选取Chemkin-Pro中的良搅拌反应模型，对由53种组分325个基元反应组成的甲烷掺氢气详细化学反应动力学机理进行了敏感性分析和生产速率分析，得到包含15种组分15个基元反应的简化机理。结果表明：简化化学动力学模型能充分地再现详细基元反应模型的反应机理的主要特征，大幅缩短计算时间，进而用于高超声速条件下酚醛树脂热解产物引射及其对边界层扰动的计算流体动力学(Computational fluid dynamics，CFD)中。
    航空发动机齿轮减速器振动噪声机理及其辐射噪声预测方法
    丁文强 吴玉萍 魏巍 谢俊岭
    2016,48(6):789-795, DOI:
    [摘要] (3971) [HTML] (4978) [PDF 2.95 M] (8406)
    摘要：
    航空发动机减速器齿轮箱的振动与噪声问题已经成为影响其传动系统可靠性、寿命和工作环境的关键因素。本文对减速器齿轮箱系统的振动噪声机理进行了分析与总结，确定其主要来源及传递路径，为设计阶段的各主要影响参数的选择提供依据。同时给出了一种比较实用的减速器齿轮箱辐射噪声的预测方法，可实现齿轮箱的噪声水平的评估和相应的齿轮箱结构薄弱部位定位，为结构优化提供依据。
    涡轴发动机发展与技术趋势
    葛宁
    2018,50(2):145-156, DOI: 10.16356/j.1005-2615.2018.02.001
    [摘要] (5125) [HTML] (9263) [PDF 1.76 M] (8385)
    摘要：
    首先，对美国20世纪70年代以来各时期涡轴发动机发展规划及其性能演变过程进行了梳理，并分析了不同循环类型及循环参数的选择，进行了性能统计分析。然后，介绍了直升机/发动机一体化设计理论的基础与方法。最后本文提出新一代超低排放涡轴发动机的概念，指出降低总耗油量的同时提高功重比，才能实现超低排放。
    中国深空探测现状及持续发展趋势
    孙泽洲，孟林智
    2015,47(6):785-791, DOI:
    [摘要] (6902) [HTML] (0) [PDF 1.55 M] (8294)
    摘要：
    简要介绍了国外深空探测发展态势和内涵，剖析了中国深空探测取得的成功经验与主要差距。然后重点结合中国发展现状和现实需求，提出了中国深空探测后续发展目标，梳理出后续任务需提前开展研究的核心技术。最后对中国深空探测的持续发展提出了建议。
    航空发动机燃烧室湍流两相燃烧模型发展现状
    金捷 刘邓欢
    2016,48(3):303-309, DOI:
    [摘要] (6316) [HTML] (5582) [PDF 904.84 K] (8276)
    摘要：
    随着计算机、计算机辅助制造等技术的发展，数值模拟逐渐成为航空发动机设计手段之一。航空发动机燃烧室内是复杂的两相湍流燃烧过程，为了准确模拟这一过程，高精度两相湍流燃烧模型组成为航空发动机燃烧室设计师 必要的工具。本文从两相湍流数值模拟角度出发，对概率密度函数输运方程模型、火焰面模型和二阶矩模型这3种常用的燃烧模型的发展现状进行简要综述。
    冲压空气涡轮释放过程运动学分析
    马智勇，邓健，周光明
    2020,52(3):499-506, DOI: 10.16356/j.1005-2615.2020.03.020
    [摘要] (1663) [HTML] (1457) [PDF 1.09 M] (8201)
    摘要：
    冲压空气涡轮作为飞机上的应急能源，能在出现紧急情况时提供电能，保证飞机上电传操控和电子设备的正常工作。本文以冲压空气涡轮为研究对象，基于机械运动原理对系统模型进行了简化，基于刚体假设，结合MATLAB软件从理论上研究结构在释放过程中的运动学问题。给出了冲压空气涡轮系统释放过程中各个关节空间位置的理论求解方法，得到了关节在空间中的运动轨迹和对应的速度时间曲线、加速度时间曲线，结果表明：冲压空 气涡轮系统的释放过程在1 s以内，释放速度较快，且各关节在释放初始阶段速度、加速度响应较大。本文的工作可为后期不同冲压空气涡轮系统构型的初步设计提供理论依据，指导冲压空气涡轮释放的仿真计算和试验。
    航空公司短期航班计划编排模型及算法
    张海峰 胡明华
    2015,47(4):553-558, DOI:
    [摘要] (3749) [HTML] (154) [PDF 487.36 K] (7972)
    摘要：
    航班计划编排的实质是对航空公司各种生产要素的优化配置，其优化程度直接影响航空 公司市场竞争能力。目前，航空公司在编排短期航班计划时过多地考虑了市场竞争，而忽略 了航班延误。文中兼顾市场竞争与航班延误控制，将航班延误控制纳入短期航班计划的编排 过程中。通过分析独立延误与波及延误特点，建立基于延误控制的短期航班计划编排模 型，并采用贪婪随机自适应搜索过程(Greedy randomized adaptive search procedure,GRA SP)算法对模型进行求解。最后，通过实例分析验证了所提方法的有效性。
    一种稳定的浸没边界-格子波尔兹曼方法
    2013,45(3), DOI:
    [摘要] (2748) [HTML] (0) [PDF 579.02 K] (7967)
    摘要：
    旋转爆轰发动机的研究进展
    王宇辉 何修杰
    2017,49(3):325-339, DOI: 10.16356/j.1005-2615.2017.03.005
    [摘要] (3055) [HTML] (5018) [PDF 5.91 M] (7757)
    摘要：
    理论上爆轰熵增较小，旋转爆轰发动机比常规的爆燃发动机具有更高的热效率和比冲。文中对旋转爆轰发动机的燃烧室结构、爆轰方式、推进性能、热测量和不稳定性等方面进行了研究。结果表明该发动机的实验和数值模拟研究在国内外已经大量开展，但实验数据不够全面，测量手段有限;而爆轰波自身特性给发动机可靠性设计提出苛刻要求，因此旋转爆轰发动机的应用还有待进一步研究和发展。最后，文中总结了旋转爆轰发动机面临的挑战,并指出该发动机在火焰稳定器和磁流体动力发电方面有一定的应用前景。
    硬质合金与结构钢钎焊结构低温力学性能试验
    高泽，刘博，郑立彦，王国欣，莫桂冬，孙启臣
    2022,54(3):404-410, DOI: 10.16356/j.1005-2615.2022.03.006
    [摘要] (1547) [HTML] (1183) [PDF 1.47 M] (7757)
    摘要：
    针对航天器产品恶劣工况对材料及连接方式高抗拉、抗剪强度力学性能的需求，设计试验验证了深低温至高温环境下真空钎焊与火焰钎焊试样拉伸与剪切性能：真空钎焊在-233 ℃条件下抗拉强度可达536 MPa、剪切强度可达260 MPa、-150 ℃时剪切强度300 MPa、常温剪切强度212 MPa，低温下剪切强度值更高且皆优于火焰钎焊对应温度下试样的结果。同时研究了真空钎焊工艺对合金钢40CrNiMoA材料性能的影响，真空钎焊工艺加工过程使材料本身抗拉强度下降约38%，表面硬度值下降约25%。并测量了真空钎焊试样200 ℃高温条件下抗拉强度为804 MPa，剪切强度为239 MPa。通过试验研究了不同焊接工艺对结构焊接后力学性能的影响，该试验结果对后续航天器结构设计工作具有一定的指导作用。
    独立桨叶高阶谐波变距对旋翼垂向载荷的影响分析
    徐海 王华明 杨仁国
    2016,48(2):200-204, DOI:
    [摘要] (4335) [HTML] (4029) [PDF 793.15 K] (7709)
    摘要：
    为了研究桨叶高阶谐波变距对桨毂垂向载荷的影响，建立了基于独立桨叶控制技术的桨毂垂向载荷模型。假设桨叶刚体挥舞，采用Leishman-Beddoes（L-B）非定常气动力模型和Glauert入流模型计算旋翼气动力，求解桨叶挥舞动力学方程，计算桨毂垂向载荷。分析桨叶施加2Ω,3Ω阶变距谐波后桨毂垂向载荷的变化，总结高阶变距谐波幅值、相位对桨毂垂向振动载荷的影响规律。结果表明独立桨叶控制能有效降低直升机桨毂垂向振动载荷。
    圆柱相控阵天线的功率分级和极化控制
    2013,45(3), DOI:
    [摘要] (2691) [HTML] (0) [PDF 874.39 K] (7558)
    摘要：

期刊信息

  • 主 管 单 位 ：工业和信息化部
  • 主 办 单 位 ：南京航空航天大学
  • 国 际 刊 号 ：1005-2615
  • 国 内 刊 号 ：32-1429/V
  • 地          址 ：南京市御道街29号
  • 电          话 ：025-84892726
  • 传          真 ：025-84892726
  • E-mail ：tnc01@nuaa.edu.cn
  • 邮          编 ：210016

微信公众号二维码

期刊新闻更多+

信息公告更多+

下载专区更多+

友情链接

您是第位访问者
网站版权 © 南京航空航天大学学报
技术支持：北京勤云科技发展有限公司