推进技术
2024年第卷第5期
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2024(5):1-15, DOI: 10.13675/j.cnki.tjjs.2309003
摘要：
旋转不稳定是压气机工作在高负荷近失速工况时的一种常见现象。研究旋转不稳定在降低压气机工作噪声、减小流致振动以及保障航空发动机稳定工作等方面具有重要意义。首先对旋转不稳定现象进行了回顾，详细讨论了旋转不稳定的特征。其次，重点调研了旋转不稳定的起源和机理，将旋转不稳定产生的原因归纳为叶尖泄漏流、涡脱落以及流动剪切等类别。此外，回顾了模拟旋转不稳定的数值方法，讨论了多种流动控制手段对旋转不稳定的作用效果。最后，对旋转不稳定的研究现状进行了总结，对未来的研究趋势进行了展望。
旋转不稳定是压气机工作在高负荷近失速工况时的一种常见现象。研究旋转不稳定在降低压气机工作噪声、减小流致振动以及保障航空发动机稳定工作等方面具有重要意义。首先对旋转不稳定现象进行了回顾，详细讨论了旋转不稳定的特征。其次，重点调研了旋转不稳定的起源和机理，将旋转不稳定产生的原因归纳为叶尖泄漏流、涡脱落以及流动剪切等类别。此外，回顾了模拟旋转不稳定的数值方法，讨论了多种流动控制手段对旋转不稳定的作用效果。最后，对旋转不稳定的研究现状进行了总结，对未来的研究趋势进行了展望。
2024(5):16-25, DOI: 10.13675/j.cnki.tjjs.2302019
摘要：
针对传统航空发动机采用的高压轴功率提取方式容错能力低且功率输出能力不足，以及负载装置长时间运转等问题，提出了一种带离合装置的涡扇发动机低压轴功率提取方案，建立了系统耦合模型，搭建了整机试验系统并提出了试验方法。采用数值计算和试验验证相结合的方法，研究了转速-功率耦合摩擦通断式负载对涡扇发动机性能的影响。研究结果表明：涡扇发动机低压轴具备大功率提取能力，且发动机低压轴带负载起动、高低压轴大转速差运转等技术路径可行，但存在排气超温和压缩部件稳定裕度下降问题；降低负载功率、延长作动时间、选取适合的压紧力值并考虑安全裕度1.5、在发动机低状态作动等措施，有利于发动机在离合装置作动过程的安全运转；建立的系统耦合模型具有良好的仿真精度，稳态和动态计算误差均小于6%；试验方法合理有效，试验验证过程中各参数良好，可为其他类似相关试验提供参考。
针对传统航空发动机采用的高压轴功率提取方式容错能力低且功率输出能力不足，以及负载装置长时间运转等问题，提出了一种带离合装置的涡扇发动机低压轴功率提取方案，建立了系统耦合模型，搭建了整机试验系统并提出了试验方法。采用数值计算和试验验证相结合的方法，研究了转速-功率耦合摩擦通断式负载对涡扇发动机性能的影响。研究结果表明：涡扇发动机低压轴具备大功率提取能力，且发动机低压轴带负载起动、高低压轴大转速差运转等技术路径可行，但存在排气超温和压缩部件稳定裕度下降问题；降低负载功率、延长作动时间、选取适合的压紧力值并考虑安全裕度1.5、在发动机低状态作动等措施，有利于发动机在离合装置作动过程的安全运转；建立的系统耦合模型具有良好的仿真精度，稳态和动态计算误差均小于6%；试验方法合理有效，试验验证过程中各参数良好，可为其他类似相关试验提供参考。
2024(5):26-35, DOI: 10.13675/j.cnki.tjjs.2212021
摘要：
针对旋转机翼式垂直起降高速巡航飞行器，提出了一种新概念结构形式的涡轴-涡扇变循环（TSFVCE）发动机，能够分别在涡轴和涡扇两种模态工作。首先对涡轴-涡扇变循环发动机的结构及工作模式进行了介绍，并建立基于变比热的部件级性能仿真模型；然后通过循环分析，确定发动机第二涵道比为3，Flade外涵风扇压比为1.98，第一涵道比为0.11，完成发动机设计点性能方案设计；最后分析了核心机驱动风扇（CDFS）可调机构对发动机性能影响机理，得出CDFS放气阀对发动机涡扇模态下的推力与涡轴模态下的功率影响较大，对涡扇模态的推力影响最大为61.5%，对涡轴模态的功率影响最大为33.3%，可利用此特性实现发动机在涡扇和涡轴模态下推力和功率输出的匹配。
针对旋转机翼式垂直起降高速巡航飞行器，提出了一种新概念结构形式的涡轴-涡扇变循环（TSFVCE）发动机，能够分别在涡轴和涡扇两种模态工作。首先对涡轴-涡扇变循环发动机的结构及工作模式进行了介绍，并建立基于变比热的部件级性能仿真模型；然后通过循环分析，确定发动机第二涵道比为3，Flade外涵风扇压比为1.98，第一涵道比为0.11，完成发动机设计点性能方案设计；最后分析了核心机驱动风扇（CDFS）可调机构对发动机性能影响机理，得出CDFS放气阀对发动机涡扇模态下的推力与涡轴模态下的功率影响较大，对涡扇模态的推力影响最大为61.5%，对涡轴模态的功率影响最大为33.3%，可利用此特性实现发动机在涡扇和涡轴模态下推力和功率输出的匹配。
2024(5):36-50, DOI: 10.13675/j.cnki.tjjs.2305043
摘要：
为揭示交替静叶布局控制角区分离的流动机理，提升压气机性能，实现压气机的扩稳，采用了数值模拟方法对某高负荷跨声速压气机展开交替静叶设计研究。通过改变静叶叶尖进口几何角，调整叶片的布局方式，得到一种改叶型弯角交替静叶，在此基础上结合叶片弦长进一步优化，得到另一种改弦长交替静叶。数值研究表明：改叶型弯角交替静叶布局压气机的稳定裕度相对原型提升了34.7%，改弦长交替静叶使改叶型弯角交替静叶的压气机稳定性进一步提高，但会造成压比和效率的小幅下降，即以损失部分性能的代价换取了压气机稳定性的提升，改弦长交替静叶压气机在前者基础上将稳定裕度进一步提升了9.7%。新型的静叶布局使得相邻流道的流场结构产生差异，在周向上形成上、下角区分离交替分布的格局，促进了相邻流道出口流体的汇聚。叶型弯角的改变使角区低能流体区引入了更多高能流体，抑制了低能流体在角区堆积，提升了静叶的扩压能力。而弦长改变的同时增加了叶片前掠，阻隔了部分气流，实现了气流的重新分配，一定程度上平衡了两侧气流流量的不均匀性，从而改善了该压气机的气动稳定性。
为揭示交替静叶布局控制角区分离的流动机理，提升压气机性能，实现压气机的扩稳，采用了数值模拟方法对某高负荷跨声速压气机展开交替静叶设计研究。通过改变静叶叶尖进口几何角，调整叶片的布局方式，得到一种改叶型弯角交替静叶，在此基础上结合叶片弦长进一步优化，得到另一种改弦长交替静叶。数值研究表明：改叶型弯角交替静叶布局压气机的稳定裕度相对原型提升了34.7%，改弦长交替静叶使改叶型弯角交替静叶的压气机稳定性进一步提高，但会造成压比和效率的小幅下降，即以损失部分性能的代价换取了压气机稳定性的提升，改弦长交替静叶压气机在前者基础上将稳定裕度进一步提升了9.7%。新型的静叶布局使得相邻流道的流场结构产生差异，在周向上形成上、下角区分离交替分布的格局，促进了相邻流道出口流体的汇聚。叶型弯角的改变使角区低能流体区引入了更多高能流体，抑制了低能流体在角区堆积，提升了静叶的扩压能力。而弦长改变的同时增加了叶片前掠，阻隔了部分气流，实现了气流的重新分配，一定程度上平衡了两侧气流流量的不均匀性，从而改善了该压气机的气动稳定性。
2024(5):51-62, DOI: 10.13675/j.cnki.tjjs.2301011
摘要：
无静叶对转风扇/压气机能有效减小发动机陀螺力矩，在轴向长度方面具有优势。然而，无静叶往往导致下游叶片攻角变化较大，变工况性能难以保证，且这一特点随叶尖切线速度的增大而恶化。本文利用小尺寸涡扇发动机风扇叶片根部周向速度较低的特点，尝试对其进行风扇与压气机无静叶对转方案设计。通过速度三角形分析了无静叶对转风扇/压气机的性能特点，开发了无静叶对转风扇/压气机一维设计程序进行参数方案的筛选优化，设计得到小尺寸无静叶对转风扇/压气机构型方案，设计点效率为85.1%，压比为3.16。结果表明，对转压气机的下排叶片相对进口气流角的变化范围较常规转叶+静叶相对进口气流角范围更小，而对转下排叶片的进口速度却将增大1.5~3倍，因此，需要合理选择对转风扇/压气机的轮毂比及转速比，才能保证对转风扇/压气机变转速工况下的设计点效率及失速裕度。减小对转风扇/压气机转速比有利于提高设计点效率和裕度，但本文受发动机总体指标限制，对转速比选择进行了折中。
无静叶对转风扇/压气机能有效减小发动机陀螺力矩，在轴向长度方面具有优势。然而，无静叶往往导致下游叶片攻角变化较大，变工况性能难以保证，且这一特点随叶尖切线速度的增大而恶化。本文利用小尺寸涡扇发动机风扇叶片根部周向速度较低的特点，尝试对其进行风扇与压气机无静叶对转方案设计。通过速度三角形分析了无静叶对转风扇/压气机的性能特点，开发了无静叶对转风扇/压气机一维设计程序进行参数方案的筛选优化，设计得到小尺寸无静叶对转风扇/压气机构型方案，设计点效率为85.1%，压比为3.16。结果表明，对转压气机的下排叶片相对进口气流角的变化范围较常规转叶+静叶相对进口气流角范围更小，而对转下排叶片的进口速度却将增大1.5~3倍，因此，需要合理选择对转风扇/压气机的轮毂比及转速比，才能保证对转风扇/压气机变转速工况下的设计点效率及失速裕度。减小对转风扇/压气机转速比有利于提高设计点效率和裕度，但本文受发动机总体指标限制，对转速比选择进行了折中。
2024(5):63-75, DOI: 10.13675/j.cnki.tjjs.2211052
摘要：
为了对比安装涡流恢复导叶与单排螺旋桨气动性能和气动噪声的差异，采用数值模拟的方法研究了安装六种不同间距涡流恢复导叶和单排螺旋桨的气动力及气动噪声。研究结果表明：在起飞状态，级间距Δx=0.27的工况下，安装涡流恢复导叶使得推力系数增加6.4%，效率增加6.7%。随着间距的增大，前级叶片的桨尖涡、尾迹涡等涡系结构在通过后级叶片时破碎并向下游传播，且强度逐渐减小。噪声强度随着级间距的增加而逐渐减小，最大级间距涡流恢复导叶的噪声与最小级间距涡流恢复导叶噪声相比降低5.7 dB，噪声下降幅度随级间距的增加逐渐减缓，存在级间距最优位置使得推力增加最大，噪声强度适中。
为了对比安装涡流恢复导叶与单排螺旋桨气动性能和气动噪声的差异，采用数值模拟的方法研究了安装六种不同间距涡流恢复导叶和单排螺旋桨的气动力及气动噪声。研究结果表明：在起飞状态，级间距Δx=0.27的工况下，安装涡流恢复导叶使得推力系数增加6.4%，效率增加6.7%。随着间距的增大，前级叶片的桨尖涡、尾迹涡等涡系结构在通过后级叶片时破碎并向下游传播，且强度逐渐减小。噪声强度随着级间距的增加而逐渐减小，最大级间距涡流恢复导叶的噪声与最小级间距涡流恢复导叶噪声相比降低5.7 dB，噪声下降幅度随级间距的增加逐渐减缓，存在级间距最优位置使得推力增加最大，噪声强度适中。
2024(5):76-83, DOI: 10.13675/j.cnki.tjjs.2303062
摘要：
针对变循环发动机在工作过程中进行涡轮流量调节的需求，以某涡轮的第一级作为研究对象，采用三维数值模拟的方式，对在导叶上不同射流位置、射流角度、射流流量的流场进行计算。结果表明：涡轮流量调节量对于射流位置十分敏感，在喉部上游附近的流量调节量最大；加入射流后涡轮损失增加，损失主要发生在射流于壁面上的流动区域；加入射流后，沿径向的大部分导叶出口气流角增大，从轮缘至轮毂导叶出口气流马赫数先增大后减小；涡轮流量调节效果与射流角度、射流流量成正比，当射流位于喉部附近、射流角度为90°、相对射流量为5%时，涡轮进口流量改变量达到13.03%，说明利用叶片表面射流，可以达到调节涡轮流量的目的。
针对变循环发动机在工作过程中进行涡轮流量调节的需求，以某涡轮的第一级作为研究对象，采用三维数值模拟的方式，对在导叶上不同射流位置、射流角度、射流流量的流场进行计算。结果表明：涡轮流量调节量对于射流位置十分敏感，在喉部上游附近的流量调节量最大；加入射流后涡轮损失增加，损失主要发生在射流于壁面上的流动区域；加入射流后，沿径向的大部分导叶出口气流角增大，从轮缘至轮毂导叶出口气流马赫数先增大后减小；涡轮流量调节效果与射流角度、射流流量成正比，当射流位于喉部附近、射流角度为90°、相对射流量为5%时，涡轮进口流量改变量达到13.03%，说明利用叶片表面射流，可以达到调节涡轮流量的目的。
2024(5):84-94, DOI: 10.13675/j.cnki.tjjs.2209071
摘要：
针对高超声速飞行器减阻防热问题，提出了一种减阻杆头部开槽进气、中部侧向排气的减阻杆-双盘-槽道组合构型。在飞行高度30 km、来流马赫数6条件下，基于SST k-ω湍流模型，采用有限体积法求解了二维轴对称雷诺平均N-S方程，对组合构型的流场进行了数值模拟，并分析了其减阻防热特性。相比减阻杆-单盘构型，减阻杆-双盘构型减阻防热效果更好，而减阻杆-双盘-槽道构型可以进一步提高减阻防热效果。进行了组合构型的影响因素分析，数值仿真结果表明，在研究参数范围内，侧向排气孔靠近两个气动盘中间位置、第二个气动盘直径较大的构型减阻防热总体效果较好。相比减阻杆-单盘构型，较优构型的总阻力系数降低了24.70%，钝体壁面斯坦顿数峰值降低了53.63%。
针对高超声速飞行器减阻防热问题，提出了一种减阻杆头部开槽进气、中部侧向排气的减阻杆-双盘-槽道组合构型。在飞行高度30 km、来流马赫数6条件下，基于SST k-ω湍流模型，采用有限体积法求解了二维轴对称雷诺平均N-S方程，对组合构型的流场进行了数值模拟，并分析了其减阻防热特性。相比减阻杆-单盘构型，减阻杆-双盘构型减阻防热效果更好，而减阻杆-双盘-槽道构型可以进一步提高减阻防热效果。进行了组合构型的影响因素分析，数值仿真结果表明，在研究参数范围内，侧向排气孔靠近两个气动盘中间位置、第二个气动盘直径较大的构型减阻防热总体效果较好。相比减阻杆-单盘构型，较优构型的总阻力系数降低了24.70%，钝体壁面斯坦顿数峰值降低了53.63%。
2024(5):95-106, DOI: 10.13675/j.cnki.tjjs.2212046
摘要：
针对短距/垂直起降战斗机高机动飞行的迫切需求及其矢量喷管机械结构复杂笨重的问题，提出了基于轴对称双喉道气动矢量喷管设计的双轴承旋转喷管，通过采用双轴承结构和双喉道气动矢量喷管相结合的方式，减少驱动结构，使喷管能更高效、轻便地实现短距/垂直起降，并且赋予了飞行器平飞模态高机动飞行的潜力。基于典型轴对称双喉道气动矢量喷管构型，开展了双轴承旋转喷管的型面设计和运动规律研究，利用数值模拟开展关键设计参数对喷管流场的影响研究，获得喷管的性能变化规律。结果表明，短距/垂直起降模态下，典型构型的双轴承旋转喷管推力矢量角最大可达108°，满足短距/垂直起降飞行器对喷管的要求。凹腔段的长短轴比值对喷管短距/垂直起降模态的性能影响较大，相同落压比条件下，长短轴比值越大，喷管的总推力系数越低，推力矢量角越大，并且推力矢量角最大差值达到41°。本文所提出的双轴承旋转喷管可为未来具备短距/垂直起降、高机动性能的飞行器动力系统提供一种新的解决方案。
针对短距/垂直起降战斗机高机动飞行的迫切需求及其矢量喷管机械结构复杂笨重的问题，提出了基于轴对称双喉道气动矢量喷管设计的双轴承旋转喷管，通过采用双轴承结构和双喉道气动矢量喷管相结合的方式，减少驱动结构，使喷管能更高效、轻便地实现短距/垂直起降，并且赋予了飞行器平飞模态高机动飞行的潜力。基于典型轴对称双喉道气动矢量喷管构型，开展了双轴承旋转喷管的型面设计和运动规律研究，利用数值模拟开展关键设计参数对喷管流场的影响研究，获得喷管的性能变化规律。结果表明，短距/垂直起降模态下，典型构型的双轴承旋转喷管推力矢量角最大可达108°，满足短距/垂直起降飞行器对喷管的要求。凹腔段的长短轴比值对喷管短距/垂直起降模态的性能影响较大，相同落压比条件下，长短轴比值越大，喷管的总推力系数越低，推力矢量角越大，并且推力矢量角最大差值达到41°。本文所提出的双轴承旋转喷管可为未来具备短距/垂直起降、高机动性能的飞行器动力系统提供一种新的解决方案。
2024(5):107-116, DOI: 10.13675/j.cnki.tjjs.2209042
摘要：
燃烧振荡是贫油预混火焰中广泛存在的非定常过程，是燃烧室设计中必须避免的。其中，脱体火焰对降低氮氧化物排放有优势，但其燃烧振荡往往更加严重。本文在中心分级燃烧器中，通过实验方法研究了斜坡限制域对脱体火焰燃烧振荡的被动控制效果。本文通过单反相机和高速摄像获取了火焰平均结构和瞬态图像，并通过相平均图像和本征正交分解研究了火焰动态演变过程。结果表明，当台阶高度为0 mm时，不同斜坡张角的斜坡限制域均能对燃烧振荡起到非常显著的抑制效果。而在30°斜坡张角的斜坡限制域中，随着台阶高度的增加，抑制效果变差，但振幅相较突扩限制域发生了明显的降低。
燃烧振荡是贫油预混火焰中广泛存在的非定常过程，是燃烧室设计中必须避免的。其中，脱体火焰对降低氮氧化物排放有优势，但其燃烧振荡往往更加严重。本文在中心分级燃烧器中，通过实验方法研究了斜坡限制域对脱体火焰燃烧振荡的被动控制效果。本文通过单反相机和高速摄像获取了火焰平均结构和瞬态图像，并通过相平均图像和本征正交分解研究了火焰动态演变过程。结果表明，当台阶高度为0 mm时，不同斜坡张角的斜坡限制域均能对燃烧振荡起到非常显著的抑制效果。而在30°斜坡张角的斜坡限制域中，随着台阶高度的增加，抑制效果变差，但振幅相较突扩限制域发生了明显的降低。
2024(5):117-124, DOI: 10.13675/j.cnki.tjjs.2303008
摘要：
为深入研究五喷嘴燃烧室的流场特性，采用高频PIV测量方法对燃烧室中心截面的冷态流场开展实验研究，主要分析了燃烧室入口速度以及中心喷嘴旋流强度对五喷嘴燃烧室中心截面的时均流场特征的影响。实验结果表明：中心喷嘴和外侧喷嘴出口均存在主回流区，外侧喷嘴与燃烧室壁面间存在角回流区，相邻喷嘴射流相互干涉。喷嘴旋流强度相同时，入口速度由10 m/s增大到20 m/s，中心喷嘴和外侧喷嘴的回流区形态、主回流区长度、最大回流速度位置和气流合并点位置基本不变。入口速度为14.3 m/s时，中心喷嘴旋流强度由0.63增大到0.84，中心喷嘴回流区长度增大，外侧喷嘴回流区长度不变，主回流区最大回流速度显著增大，且更靠近喷嘴出口，气流合并点径向位置基本不变，轴向位置向喷嘴出口移动。
为深入研究五喷嘴燃烧室的流场特性，采用高频PIV测量方法对燃烧室中心截面的冷态流场开展实验研究，主要分析了燃烧室入口速度以及中心喷嘴旋流强度对五喷嘴燃烧室中心截面的时均流场特征的影响。实验结果表明：中心喷嘴和外侧喷嘴出口均存在主回流区，外侧喷嘴与燃烧室壁面间存在角回流区，相邻喷嘴射流相互干涉。喷嘴旋流强度相同时，入口速度由10 m/s增大到20 m/s，中心喷嘴和外侧喷嘴的回流区形态、主回流区长度、最大回流速度位置和气流合并点位置基本不变。入口速度为14.3 m/s时，中心喷嘴旋流强度由0.63增大到0.84，中心喷嘴回流区长度增大，外侧喷嘴回流区长度不变，主回流区最大回流速度显著增大，且更靠近喷嘴出口，气流合并点径向位置基本不变，轴向位置向喷嘴出口移动。
2024(5):125-131, DOI: 10.13675/j.cnki.tjjs.2212036
摘要：
发动机润滑系统回油管内油气两相介质的流动特性直接影响系统中回油泵及散热器的工作特性。为辨别回油管内油气两相流流型和建立含气率预测关系式，本文搭建了模拟轴承腔回油管流动的实验系统，并依据涡轴发动机回油量及油气比完成了700组不同工况的实验测试。实验空气与滑油流量范围分别为10~200 SL/min与 6~37 L/min。本文对实验范围内的管内流型进行了判别，并修正了含气率的预测模型。首先对两种极限工况的压力信号的时序特征、概率密度函数和傅里叶变换进行分析，判定其流型为分层流和弹状流。将流型结果与Mandhane流型图进行对比，显示 Mandhane流型图并不能准确预测回油管内的油气两相流流型。其次利用含气率经验关系式进行含气率预测，发现Massena预测模型预测的含气率与实验值更接近，预测结果更准确。分层流的含气率在50%以下，而弹状流的含气率在50%以上。最后根据流型对Nicklin经验关系式进行修正，得到分层流和弹状流对应的分布系数分别为0.848和0.919。
发动机润滑系统回油管内油气两相介质的流动特性直接影响系统中回油泵及散热器的工作特性。为辨别回油管内油气两相流流型和建立含气率预测关系式，本文搭建了模拟轴承腔回油管流动的实验系统，并依据涡轴发动机回油量及油气比完成了700组不同工况的实验测试。实验空气与滑油流量范围分别为10~200 SL/min与 6~37 L/min。本文对实验范围内的管内流型进行了判别，并修正了含气率的预测模型。首先对两种极限工况的压力信号的时序特征、概率密度函数和傅里叶变换进行分析，判定其流型为分层流和弹状流。将流型结果与Mandhane流型图进行对比，显示 Mandhane流型图并不能准确预测回油管内的油气两相流流型。其次利用含气率经验关系式进行含气率预测，发现Massena预测模型预测的含气率与实验值更接近，预测结果更准确。分层流的含气率在50%以下，而弹状流的含气率在50%以上。最后根据流型对Nicklin经验关系式进行修正，得到分层流和弹状流对应的分布系数分别为0.848和0.919。
2024(5):132-144, DOI: 10.13675/j.cnki.tjjs.2211086
摘要：
为探究超声速来流下圆柱横向射流轨迹及喷雾动态特性，在宽来流马赫数（Ma=1.50，2.02，3.09）条件下开展了不同喷嘴直径与喷注压力的煤油喷雾试验，通过纹影系统捕捉射流图像并进行外边界拟合与频谱分析。建立了考虑射流前激波效应的穿透深度预测模型，最大与平均相对误差较先前的预测模型分别下降约36%和19.1%。通过快速傅里叶变换分析，发现喷雾所受扰动以低频波为主，同时伴有时间特征较为复杂的波动。本征正交分解分析结果证明，喷雾表面同时存在高低频扰动，但低频波占据主导地位，高频波能量较低可被忽略，对应了快速傅里叶变换分析结果；低频波频率与来流有效韦伯数有关，有效韦伯数增大会使波长减小，当喷雾前端的来流速度差别较小时，频率就会增大。
为探究超声速来流下圆柱横向射流轨迹及喷雾动态特性，在宽来流马赫数（Ma=1.50，2.02，3.09）条件下开展了不同喷嘴直径与喷注压力的煤油喷雾试验，通过纹影系统捕捉射流图像并进行外边界拟合与频谱分析。建立了考虑射流前激波效应的穿透深度预测模型，最大与平均相对误差较先前的预测模型分别下降约36%和19.1%。通过快速傅里叶变换分析，发现喷雾所受扰动以低频波为主，同时伴有时间特征较为复杂的波动。本征正交分解分析结果证明，喷雾表面同时存在高低频扰动，但低频波占据主导地位，高频波能量较低可被忽略，对应了快速傅里叶变换分析结果；低频波频率与来流有效韦伯数有关，有效韦伯数增大会使波长减小，当喷雾前端的来流速度差别较小时，频率就会增大。
2024(5):145-155, DOI: 10.13675/j.cnki.tjjs.2211065
摘要：
针对液体表面火焰蔓延提出了一种基于气液两相耦合的三维数值模拟模型，并针对低于闪点温度的液体燃料表面脉动火焰蔓延机理进行了数值研究。本文提出的数值方法成功捕捉到脉动火焰蔓延现象，预测的火焰蔓延脉动频率及传播速率与实验值吻合良好。本研究表明：火焰前锋后方存在显著横向对流流动，促进从慢速蔓延向快速蔓延的转变；气液两相中的回流区是成对出现的，即使在快速蔓延阶段火焰前锋下方仍然存在较小的气相回流区；火焰前锋前方的表面对流流动强度不是始终单调衰减的，在慢速蔓延阶段存在“双峰流动”特征；火焰前锋前方的液面温度是单调下降的，不存在温度“波谷”，温度“波谷”的发现是存在薄热边界层和实验手段无法分辨薄边界层中的温度梯度导致的。
针对液体表面火焰蔓延提出了一种基于气液两相耦合的三维数值模拟模型，并针对低于闪点温度的液体燃料表面脉动火焰蔓延机理进行了数值研究。本文提出的数值方法成功捕捉到脉动火焰蔓延现象，预测的火焰蔓延脉动频率及传播速率与实验值吻合良好。本研究表明：火焰前锋后方存在显著横向对流流动，促进从慢速蔓延向快速蔓延的转变；气液两相中的回流区是成对出现的，即使在快速蔓延阶段火焰前锋下方仍然存在较小的气相回流区；火焰前锋前方的表面对流流动强度不是始终单调衰减的，在慢速蔓延阶段存在“双峰流动”特征；火焰前锋前方的液面温度是单调下降的，不存在温度“波谷”，温度“波谷”的发现是存在薄热边界层和实验手段无法分辨薄边界层中的温度梯度导致的。
2024(5):156-165, DOI: 10.13675/j.cnki.tjjs.2209036
摘要：
Mg粉/CO2是实现火星探测原位资源利用的理想推进剂。针对Mg颗粒在含CO2混合大气中燃烧，基于火焰层假设，建立了Mg在CO2/Ar混合气体中的双反应区燃烧模型，分析了Mg在CO2/Ar燃烧过程中各组分质量分数、各组分流量、颗粒和火焰层的温度分布，研究了环境压强、CO2质量分数、环境温度和颗粒粒径对燃烧特性的影响。结果表明：环境压强增大，颗粒温度增大、火焰层温度变化不大。在环境压强低于20 kPa时，火焰层半径随环境压强升高快速增大，颗粒燃烧时间随环境压强升高快速变短，随后都基本保持不变；CO2质量分数增大，颗粒温度与火焰层温度升高、火焰层半径减小、颗粒燃烧时间缩短；环境温度增大，颗粒温度变化不大、火焰层温度升高、火焰层半径减小、颗粒燃烧时间延长；颗粒粒径增大，颗粒温度与火焰层半径变化不大、火焰层温度降低、颗粒燃烧时间延长。
Mg粉/CO2是实现火星探测原位资源利用的理想推进剂。针对Mg颗粒在含CO2混合大气中燃烧，基于火焰层假设，建立了Mg在CO2/Ar混合气体中的双反应区燃烧模型，分析了Mg在CO2/Ar燃烧过程中各组分质量分数、各组分流量、颗粒和火焰层的温度分布，研究了环境压强、CO2质量分数、环境温度和颗粒粒径对燃烧特性的影响。结果表明：环境压强增大，颗粒温度增大、火焰层温度变化不大。在环境压强低于20 kPa时，火焰层半径随环境压强升高快速增大，颗粒燃烧时间随环境压强升高快速变短，随后都基本保持不变；CO2质量分数增大，颗粒温度与火焰层温度升高、火焰层半径减小、颗粒燃烧时间缩短；环境温度增大，颗粒温度变化不大、火焰层温度升高、火焰层半径减小、颗粒燃烧时间延长；颗粒粒径增大，颗粒温度与火焰层半径变化不大、火焰层温度降低、颗粒燃烧时间延长。
2024(5):166-175, DOI: 10.13675/j.cnki.tjjs.2303036
摘要：
固体火箭发动机长尾喷管外围通常放置舵机等控制系统，为了满足控制系统的工作温度要求，设计了一种用于长尾喷管段的新型热防护复合结构。长尾段隔热层采用具有低热导率、低密度特点的二氧化硅气凝胶材料。首先建立了气凝胶材料热导率计算模型，并对高温环境气凝胶材料导热性能进行测试。随后结合气凝胶材料热导率计算，建立了长尾喷管的热防护复合结构模型，并对喷管热防护结构模型进行了瞬态传热分析和力学性能分析。结果表明，喷管热防护结构设计满足材料力学性能。在发动机工作20 s后气凝胶材料可以将喷管的长尾段外壳壁面温度控制在320 K以下。相较于传统的高硅氧酚醛隔热材料，气凝胶材料隔热效果表现更优，且可以有效减少喷管热防护结构的消极质量。
固体火箭发动机长尾喷管外围通常放置舵机等控制系统，为了满足控制系统的工作温度要求，设计了一种用于长尾喷管段的新型热防护复合结构。长尾段隔热层采用具有低热导率、低密度特点的二氧化硅气凝胶材料。首先建立了气凝胶材料热导率计算模型，并对高温环境气凝胶材料导热性能进行测试。随后结合气凝胶材料热导率计算，建立了长尾喷管的热防护复合结构模型，并对喷管热防护结构模型进行了瞬态传热分析和力学性能分析。结果表明，喷管热防护结构设计满足材料力学性能。在发动机工作20 s后气凝胶材料可以将喷管的长尾段外壳壁面温度控制在320 K以下。相较于传统的高硅氧酚醛隔热材料，气凝胶材料隔热效果表现更优，且可以有效减少喷管热防护结构的消极质量。
2024(5):176-186, DOI: 10.13675/j.cnki.tjjs.2211042
摘要：
固体发动机药柱成型过程中，制造工艺对推进剂力学性能有很大影响，通过对130组推进剂装药工艺参数及其力学性能研究，确定了装药过程的工艺参数波动情况；基于多元线性回归分析方法，获得了影响推进剂力学性能的关键工艺参数；以关键工艺参数为输入，建立了BP神经网络并对推进剂的力学性能进行预测。研究结果表明，16个工艺参数对推进剂力学性能有不同程度的影响，其中固化参数、混合时间、混合温度、硫化时间、混合物相对湿度、混合压强等6个关键工艺参数对推进剂常温的力学性能有显著影响；以关键工艺参数及对应推进剂力学性能为依据，建立BP神经网络能够准确地对推进剂的力学性能进行预测，最大抗拉强度的平均误差为4.08%，最大伸长率的平均误差为3.54%。
固体发动机药柱成型过程中，制造工艺对推进剂力学性能有很大影响，通过对130组推进剂装药工艺参数及其力学性能研究，确定了装药过程的工艺参数波动情况；基于多元线性回归分析方法，获得了影响推进剂力学性能的关键工艺参数；以关键工艺参数为输入，建立了BP神经网络并对推进剂的力学性能进行预测。研究结果表明，16个工艺参数对推进剂力学性能有不同程度的影响，其中固化参数、混合时间、混合温度、硫化时间、混合物相对湿度、混合压强等6个关键工艺参数对推进剂常温的力学性能有显著影响；以关键工艺参数及对应推进剂力学性能为依据，建立BP神经网络能够准确地对推进剂的力学性能进行预测，最大抗拉强度的平均误差为4.08%，最大伸长率的平均误差为3.54%。
2024(5):187-196, DOI: 10.13675/j.cnki.tjjs.2304002
摘要：
针对航空发动机篦齿封严环气弹稳定性问题，采用基于三维插值及非定常动网格技术的能量法，建立了篦齿封严环气弹稳定性数值求解模型。在验证数值方法准确性的基础上，研究了供气压力、转速和进气畸变对篦齿封严环气弹稳定性的影响，分析了篦齿封严环气动力、气动功分布特性，揭示了进气畸变对篦齿封严环气弹稳定性的影响机理。研究表明：在本文研究中，外篦齿封严环相对于内篦齿封严环更易发生气弹失稳；随供气压力增加，外篦齿封严环气弹稳定性呈现降低趋势，当供气压力为0.55 MPa和0.7 MPa时，外篦齿封严环存在气弹失稳的风险；转速2 000 r/min和4 000 r/min相对于6 000 r/min具有更大的气弹失稳风险。相比于360°圆周进气，90°圆周进气的外篦齿封严环气动力存在相互抵消的耦合作用，所以90°圆周进气的外篦齿封严环具有较高的气弹稳定性。篦齿封严环在发生气弹失稳时，齿腔底部做功占总气动功百分比会显著增加，故在进行结构优化时，可改变齿腔底部的结构参数以对篦齿封严环气弹稳定性进行改善。
针对航空发动机篦齿封严环气弹稳定性问题，采用基于三维插值及非定常动网格技术的能量法，建立了篦齿封严环气弹稳定性数值求解模型。在验证数值方法准确性的基础上，研究了供气压力、转速和进气畸变对篦齿封严环气弹稳定性的影响，分析了篦齿封严环气动力、气动功分布特性，揭示了进气畸变对篦齿封严环气弹稳定性的影响机理。研究表明：在本文研究中，外篦齿封严环相对于内篦齿封严环更易发生气弹失稳；随供气压力增加，外篦齿封严环气弹稳定性呈现降低趋势，当供气压力为0.55 MPa和0.7 MPa时，外篦齿封严环存在气弹失稳的风险；转速2 000 r/min和4 000 r/min相对于6 000 r/min具有更大的气弹失稳风险。相比于360°圆周进气，90°圆周进气的外篦齿封严环气动力存在相互抵消的耦合作用，所以90°圆周进气的外篦齿封严环具有较高的气弹稳定性。篦齿封严环在发生气弹失稳时，齿腔底部做功占总气动功百分比会显著增加，故在进行结构优化时，可改变齿腔底部的结构参数以对篦齿封严环气弹稳定性进行改善。
2024(5):197-207, DOI: 10.13675/j.cnki.tjjs.2302047
摘要：
高压、高速、高温化使得齿轮泵固有困油问题愈发严重，传统卸荷槽结构已难以满足高性能燃油泵设计要求。为此本文提出一种基于运动法的新型卸荷槽结构设计方法，通过构建困油模型并从整泵全局角度分析齿轮参数对困油各项性能的影响规律，以确定齿轮参数并为卸荷槽设计提供约束条件；其次基于齿轮运动规律和卸荷槽设计原则进行了某型燃油齿轮泵卸荷槽的设计，并进行了多个工况下新型卸荷槽和传统卸荷槽困油特性仿真对比；最后试制了样机并通过试验验证了卸荷槽设计的有效性。研究结果表明：所设计的卸荷槽与传统矩形卸荷槽相比，同工况下最大困油压力降低63.4 MPa，流量脉动率减小33.5%，空化区域更小，工作性能更优，能够显著缓解困油带来的不利影响。采用该结构卸荷槽的齿轮泵具有高的容积效率和长时抗汽蚀能力。
高压、高速、高温化使得齿轮泵固有困油问题愈发严重，传统卸荷槽结构已难以满足高性能燃油泵设计要求。为此本文提出一种基于运动法的新型卸荷槽结构设计方法，通过构建困油模型并从整泵全局角度分析齿轮参数对困油各项性能的影响规律，以确定齿轮参数并为卸荷槽设计提供约束条件；其次基于齿轮运动规律和卸荷槽设计原则进行了某型燃油齿轮泵卸荷槽的设计，并进行了多个工况下新型卸荷槽和传统卸荷槽困油特性仿真对比；最后试制了样机并通过试验验证了卸荷槽设计的有效性。研究结果表明：所设计的卸荷槽与传统矩形卸荷槽相比，同工况下最大困油压力降低63.4 MPa，流量脉动率减小33.5%，空化区域更小，工作性能更优，能够显著缓解困油带来的不利影响。采用该结构卸荷槽的齿轮泵具有高的容积效率和长时抗汽蚀能力。
2024(5):208-216, DOI: 10.13675/j.cnki.tjjs.2303058
摘要：
如何获得高精度标定力是微牛级推力测量的重要基础。本文构建了C型磁路结构和矩形线圈组合方式以产生高精度宽范围电磁标定力。利用有限元方法分析了该装置特征区域磁场分布，对矩形线圈与磁体相对位置影响进行了讨论，最后搭建标定实验平台并进行标定实验。得到主要结论：在特征区域范围内磁场分布均匀性较好，最大差异率仅为0.7%；电流在10μ A ![]()
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如何获得高精度标定力是微牛级推力测量的重要基础。本文构建了C型磁路结构和矩形线圈组合方式以产生高精度宽范围电磁标定力。利用有限元方法分析了该装置特征区域磁场分布，对矩形线圈与磁体相对位置影响进行了讨论，最后搭建标定实验平台并进行标定实验。得到主要结论：在特征区域范围内磁场分布均匀性较好，最大差异率仅为0.7%；电流在10
2024(5):217-225, DOI: 10.13675/j.cnki.tjjs.2210024
摘要：
一直以来，航空发动机涡轮叶片的射线检测依靠检验员人工评片。为避免经验差异、眼睛疲劳、标准理解等人为因素影响，有效改善传统射线检测费时费力、效率低下等问题，针对航空发动机涡轮叶片射线图像，基于YOLOv4模型提出了一种双主干特征融合的缺陷自动检测算法（DBFF-YOLOv4）；通过设计包含所有特征映射的新型连接结构搭建缺陷检测颈部网络，建立了适用于涡轮叶片射线图像的缺陷自动检测模型；针对每个缺陷，采用9次裁剪、旋转和亮度增减的图像数据增强方法扩充样本数据，在此基础上进行了模型训练与测试。结果表明，针对完整涡轮叶片，建立的缺陷检测模型在0.5的置信度阈值下可获得96.7%的平均查准率和91.87%的平均查全率，优于通用目标检测算法YOLOv4模型。9次缺陷裁剪、旋转和亮度增减的图像数据增强方法能够显著提高模型的缺陷检测精度（平均精度分别得到了59.19%和2.53%的提升）。该研究为涡轮叶片自动射线检测提供了一种新方法。
一直以来，航空发动机涡轮叶片的射线检测依靠检验员人工评片。为避免经验差异、眼睛疲劳、标准理解等人为因素影响，有效改善传统射线检测费时费力、效率低下等问题，针对航空发动机涡轮叶片射线图像，基于YOLOv4模型提出了一种双主干特征融合的缺陷自动检测算法（DBFF-YOLOv4）；通过设计包含所有特征映射的新型连接结构搭建缺陷检测颈部网络，建立了适用于涡轮叶片射线图像的缺陷自动检测模型；针对每个缺陷，采用9次裁剪、旋转和亮度增减的图像数据增强方法扩充样本数据，在此基础上进行了模型训练与测试。结果表明，针对完整涡轮叶片，建立的缺陷检测模型在0.5的置信度阈值下可获得96.7%的平均查准率和91.87%的平均查全率，优于通用目标检测算法YOLOv4模型。9次缺陷裁剪、旋转和亮度增减的图像数据增强方法能够显著提高模型的缺陷检测精度（平均精度分别得到了59.19%和2.53%的提升）。该研究为涡轮叶片自动射线检测提供了一种新方法。
2024(5):226-235, DOI: 10.13675/j.cnki.tjjs.2304058
摘要：
为建立主燃油计量装置的故障诊断方法，提出一种基于快速存取记录器（QAR）数据的燃油计量参数估计模型建模方法，并结合液压机械控制装置工作原理，给出了基于燃油计量参数残差设计的主燃油计量装置故障诊断方案。设计基于系统辨识的燃油计量活门位置（FMVP）估计模型，采取降阶处理策略以提高模型的估计精度和动态响应速度，在此基础上给出基于多项式拟合的燃油流量（FF）估计模型。结果表明：所建立的FMVP模型估计残差不超过± 2 % ![]()
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为建立主燃油计量装置的故障诊断方法，提出一种基于快速存取记录器（QAR）数据的燃油计量参数估计模型建模方法，并结合液压机械控制装置工作原理，给出了基于燃油计量参数残差设计的主燃油计量装置故障诊断方案。设计基于系统辨识的燃油计量活门位置（FMVP）估计模型，采取降阶处理策略以提高模型的估计精度和动态响应速度，在此基础上给出基于多项式拟合的燃油流量（FF）估计模型。结果表明：所建立的FMVP模型估计残差不超过
2024(5):236-249, DOI: 10.13675/j.cnki.tjjs.2302042
摘要：
为充分发挥航空推进系统的性能，提高性能寻优控制的实时性，将樽海鞘群算法（SSA）与极限学习机（ELM）相结合，基于进/发一体化部件级模型建立数据集，提出一种基于SSA-ELM的数据驱动模型。将该建模方法与广义回归神经网络（GRNN）、BP神经网络（BPNN）和极限学习机（ELM）比较，结果表明，相比于BPNN，ELM，GRNN，SSA-ELM用于预测可以使安装推力的均方根误差（RMSE）分别降低7.41%，17.01%，72.57%，安装油耗的RMSE分别降低4.32%，19.41%，66.77%，具有更高的预测精度。将基于SSA-ELM的数据驱动模型作为机载模型应用到性能寻优控制，结果表明，该机载模型能够维持理想的寻优效果。针对最大安装推力模式开展实时性分析，该机载模型相比于进/发一体化部件级模型，平均计算时间由184.05 ms缩短至1.357 ms，实时性得到显著改善，大大提高了寻优效率。
为充分发挥航空推进系统的性能，提高性能寻优控制的实时性，将樽海鞘群算法（SSA）与极限学习机（ELM）相结合，基于进/发一体化部件级模型建立数据集，提出一种基于SSA-ELM的数据驱动模型。将该建模方法与广义回归神经网络（GRNN）、BP神经网络（BPNN）和极限学习机（ELM）比较，结果表明，相比于BPNN，ELM，GRNN，SSA-ELM用于预测可以使安装推力的均方根误差（RMSE）分别降低7.41%，17.01%，72.57%，安装油耗的RMSE分别降低4.32%，19.41%，66.77%，具有更高的预测精度。将基于SSA-ELM的数据驱动模型作为机载模型应用到性能寻优控制，结果表明，该机载模型能够维持理想的寻优效果。针对最大安装推力模式开展实时性分析，该机载模型相比于进/发一体化部件级模型，平均计算时间由184.05 ms缩短至1.357 ms，实时性得到显著改善，大大提高了寻优效率。
2024(5):250-258, DOI: 10.13675/j.cnki.tjjs.2304021
摘要：
为促进对纯离子模式下电喷雾推力器的深入理解，分析了电喷雾推力器单发射点受力、供液及离子蒸发行为，建立了发射电流理论模型，明确了电压、供液装置流阻等参数对发射电流的影响规律。所得结果与现有实验数据吻合良好。基于所得模型，进而对单发射点顶端用于发射离子的凸起结构进行了瑞利稳定性分析，得到了单发射点稳定发射的电流上限，并分析了流阻对电流上限的影响。结果表明：发射电流为外加电压的二次函数，与供液装置的流阻成反比关系；纯离子模式存在一个稳定发射电流上限，超过此上限，凸起结构便会破碎；流阻越大，发射电流上限越大。
为促进对纯离子模式下电喷雾推力器的深入理解，分析了电喷雾推力器单发射点受力、供液及离子蒸发行为，建立了发射电流理论模型，明确了电压、供液装置流阻等参数对发射电流的影响规律。所得结果与现有实验数据吻合良好。基于所得模型，进而对单发射点顶端用于发射离子的凸起结构进行了瑞利稳定性分析，得到了单发射点稳定发射的电流上限，并分析了流阻对电流上限的影响。结果表明：发射电流为外加电压的二次函数，与供液装置的流阻成反比关系；纯离子模式存在一个稳定发射电流上限，超过此上限，凸起结构便会破碎；流阻越大，发射电流上限越大。
2024(5):259-266, DOI: 10.13675/j.cnki.tjjs.2303019
摘要：
为了抑制离子推力器寿命末期由溅射沉积导致的放电室膜层剥落物脱落，首先采用理论研究和试验的方法开展了剥落物抑制放电室的设计，基于零件结构和增材制造特点开展了零件工艺性分析并提出解决方案，实现了放电室增材制造，开展了离子推力器放电室溅射物防脱落性能测试。结果表明：放电室内表面设计纹理化结构排布形式为正六边形，凸起部分外接圆直径0.5 mm，间距0.25 mm，高度0.5 mm时可降低溅射沉积物脱落概率及碎屑尺寸，通过分层旋转扫描，选择激光功率425 W，扫描速度1 200 mm/s工艺参数可实现大尺寸薄壁、具有复杂微小特征钛合金回转体制造，通过结构拓扑，镂空点阵结构、工艺参数和空间摆放位置优化，成型零件壁厚一致性偏差小于0.10 mm。放电室优化前后推力器性能稳定，各工作点关键参数相对误差小于4%。本文的研究为离子推力器放电室溅射沉积物脱落抑制方法和复杂结构的激光选区熔化增材制造成型提供了工程应用方案。
为了抑制离子推力器寿命末期由溅射沉积导致的放电室膜层剥落物脱落，首先采用理论研究和试验的方法开展了剥落物抑制放电室的设计，基于零件结构和增材制造特点开展了零件工艺性分析并提出解决方案，实现了放电室增材制造，开展了离子推力器放电室溅射物防脱落性能测试。结果表明：放电室内表面设计纹理化结构排布形式为正六边形，凸起部分外接圆直径0.5 mm，间距0.25 mm，高度0.5 mm时可降低溅射沉积物脱落概率及碎屑尺寸，通过分层旋转扫描，选择激光功率425 W，扫描速度1 200 mm/s工艺参数可实现大尺寸薄壁、具有复杂微小特征钛合金回转体制造，通过结构拓扑，镂空点阵结构、工艺参数和空间摆放位置优化，成型零件壁厚一致性偏差小于0.10 mm。放电室优化前后推力器性能稳定，各工作点关键参数相对误差小于4%。本文的研究为离子推力器放电室溅射沉积物脱落抑制方法和复杂结构的激光选区熔化增材制造成型提供了工程应用方案。
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摘要：
为了进一步揭示叶顶泄漏与压气机叶栅三维角区分离流动的相互作用机制,采用五孔气动探针测量了叶栅出口截面气动参数,并对机匣端壁静压进行了测量,详细分析了不同间隙尺寸及来流角度时压气机叶栅间隙流对角区三维分离流动的影响机理。研究结果表明,适当大小叶顶间隙引入的泄漏流阻止了端壁二次流动与叶片吸力面附面层之间的相互作用,移除了三维角区分离,改善了叶栅性能。随着叶顶间隙尺寸及叶栅内气流折转程度的增加,叶顶泄漏涡与上通道涡间的相互作用程度逐渐增强。
为了进一步揭示叶顶泄漏与压气机叶栅三维角区分离流动的相互作用机制,采用五孔气动探针测量了叶栅出口截面气动参数,并对机匣端壁静压进行了测量,详细分析了不同间隙尺寸及来流角度时压气机叶栅间隙流对角区三维分离流动的影响机理。研究结果表明,适当大小叶顶间隙引入的泄漏流阻止了端壁二次流动与叶片吸力面附面层之间的相互作用,移除了三维角区分离,改善了叶栅性能。随着叶顶间隙尺寸及叶栅内气流折转程度的增加,叶顶泄漏涡与上通道涡间的相互作用程度逐渐增强。
摘要：
为了探究微波推力器的推力性能，采用三丝扭摆推力测量方法对微波推力器独立系统开展推力测量实验，同时分析三丝扭摆推力测量装置的数理模型并实验测定其不确定度，由此判断实验测量结果的可信度。推力测量结果表明，现有实验条件下三丝扭摆推力测量装置能测出不低于3mN的推力，其相对不确定度为14%；在三丝扭摆推力测量装置的推力测量范围内，没有测出微波推力器独立系统显著的推力，而是在230W微波功率输出条件下测出推力在±0.7mN范围内波动，相对不确定度大于80%。
为了探究微波推力器的推力性能，采用三丝扭摆推力测量方法对微波推力器独立系统开展推力测量实验，同时分析三丝扭摆推力测量装置的数理模型并实验测定其不确定度，由此判断实验测量结果的可信度。推力测量结果表明，现有实验条件下三丝扭摆推力测量装置能测出不低于3mN的推力，其相对不确定度为14%；在三丝扭摆推力测量装置的推力测量范围内，没有测出微波推力器独立系统显著的推力，而是在230W微波功率输出条件下测出推力在±0.7mN范围内波动，相对不确定度大于80%。
摘要：
为了研究涡轮转静盘腔的轮缘封严气体对涡轮转子性能的影响,对其进行了详细的三维非定常数值模拟。通过与无盘腔模型比较,非定常结果显示交替进行的主流燃气入侵和封严气体出流改变了转子叶片进口的气流角度,拉伸了端壁附近的马蹄涡,因此引起涡轮出口流动条件的较大变化。存在涡轮转静盘腔但没有冷气时,主流导叶尾迹的部分流体入侵盘腔,对涡轮转子性能有正面的影响。封严气体与上游导叶尾迹的相互作用引起转子通道内熵增,当冷气量占主流流量的1.37%时,涡轮效率降低2.1%。证实了轮缘封严气体对涡轮转子性能有很大的影响,在涡轮设计中必须给予考虑。
为了研究涡轮转静盘腔的轮缘封严气体对涡轮转子性能的影响,对其进行了详细的三维非定常数值模拟。通过与无盘腔模型比较,非定常结果显示交替进行的主流燃气入侵和封严气体出流改变了转子叶片进口的气流角度,拉伸了端壁附近的马蹄涡,因此引起涡轮出口流动条件的较大变化。存在涡轮转静盘腔但没有冷气时,主流导叶尾迹的部分流体入侵盘腔,对涡轮转子性能有正面的影响。封严气体与上游导叶尾迹的相互作用引起转子通道内熵增,当冷气量占主流流量的1.37%时,涡轮效率降低2.1%。证实了轮缘封严气体对涡轮转子性能有很大的影响,在涡轮设计中必须给予考虑。
摘要：
扼要介绍了电推进技术的发展历史,概述了不同形式(电热、电磁和静电三大类)电推力器的特点及应用情况,指出了为满足不同空间任务电推进的发展趋势;并根据我国的研究状况、存在的问题和差距,提出了加快发展我国电推进技术的意见。
扼要介绍了电推进技术的发展历史,概述了不同形式(电热、电磁和静电三大类)电推力器的特点及应用情况,指出了为满足不同空间任务电推进的发展趋势;并根据我国的研究状况、存在的问题和差距,提出了加快发展我国电推进技术的意见。
摘要：
为了初步研究γ-Reθ转捩模型在高超声速领域的适用性,在自行开发的CFD程序中添加了该模型,利用T3系列平板算例对该模型的实现进行了验证；针对高超声速流动,选取压缩面绕流和双圆锥扰流等算例,分别利用该转捩模型、全层流模拟、以及传统的湍流模型进行了数值模拟计算,并与实验结果进行对比。计算结果表明,尽管该转捩模型是在低速流动的基础上发展的,它仍能准确预测高超声速流动下的转捩现象。
为了初步研究γ-Reθ转捩模型在高超声速领域的适用性,在自行开发的CFD程序中添加了该模型,利用T3系列平板算例对该模型的实现进行了验证；针对高超声速流动,选取压缩面绕流和双圆锥扰流等算例,分别利用该转捩模型、全层流模拟、以及传统的湍流模型进行了数值模拟计算,并与实验结果进行对比。计算结果表明,尽管该转捩模型是在低速流动的基础上发展的,它仍能准确预测高超声速流动下的转捩现象。
摘要：
为考察空气节流对超燃冲压发动机燃烧室的影响,非定常数值模拟和地面实验相结合证实了空气节流可以实现超燃燃烧室燃料稳定燃烧,研究了节流位置、节流流量、节流撤去时间对节流效果的影响。结果表明:在燃烧室入口马赫数2,静温548.8K ,静压101555.9Pa条件下,745mm处节流时,激波串稳定时间较短,稳焰失败；875mm处节流时,火焰稳定成功。随着节流流量和节流撤去时间的增加,燃烧越来越剧烈,壁面压力逐渐升高,可能影响进气道的起动,对于本文来流条件,30%入口空气流量作为节流流量是合适的,440ms以前撤去空气节流是恰当的。
为考察空气节流对超燃冲压发动机燃烧室的影响,非定常数值模拟和地面实验相结合证实了空气节流可以实现超燃燃烧室燃料稳定燃烧,研究了节流位置、节流流量、节流撤去时间对节流效果的影响。结果表明:在燃烧室入口马赫数2,静温548.8K ,静压101555.9Pa条件下,745mm处节流时,激波串稳定时间较短,稳焰失败；875mm处节流时,火焰稳定成功。随着节流流量和节流撤去时间的增加,燃烧越来越剧烈,壁面压力逐渐升高,可能影响进气道的起动,对于本文来流条件,30%入口空气流量作为节流流量是合适的,440ms以前撤去空气节流是恰当的。
摘要：
为了进一步揭示融合式叶尖小翼对压气机转子间隙流动的影响机理，采用数值模拟方法对低速压气机转子加装叶尖小翼控制间隙流动进行研究，着重考察了不同几何宽度及安装方式小翼对转子气动性能的影响。结果显示，叶尖小翼改变了转子中的泄漏涡轨迹，影响着叶片吸力面附面层的分离程度，适当几何宽度的压力面小翼可以在压气机转子效率略有降低的情况下使其失速点流量系数减小8.20%。
为了进一步揭示融合式叶尖小翼对压气机转子间隙流动的影响机理，采用数值模拟方法对低速压气机转子加装叶尖小翼控制间隙流动进行研究，着重考察了不同几何宽度及安装方式小翼对转子气动性能的影响。结果显示，叶尖小翼改变了转子中的泄漏涡轨迹，影响着叶片吸力面附面层的分离程度，适当几何宽度的压力面小翼可以在压气机转子效率略有降低的情况下使其失速点流量系数减小8.20%。
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。
摘要：
为了优化汽油/空气两相PDE中的助爆装置,通过试验研究了助爆装置对爆震波触发特性的影响,重点分析了在锯齿型扰流器、环型扰流器、螺旋型扰流器、多管蒸发器和半球型激波反射器等助爆装置作用下爆震管内的火焰传播速度及压力变化历程,确定了助爆装置的助爆性能。研究结果表明:锯齿型、环型及螺旋型三种扰流器中螺旋型扰流器的助爆性能最佳,环型扰流器最差；无论哪种扰流器下,改善燃油蒸发均有助于爆震波触发；使用激波反射器对提高火焰传播速度和爆震波压力具有一定作用。
为了优化汽油/空气两相PDE中的助爆装置,通过试验研究了助爆装置对爆震波触发特性的影响,重点分析了在锯齿型扰流器、环型扰流器、螺旋型扰流器、多管蒸发器和半球型激波反射器等助爆装置作用下爆震管内的火焰传播速度及压力变化历程,确定了助爆装置的助爆性能。研究结果表明:锯齿型、环型及螺旋型三种扰流器中螺旋型扰流器的助爆性能最佳,环型扰流器最差；无论哪种扰流器下,改善燃油蒸发均有助于爆震波触发；使用激波反射器对提高火焰传播速度和爆震波压力具有一定作用。
摘要：
介绍了固液混合火箭发动机的特点、发展历史和现状,结合我国航天发展情况,分析了固液混合火箭发动机在航天领域中的应用前景,指出了固液混合火箭发动机适合应用于探空火箭、小型运载火箭、靶标与导弹、亚轨道飞行器及载人飞船、助推器及上面级与姿轨控系统中,应用前景广泛。总结和介绍了北航固液探空火箭的设计方法和研制情况,分析了影响固液混合火箭发动机性能提高和应用的主要关键技术。
介绍了固液混合火箭发动机的特点、发展历史和现状,结合我国航天发展情况,分析了固液混合火箭发动机在航天领域中的应用前景,指出了固液混合火箭发动机适合应用于探空火箭、小型运载火箭、靶标与导弹、亚轨道飞行器及载人飞船、助推器及上面级与姿轨控系统中,应用前景广泛。总结和介绍了北航固液探空火箭的设计方法和研制情况,分析了影响固液混合火箭发动机性能提高和应用的主要关键技术。
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。
2021,42(4):721-737, DOI: 10.13675/j.cnki.tjjs.210109
摘要：
爆震是实现增压燃烧的一种重要途径，得益于爆震循环的热效率增益，基于爆震构建的推进装置具有显著的理论性能优势，有希望推动航空航天动力技术的跨越发展。本文在总结经典爆震理论和爆震推进相关的基础科学问题进展的基础上，进一步介绍了连续旋转爆震发动机的低阶模型建立方法以及涡轮式和冲压式连续旋转爆震发动机性能分析等方面的研究进展，并概括了斜爆震发动机的性能分析和关键问题研究进展。最后基于当前研究基础提出对爆震发动机未来研究的展望。
爆震是实现增压燃烧的一种重要途径，得益于爆震循环的热效率增益，基于爆震构建的推进装置具有显著的理论性能优势，有希望推动航空航天动力技术的跨越发展。本文在总结经典爆震理论和爆震推进相关的基础科学问题进展的基础上，进一步介绍了连续旋转爆震发动机的低阶模型建立方法以及涡轮式和冲压式连续旋转爆震发动机性能分析等方面的研究进展，并概括了斜爆震发动机的性能分析和关键问题研究进展。最后基于当前研究基础提出对爆震发动机未来研究的展望。
摘要：
为了建立能适用航空发动机燃烧过程反应动力学计算的国产RP-3航空煤油的化学反应机理,在化学激波管中对国产RP-3航空煤油的着火特性进行了实验测量,获得了多工况下该航空煤油的着火延迟时间。根据RP-3航空煤油的化学组成及物理特性,提出了由正癸烷、甲苯与丙基环己烷(体积百分比为0.65/0.1/0.25)三种组份组成的模拟替代燃料,并形成了该替代燃料的化学反应详细机理。采用敏感性分析方法,对该详细反应机理进行了简化,形成了该替代燃料的简化反应机理。采用该简化机理对该替代燃料多工况下的着火特性进行了数值模拟,并与实验数据以及详细机理的计算结果进行了对比分析。结果表明,在不同压力与当量比下,RP-3航空煤油着火延迟时间的对数与着火温度的倒数呈直线关系,并且随着火温度、着火压力的升高以及当量比的降低,RP-3航空煤油着火延迟时间逐渐缩短；同时,在各工况下采用该简化机理计算得到的该替代燃料的着火延迟与详细反应机理的计算结果以及RP-3航空煤油着火延迟的实验值吻合良好。
为了建立能适用航空发动机燃烧过程反应动力学计算的国产RP-3航空煤油的化学反应机理,在化学激波管中对国产RP-3航空煤油的着火特性进行了实验测量,获得了多工况下该航空煤油的着火延迟时间。根据RP-3航空煤油的化学组成及物理特性,提出了由正癸烷、甲苯与丙基环己烷(体积百分比为0.65/0.1/0.25)三种组份组成的模拟替代燃料,并形成了该替代燃料的化学反应详细机理。采用敏感性分析方法,对该详细反应机理进行了简化,形成了该替代燃料的简化反应机理。采用该简化机理对该替代燃料多工况下的着火特性进行了数值模拟,并与实验数据以及详细机理的计算结果进行了对比分析。结果表明,在不同压力与当量比下,RP-3航空煤油着火延迟时间的对数与着火温度的倒数呈直线关系,并且随着火温度、着火压力的升高以及当量比的降低,RP-3航空煤油着火延迟时间逐渐缩短；同时,在各工况下采用该简化机理计算得到的该替代燃料的着火延迟与详细反应机理的计算结果以及RP-3航空煤油着火延迟的实验值吻合良好。
摘要：
推进剂燃烧;火焰传播;固体火箭发动机
推进剂燃烧;火焰传播;固体火箭发动机
摘要：
摘要：
高空性是评价航空发动机齿轮泵性能的关键参数之一，为了获得摆线泵的高度特性曲线，并分析其影响因素，采用三维非定常数值模拟的方法，应用动网格技术对单级内啮合摆线齿轮泵的高空特性进行定量分析。结果表明:随着飞行高度增加，摆线泵内的空化现象加剧，供油流量减少；当飞行高度在8km以上时，容积效率随高度上升而急剧下降，且在相同的出口条件下，低转速摆线泵的容积效率明显高于高转速工况；当飞行高度在8km时，增大摆线泵出口压力，出口流量脉动幅度由时均流量的16%增至20%，且出口流量的脉动频率随摆线泵的转速加快而变大。所以，摆线泵在高空工作时，降低转速即可以满足供油需求，同时减少系统负担。
高空性是评价航空发动机齿轮泵性能的关键参数之一，为了获得摆线泵的高度特性曲线，并分析其影响因素，采用三维非定常数值模拟的方法，应用动网格技术对单级内啮合摆线齿轮泵的高空特性进行定量分析。结果表明:随着飞行高度增加，摆线泵内的空化现象加剧，供油流量减少；当飞行高度在8km以上时，容积效率随高度上升而急剧下降，且在相同的出口条件下，低转速摆线泵的容积效率明显高于高转速工况；当飞行高度在8km时，增大摆线泵出口压力，出口流量脉动幅度由时均流量的16%增至20%，且出口流量的脉动频率随摆线泵的转速加快而变大。所以，摆线泵在高空工作时，降低转速即可以满足供油需求，同时减少系统负担。
摘要：
为了探索在水冲压发动机中高金属含量铝 /镁合金水反应金属燃料的稳态燃烧，开展了其一次燃烧和二次燃烧实验研究，其中铝 /镁合金含量达到 80%。采用氧弹量热仪收集一次燃烧固相产物，并将一次燃烧固相产物置于水蒸气高温管式炉中模拟二次燃烧。采用 TGA对铝、镁和铝 /镁合金进行了热性能分析，并采用 XRD，SEM及化学分析方法对铝 /镁合金和推进剂的一、二次燃烧固相产物进行了表征。结果表明，铝/镁合金的启动氧化温度 530℃优于镁的 600℃，铝/镁合金在第二阶段的氧化性能优于铝的。铝/镁合金为 Mg17Al12，一次燃烧固相产物中主要存在 MgAl，Mg2Al3，MgAl2等合金相和 MgO，在二次燃烧的固相产物中有 MgO，Al和 Al2MgO4，其中剩余 Al的含量随着管式炉温度增大先增大后减小。分析认为铝 /镁合金在燃烧过程中镁先行发生了反应，而后其中的铝才发生反应。
为了探索在水冲压发动机中高金属含量铝 /镁合金水反应金属燃料的稳态燃烧，开展了其一次燃烧和二次燃烧实验研究，其中铝 /镁合金含量达到 80%。采用氧弹量热仪收集一次燃烧固相产物，并将一次燃烧固相产物置于水蒸气高温管式炉中模拟二次燃烧。采用 TGA对铝、镁和铝 /镁合金进行了热性能分析，并采用 XRD，SEM及化学分析方法对铝 /镁合金和推进剂的一、二次燃烧固相产物进行了表征。结果表明，铝/镁合金的启动氧化温度 530℃优于镁的 600℃，铝/镁合金在第二阶段的氧化性能优于铝的。铝/镁合金为 Mg17Al12，一次燃烧固相产物中主要存在 MgAl，Mg2Al3，MgAl2等合金相和 MgO，在二次燃烧的固相产物中有 MgO，Al和 Al2MgO4，其中剩余 Al的含量随着管式炉温度增大先增大后减小。分析认为铝 /镁合金在燃烧过程中镁先行发生了反应，而后其中的铝才发生反应。
摘要：
为研究放电过程产生的等离子体对缩短甲烷点火延迟时间的效果，针对脉冲式放电，本文耦合了密度方程、能量传递方程以及Boltzmann方程，对于甲烷-空气混合气体放电粒子浓度变化规律进行了研究分析。将计算得到的放电过程中激发态分子及活性自由基作为初始组份代入CHEMKIN中进行计算，计算了放电条件下等离子体对于甲烷点火延迟时间的影响。相比于附着过程，甲烷粒子弹性碰撞、激励、电离过程的碰撞截面要大2~5个数量级。随着粒子能量的增加，各个过程碰撞截面的变化并不单调，均存在碰撞截面最大的点。混合气体的激发过程导致了80%以上的能量损失。当约化场强逐渐增大时，甲烷的电离效应逐渐增强。混合气体的附着与弹性碰撞效应造成的能量损失比较小，相比激发与电离效应可以忽略。放电过程能够产生大量不同种类的活性粒子与自由基，不同活性粒子随时间变化的规律不相同。其中，随着放电，振动激发态氮分子浓度保持为1015/cm3量级。电子激发态氮分子粒子数密度随着放电的进行，在10-8s～10-7s会产生一个峰值。模型计算的单脉冲放电产生的活性粒子，在大多数点火温度下，可将点火延迟时间缩短10%以上。脉冲式放电对于甲烷-空气混合气体点火有显著的增强效果。
为研究放电过程产生的等离子体对缩短甲烷点火延迟时间的效果，针对脉冲式放电，本文耦合了密度方程、能量传递方程以及Boltzmann方程，对于甲烷-空气混合气体放电粒子浓度变化规律进行了研究分析。将计算得到的放电过程中激发态分子及活性自由基作为初始组份代入CHEMKIN中进行计算，计算了放电条件下等离子体对于甲烷点火延迟时间的影响。相比于附着过程，甲烷粒子弹性碰撞、激励、电离过程的碰撞截面要大2~5个数量级。随着粒子能量的增加，各个过程碰撞截面的变化并不单调，均存在碰撞截面最大的点。混合气体的激发过程导致了80%以上的能量损失。当约化场强逐渐增大时，甲烷的电离效应逐渐增强。混合气体的附着与弹性碰撞效应造成的能量损失比较小，相比激发与电离效应可以忽略。放电过程能够产生大量不同种类的活性粒子与自由基，不同活性粒子随时间变化的规律不相同。其中，随着放电，振动激发态氮分子浓度保持为1015/cm3量级。电子激发态氮分子粒子数密度随着放电的进行，在10-8s～10-7s会产生一个峰值。模型计算的单脉冲放电产生的活性粒子，在大多数点火温度下，可将点火延迟时间缩短10%以上。脉冲式放电对于甲烷-空气混合气体点火有显著的增强效果。
摘要：
基于Favre平均的N S方程和B/L代数湍流模型 ,采用Jameson格式和矩阵人工粘性 ,对“X”布局的混压式超声速进气道与弹体的一体化流场进行了数值模拟。研究解决了数值计算中的附面层抽吸及混压式进气道的启动问题 ;得出了进气道内外流场的马赫数分布和速度分布 ;讨论了绕弹体非均匀来流条件下 ,进气道的位置、附面层抽吸及攻角对进气道性能的影响和进气道外型形状对弹体气动力的影响。结果表明 ,对混压式进气道必须进行附面层抽吸 ,进气道的位置对进气道的性能有很大的影响 ,进气道的外型型面对弹体的气动性能有一定的影响
基于Favre平均的N S方程和B/L代数湍流模型 ,采用Jameson格式和矩阵人工粘性 ,对“X”布局的混压式超声速进气道与弹体的一体化流场进行了数值模拟。研究解决了数值计算中的附面层抽吸及混压式进气道的启动问题 ;得出了进气道内外流场的马赫数分布和速度分布 ;讨论了绕弹体非均匀来流条件下 ,进气道的位置、附面层抽吸及攻角对进气道性能的影响和进气道外型形状对弹体气动力的影响。结果表明 ,对混压式进气道必须进行附面层抽吸 ,进气道的位置对进气道的性能有很大的影响 ,进气道的外型型面对弹体的气动性能有一定的影响
摘要：
为了研究导弹发动机壳体在高空飞行时的温度、应力、应变状态,从而对壳体的结构强度进行校核,研究了导弹壳体气动加热的计算方法,建立了某发动机壳体的三维有限元模型,合理简化气动边界条件,计算壳体温度随导弹飞行时间的变化。对比风洞试验结果,有限元计算结果与试验结果一致性较好。分析了ABAQUS软件热-力耦合实现方法,对该模型施加不同时刻的外力载荷,实现壳体的热-力耦合数值分析。进行热-力耦合联合加载试验,对比计算结果与试验结果,计算结果与试验结果吻合较好。壳体的应力、应变都远小于材料的极限值,壳体结构安全。该有限元计算方法可以用来进行壳体的热-力耦合强度分析。
为了研究导弹发动机壳体在高空飞行时的温度、应力、应变状态,从而对壳体的结构强度进行校核,研究了导弹壳体气动加热的计算方法,建立了某发动机壳体的三维有限元模型,合理简化气动边界条件,计算壳体温度随导弹飞行时间的变化。对比风洞试验结果,有限元计算结果与试验结果一致性较好。分析了ABAQUS软件热-力耦合实现方法,对该模型施加不同时刻的外力载荷,实现壳体的热-力耦合数值分析。进行热-力耦合联合加载试验,对比计算结果与试验结果,计算结果与试验结果吻合较好。壳体的应力、应变都远小于材料的极限值,壳体结构安全。该有限元计算方法可以用来进行壳体的热-力耦合强度分析。
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