推进技术
2015年第36卷第4期文章目次
2015, 36(4):481-487.
摘要:
空气节流可以有效地实现超燃冲压发动机燃烧室燃料的稳定燃烧，采用非定常数值模拟和地面试验研究了空气节流作用下乙烯燃料超燃冲压发动机的流场特性。结果表明:在燃烧室入口马赫数 2、静温 530K，静压 0.1MPa，845mm处节流条件下，冷流流场达到稳定所需时间较短，约为 2ms；在空气节流开始后的 6ms注入燃料实现发动机的起动点火是合适的； 28ms后燃烧流场稳定，流场呈现短周期的小幅振荡，周期约为 0.86ms，振荡对流场的影响很小；壁面压力数据的数值模拟结果与试验结果匹配良好，数值模拟更加全面地给出了流场结构信息。
空气节流可以有效地实现超燃冲压发动机燃烧室燃料的稳定燃烧，采用非定常数值模拟和地面试验研究了空气节流作用下乙烯燃料超燃冲压发动机的流场特性。结果表明:在燃烧室入口马赫数 2、静温 530K，静压 0.1MPa，845mm处节流条件下，冷流流场达到稳定所需时间较短，约为 2ms；在空气节流开始后的 6ms注入燃料实现发动机的起动点火是合适的； 28ms后燃烧流场稳定，流场呈现短周期的小幅振荡，周期约为 0.86ms，振荡对流场的影响很小；壁面压力数据的数值模拟结果与试验结果匹配良好，数值模拟更加全面地给出了流场结构信息。
2015, 36(4):488-494.
摘要:
为了深入分析当量比对燃烧模态的影响机理，通过试验和计算研究了不同当量比条件下超燃冲压发动机燃烧室流场，给出了释热速率的计算方法。结果表明，数值模拟结果具有一定的可靠性，并基于数值模拟结果，提出了模态形成过程中释热和流动速度的反馈平衡机理。给出了三种燃烧模态及其特征，超燃模态，燃烧释热为分布式，燃烧室流动速度为超声速，隔离段无分离；亚燃模态，燃烧释热为集中式，燃烧室流动为亚声速，隔离段存在大分离以及强激波串；混合模态，燃烧释热为集中式，燃烧室流动同时存在亚声速和超声速，隔离段存在大分离以及强激波串。提出了高当量比条件下实现超声速燃烧的方法，即在扩张段注油，避免集中式释热。
为了深入分析当量比对燃烧模态的影响机理，通过试验和计算研究了不同当量比条件下超燃冲压发动机燃烧室流场，给出了释热速率的计算方法。结果表明，数值模拟结果具有一定的可靠性，并基于数值模拟结果，提出了模态形成过程中释热和流动速度的反馈平衡机理。给出了三种燃烧模态及其特征，超燃模态，燃烧释热为分布式，燃烧室流动速度为超声速，隔离段无分离；亚燃模态，燃烧释热为集中式，燃烧室流动为亚声速，隔离段存在大分离以及强激波串；混合模态，燃烧释热为集中式，燃烧室流动同时存在亚声速和超声速，隔离段存在大分离以及强激波串。提出了高当量比条件下实现超声速燃烧的方法，即在扩张段注油，避免集中式释热。
2015, 36(4):495-503.
摘要:
在环缝 -喷孔对撞式喷射的连续旋转爆震模型发动机上，以 H2/Air为工质，对连续旋转爆震波以单波模态稳定自持的典型波形特征和时域、频域特征进行了研究。直接测量了模型发动机工作在该模态下产生的一维推力，讨论了比冲等推进性能。试验结果表明:出口背压为大气压时，在空气流量 253 g·s-1，氢气流量 6.15 g·s-1，当量比为 0.834的工况下，模型发动机以平均传播频率 5.5563 kHz、平均传播速度 1658.3 m·s-1的单波模态稳定工作 360 ms。产生可靠的有效推力约为 183.7 N。以火箭模式计算，有效排气速度为 708.9 m·s-1总比冲为 72.34 s；以冲压模式计算，有效排气速度(氢气消耗率)为 29870 m·s-1，燃料比冲为 3048 s，消耗的氢，气的单位面积质量流率为 4122 g·m-2·s-1，单位推力为 726 m·s-1。推力曲线的面积积分表明旋转爆震模型发动机所提供的推力比较稳定；微观来看，推力波形与爆震波高频压力波形耦合，围绕推力平均值振荡。
在环缝 -喷孔对撞式喷射的连续旋转爆震模型发动机上，以 H2/Air为工质，对连续旋转爆震波以单波模态稳定自持的典型波形特征和时域、频域特征进行了研究。直接测量了模型发动机工作在该模态下产生的一维推力，讨论了比冲等推进性能。试验结果表明:出口背压为大气压时，在空气流量 253 g·s-1，氢气流量 6.15 g·s-1，当量比为 0.834的工况下，模型发动机以平均传播频率 5.5563 kHz、平均传播速度 1658.3 m·s-1的单波模态稳定工作 360 ms。产生可靠的有效推力约为 183.7 N。以火箭模式计算，有效排气速度为 708.9 m·s-1总比冲为 72.34 s；以冲压模式计算，有效排气速度(氢气消耗率)为 29870 m·s-1，燃料比冲为 3048 s，消耗的氢，气的单位面积质量流率为 4122 g·m-2·s-1，单位推力为 726 m·s-1。推力曲线的面积积分表明旋转爆震模型发动机所提供的推力比较稳定；微观来看，推力波形与爆震波高频压力波形耦合，围绕推力平均值振荡。
2015, 36(4):504-512.
摘要:
为了明确跨声速轴流压气机内部流场结构，数值模拟了 NASA Rotor37转子，结合 λ2准则分析流场参数，探索流动的规律和旋涡结构。研究发现，压气机转子的旋涡模型主要由马蹄涡、壁角涡、径向涡、脱落涡、泄漏涡、诱导涡和分离涡等 7个旋涡组成。马蹄涡吸力面分支耗散，压力面分支向相邻的吸力面发展。壁角涡与脱落涡位于叶根角区，引起流动损失和角区失速。径向涡位于激波后吸力面的分离区内，它扩大吸力面分离、引起低能流体向叶顶堆积。激波与叶尖泄漏在叶顶通道中形成 3涡:泄漏涡、诱导涡和分离涡，而叶栅通道出口存在分离涡和由泄漏涡与诱导涡合成的叶顶通道涡。泄漏涡与诱导涡破碎在流道中间产生的堵塞区，分离涡造成吸力面尾缘的低速区，共同触发跨声速压气机的失稳。
为了明确跨声速轴流压气机内部流场结构，数值模拟了 NASA Rotor37转子，结合 λ2准则分析流场参数，探索流动的规律和旋涡结构。研究发现，压气机转子的旋涡模型主要由马蹄涡、壁角涡、径向涡、脱落涡、泄漏涡、诱导涡和分离涡等 7个旋涡组成。马蹄涡吸力面分支耗散，压力面分支向相邻的吸力面发展。壁角涡与脱落涡位于叶根角区，引起流动损失和角区失速。径向涡位于激波后吸力面的分离区内，它扩大吸力面分离、引起低能流体向叶顶堆积。激波与叶尖泄漏在叶顶通道中形成 3涡:泄漏涡、诱导涡和分离涡，而叶栅通道出口存在分离涡和由泄漏涡与诱导涡合成的叶顶通道涡。泄漏涡与诱导涡破碎在流道中间产生的堵塞区，分离涡造成吸力面尾缘的低速区，共同触发跨声速压气机的失稳。
2015, 36(4):513-519.
摘要:
在总收缩比和内收缩比一定的前提下，对不同宽高比的侧板前掠高超声速进气道启动过程进行了研究，总结了宽高比对这类构型进气道启动性能的影响规律，对比了不同宽高比构型启动过程的差异，分析了造成这些差异的流动机理。结果表明:宽高比对侧板前掠二维进气道的启动马赫数有显著影响，宽高比 3.0，4.5，6.0的进气道启动马赫数分别为 3.5，3.9，4.6。不同宽高比不启动状态的共同特征，是内收缩段底板附近存在大规模流动分离，分离形成的溢流主要通过前掠侧板形成溢流窗口进行横向溢流，横向溢流对分离区流场结构有重要影响。在启动过程中，宽高比通过影响不启动状态分离区的展向尺度，影响了横向溢流对分离区排移效果，从而影响了进气道的启动性能。
在总收缩比和内收缩比一定的前提下，对不同宽高比的侧板前掠高超声速进气道启动过程进行了研究，总结了宽高比对这类构型进气道启动性能的影响规律，对比了不同宽高比构型启动过程的差异，分析了造成这些差异的流动机理。结果表明:宽高比对侧板前掠二维进气道的启动马赫数有显著影响，宽高比 3.0，4.5，6.0的进气道启动马赫数分别为 3.5，3.9，4.6。不同宽高比不启动状态的共同特征，是内收缩段底板附近存在大规模流动分离，分离形成的溢流主要通过前掠侧板形成溢流窗口进行横向溢流，横向溢流对分离区流场结构有重要影响。在启动过程中，宽高比通过影响不启动状态分离区的展向尺度，影响了横向溢流对分离区排移效果，从而影响了进气道的启动性能。
2015, 36(4):520-526.
摘要:
针对以火箭基组合循环( RBCC)发动机作为水平起飞两级入轨( TSTO)运载器第一级动力系统的方案，建立了进气道 -燃烧室 -尾喷管一体化流道耦合性能快速计算模型，初步设计了 RBCC发动机一体化内流道。 RBCC发动机使用变结构进气道，采用支板 /凹腔相结合实现火焰稳定的燃烧室以及单侧膨胀尾喷管；应用经过校验的性能分析模型进行 RBCC燃烧室性能快速计算；对比分析了性能分析模型与三维数值计算获得的发动机出口状态参数对于飞行器后体流场的影响性；完成了 RBCC为动力的两级入轨方案飞行器动力系统的性能分析与计算；分析评估了飞行弹道条件下 RBCC推进系统的性能。计算结果表明 :飞行器起飞质量 280t时，可以完成运送4t载荷进入近地轨道的任务。
针对以火箭基组合循环( RBCC)发动机作为水平起飞两级入轨( TSTO)运载器第一级动力系统的方案，建立了进气道 -燃烧室 -尾喷管一体化流道耦合性能快速计算模型，初步设计了 RBCC发动机一体化内流道。 RBCC发动机使用变结构进气道，采用支板 /凹腔相结合实现火焰稳定的燃烧室以及单侧膨胀尾喷管；应用经过校验的性能分析模型进行 RBCC燃烧室性能快速计算；对比分析了性能分析模型与三维数值计算获得的发动机出口状态参数对于飞行器后体流场的影响性；完成了 RBCC为动力的两级入轨方案飞行器动力系统的性能分析与计算；分析评估了飞行弹道条件下 RBCC推进系统的性能。计算结果表明 :飞行器起飞质量 280t时，可以完成运送4t载荷进入近地轨道的任务。
2015, 36(4):527-531.
摘要:
针对短距/垂直起降(STOVL)飞行器动态起飞过程，采用基于雷诺时均方程的标准 k-ε模型数值模拟 STOVL飞行器气动流场，研究 STOVL飞行器吸附力大小，获得了动态过程吸附力随冲击高度变化曲线，发现升力板下壁面主涡结构的存在和运动影响升力板静压沿程分布。在无量纲冲击高度小于 3时，吸附力曲线斜率增大，吸附作用增加，并对比稳态结果，发现动态过程吸附力要大于稳态过程，在无量纲高度为 1.5时，两者相差26%。流场响应迟滞是造成稳态、动态过程结果差异的原因。
针对短距/垂直起降(STOVL)飞行器动态起飞过程，采用基于雷诺时均方程的标准 k-ε模型数值模拟 STOVL飞行器气动流场，研究 STOVL飞行器吸附力大小，获得了动态过程吸附力随冲击高度变化曲线，发现升力板下壁面主涡结构的存在和运动影响升力板静压沿程分布。在无量纲冲击高度小于 3时，吸附力曲线斜率增大，吸附作用增加，并对比稳态结果，发现动态过程吸附力要大于稳态过程，在无量纲高度为 1.5时，两者相差26%。流场响应迟滞是造成稳态、动态过程结果差异的原因。
2015, 36(4):532-539.
摘要:
针对战术发动机的飞行条件，建立了固体发动机过载条件下内流场两相流计算模型，开展了 3种典型中、小飞行过载下的流场计算，详细分析了燃烧室内凝相颗粒冲刷参数分布，并初步分析了颗粒聚集状态与绝热层烧蚀之间的关系。研究结果表明:(1)当横向过载达到一定程度，在发动机筒段绝热层表面，在承载面沿着流场方向会形成一条粒子浓度缓慢增大的聚集带，而在非承载面粒子分布较为稀疏。(2)过载大小对颗粒冲刷速度的影响不明显，主要原因是燃气本身对颗粒运动的轴向加速很大，而过载的作用体现不明显。(3)燃烧室中粒子密集区一定程度反映了该部位的烧蚀环境较为严酷，绝热层烧蚀主要由于凝相粒子低速聚集导致了局部热增量加剧并引起了颗粒的二次聚集效应。因此，长时间中、小过载下，为了缓解燃烧室绝热层局部的严酷烧蚀环境，在已知粒子冲刷参数分布下，可增加局部绝热层设计厚度，调整发动机的飞行姿态使承载面呈现正负交替的过载以及增加发动机自身旋转动作。
针对战术发动机的飞行条件，建立了固体发动机过载条件下内流场两相流计算模型，开展了 3种典型中、小飞行过载下的流场计算，详细分析了燃烧室内凝相颗粒冲刷参数分布，并初步分析了颗粒聚集状态与绝热层烧蚀之间的关系。研究结果表明:(1)当横向过载达到一定程度，在发动机筒段绝热层表面，在承载面沿着流场方向会形成一条粒子浓度缓慢增大的聚集带，而在非承载面粒子分布较为稀疏。(2)过载大小对颗粒冲刷速度的影响不明显，主要原因是燃气本身对颗粒运动的轴向加速很大，而过载的作用体现不明显。(3)燃烧室中粒子密集区一定程度反映了该部位的烧蚀环境较为严酷，绝热层烧蚀主要由于凝相粒子低速聚集导致了局部热增量加剧并引起了颗粒的二次聚集效应。因此，长时间中、小过载下，为了缓解燃烧室绝热层局部的严酷烧蚀环境，在已知粒子冲刷参数分布下，可增加局部绝热层设计厚度，调整发动机的飞行姿态使承载面呈现正负交替的过载以及增加发动机自身旋转动作。
2015, 36(4):540-546.
摘要:
以带负载压气机的辅助动力装置( APU)为研究对象，为实现进口导向叶片( IGV)在不同角度下引气流量与负载压气机出口流量的匹配设计，根据已有的 IGV在 30°，50°，75°和 90°时对应的负载压气机特性，建立引气特性插值表，设计 IGV开环控制规律，并在此基础上完成了引气量稳态变化、动态变化以及卸载过程数值仿真，分析了引气量改变对动力段压气机工作点和 APU性能参数的影响。仿真结果表明，引气量在 0.6～1.8kg/s范围内变化时， IGV开环控制规律能够根据引气量和环境大气调节 IGV角度，确保负载压气机始终处于稳定、高效的工作状态。该控制规律在全包线范围内均适用，可以应用于 APU引气匹配设计。
以带负载压气机的辅助动力装置( APU)为研究对象，为实现进口导向叶片( IGV)在不同角度下引气流量与负载压气机出口流量的匹配设计，根据已有的 IGV在 30°，50°，75°和 90°时对应的负载压气机特性，建立引气特性插值表，设计 IGV开环控制规律，并在此基础上完成了引气量稳态变化、动态变化以及卸载过程数值仿真，分析了引气量改变对动力段压气机工作点和 APU性能参数的影响。仿真结果表明，引气量在 0.6～1.8kg/s范围内变化时， IGV开环控制规律能够根据引气量和环境大气调节 IGV角度，确保负载压气机始终处于稳定、高效的工作状态。该控制规律在全包线范围内均适用，可以应用于 APU引气匹配设计。
2015, 36(4):547-555.
摘要:
为了研究进气道喉道非均匀流场对隔离段流动特性的影响，设计了能模拟隔离段入射激波和非对称附面层的直连试验装置，并进行了马赫数 3.0，3.4和 3.8的吹风试验，完成了壁面静压、纹影和 NPLS测量，获得了有效的试验数据。结果显示，唇口角对隔离段直连台的起动和耐反压能力影响非常大，随着唇口角度的增加，隔离段的极限反压降低，降低幅度达到 22%～32%。与均匀来流相比，激波串很难稳在隔离段入口附近，造成激波串极易被推出隔离段。激波串形态受隔离段入射激波和肩部附近附面层状态的影响较大。 NPLS测量系统观察到隔离段内部流场精细结构，如下壁面附面层的转捩现象、激波串的马赫盘、分离和滑移线等。
为了研究进气道喉道非均匀流场对隔离段流动特性的影响，设计了能模拟隔离段入射激波和非对称附面层的直连试验装置，并进行了马赫数 3.0，3.4和 3.8的吹风试验，完成了壁面静压、纹影和 NPLS测量，获得了有效的试验数据。结果显示，唇口角对隔离段直连台的起动和耐反压能力影响非常大，随着唇口角度的增加，隔离段的极限反压降低，降低幅度达到 22%～32%。与均匀来流相比，激波串很难稳在隔离段入口附近，造成激波串极易被推出隔离段。激波串形态受隔离段入射激波和肩部附近附面层状态的影响较大。 NPLS测量系统观察到隔离段内部流场精细结构，如下壁面附面层的转捩现象、激波串的马赫盘、分离和滑移线等。
2015, 36(4):556-565.
摘要:
为了研究机匣优化造型对跨声速压气机的性能影响，以一跨声速转子为对象，基于数值方法对近设计点和近失速点下机匣造型前后转子叶尖处的流场和整体性能进行了对比分析。结果表明:机匣造型可以有效改善叶尖处的流动，提高压气机性能；提升了全工况范围内的效率，近设计点的效率提升了约 0.25%，近失速点效率提升约 0.33%；近失速点的压比提高约 1.1%，而近设计点的压比基本不变。机匣造型降低了叶片前缘处的负荷，改变了激波的空间结构，使激波后移。在近设计点下，机匣造型提高了大部分叶展上的效率，机匣附近出现两个“低压环”区，由其产生的三维压力梯度效应改变了此位置附近子午面上的涡形态，流向正压力梯度减轻了叶尖处低速回流区的影响；“二次泄漏”叶尖处的流线流动更合理，现象消失。在近失速点下，机匣造型提高了大部分叶展上的总压比；叶尖处的涡形态没有发生变化，而涡核的位置发生了改变；造型使叶尖处的流线流动更加合理，但是“二次泄漏”现象并没有消失。
为了研究机匣优化造型对跨声速压气机的性能影响，以一跨声速转子为对象，基于数值方法对近设计点和近失速点下机匣造型前后转子叶尖处的流场和整体性能进行了对比分析。结果表明:机匣造型可以有效改善叶尖处的流动，提高压气机性能；提升了全工况范围内的效率，近设计点的效率提升了约 0.25%，近失速点效率提升约 0.33%；近失速点的压比提高约 1.1%，而近设计点的压比基本不变。机匣造型降低了叶片前缘处的负荷，改变了激波的空间结构，使激波后移。在近设计点下，机匣造型提高了大部分叶展上的效率，机匣附近出现两个“低压环”区，由其产生的三维压力梯度效应改变了此位置附近子午面上的涡形态，流向正压力梯度减轻了叶尖处低速回流区的影响；“二次泄漏”叶尖处的流线流动更合理，现象消失。在近失速点下，机匣造型提高了大部分叶展上的总压比；叶尖处的涡形态没有发生变化，而涡核的位置发生了改变；造型使叶尖处的流线流动更加合理，但是“二次泄漏”现象并没有消失。
2015, 36(4):566-571.
摘要:
为探究叶顶泄漏流动对小展弦比高负荷跨声速转子气动性能的影响，利用数值模拟的手段，对不同尺度叶顶间隙下低反动度转子的全工况特性以及叶顶区域的流场结构进行了详细分析。研究结果表明，无叶顶间隙条件下，转子峰值效率最高，但其工作范围较窄；叶顶泄漏流动可在一定程度上抑制角区分离流动在流道内部的发展，延缓失速的触发，转子喘振裕度提升 20%以上；较大尺度叶顶间隙下，波涡干涉导致叶顶泄漏涡破碎，但采用低反动度设计理念可控制破碎的泄漏涡在流道内部不发生大尺度的扩散，从而进一步地保证了转子在近失速点处仍具有较高的效率；综合考虑多方面气动性能要求，对于此类转子应存在最佳的叶顶间隙值。
为探究叶顶泄漏流动对小展弦比高负荷跨声速转子气动性能的影响，利用数值模拟的手段，对不同尺度叶顶间隙下低反动度转子的全工况特性以及叶顶区域的流场结构进行了详细分析。研究结果表明，无叶顶间隙条件下，转子峰值效率最高，但其工作范围较窄；叶顶泄漏流动可在一定程度上抑制角区分离流动在流道内部的发展，延缓失速的触发，转子喘振裕度提升 20%以上；较大尺度叶顶间隙下，波涡干涉导致叶顶泄漏涡破碎，但采用低反动度设计理念可控制破碎的泄漏涡在流道内部不发生大尺度的扩散，从而进一步地保证了转子在近失速点处仍具有较高的效率；综合考虑多方面气动性能要求，对于此类转子应存在最佳的叶顶间隙值。
2015, 36(4):572-578.
摘要:
为了揭示高低空环境对压气机气动弹性稳定性的影响机理，采用谐波平衡技术和能量法对叶片在不同工作高度下的颤振特性进行了数值研究。结果表明:近失速二阶模态下叶片在地面和高空于不同的波节数 1和2时达到最小气动阻尼状态；近失速前两阶模态下高低空叶片的气动阻尼系数(LogDec)最小值分别为 0.5460%，0.4521%和 0.3460%，0.2168%，但叶尖处地面的当地 LogDec小于高空值；对于近失速一阶模态，叶片尖部的非定常压力脉动随着工作高度的变化呈现出不同的时空形态，从而导致当地积累功存在较大差异。
为了揭示高低空环境对压气机气动弹性稳定性的影响机理，采用谐波平衡技术和能量法对叶片在不同工作高度下的颤振特性进行了数值研究。结果表明:近失速二阶模态下叶片在地面和高空于不同的波节数 1和2时达到最小气动阻尼状态；近失速前两阶模态下高低空叶片的气动阻尼系数(LogDec)最小值分别为 0.5460%，0.4521%和 0.3460%，0.2168%，但叶尖处地面的当地 LogDec小于高空值；对于近失速一阶模态，叶片尖部的非定常压力脉动随着工作高度的变化呈现出不同的时空形态，从而导致当地积累功存在较大差异。
2015, 36(4):579-586.
摘要:
通过集总参数分析，发现确定了反方法的定解条件——总切向力与出口气流角的关系。进而表明在多数情况下，反方法有两个物理解存在，而最终收敛到哪个解由渗透边界条件与定解条件的相容性决定。为了保证基于渗透边界条件的反方法收敛到期望解，文中基于质量流量强加的概念提出了一种处理措施，并通过例子验证了该措施的有效性。最后利用所发展的准三维反方法对跨声速压气机叶栅进行改型设计，效率增加了1.4%，展现了反方法在控制轴向载荷分布方面的优越性。
通过集总参数分析，发现确定了反方法的定解条件——总切向力与出口气流角的关系。进而表明在多数情况下，反方法有两个物理解存在，而最终收敛到哪个解由渗透边界条件与定解条件的相容性决定。为了保证基于渗透边界条件的反方法收敛到期望解，文中基于质量流量强加的概念提出了一种处理措施，并通过例子验证了该措施的有效性。最后利用所发展的准三维反方法对跨声速压气机叶栅进行改型设计，效率增加了1.4%，展现了反方法在控制轴向载荷分布方面的优越性。
2015, 36(4):587-594.
摘要:
为了深入理解频率失谐对跨声速压气机气弹稳定性的影响，基于能量法建立了跨声速颤振实验转子的全周气动阻尼计算模型，数值分析了转子叶片频率交替失谐、随机失谐以及线性失谐对其气弹稳定性的影响。数值计算了该转子的气动性能，颤振边界和叶片模态，其结果和实验数据吻合较好；研究不同模态、不同叶片间相位角条件下谐调转子的气动阻尼，结果表明叶片间相位角对叶片气动阻尼均有较大的影响，尤其在一弯模态下，叶片气动阻尼对叶片间相位角最敏感；对该转子所有叶片的平均气动阻尼而言，失谐的存在弱化了叶片间相角对叶片气动阻尼的影响，显著提高了该转子最不稳定状态的平均阻尼达到 7~11倍，反之使其最稳定状态的平均阻尼降低约 50%；失谐转子中不同叶片的气动阻尼表现出显著差异，其受叶片局部失谐模式及失谐量的影响较大。
为了深入理解频率失谐对跨声速压气机气弹稳定性的影响，基于能量法建立了跨声速颤振实验转子的全周气动阻尼计算模型，数值分析了转子叶片频率交替失谐、随机失谐以及线性失谐对其气弹稳定性的影响。数值计算了该转子的气动性能，颤振边界和叶片模态，其结果和实验数据吻合较好；研究不同模态、不同叶片间相位角条件下谐调转子的气动阻尼，结果表明叶片间相位角对叶片气动阻尼均有较大的影响，尤其在一弯模态下，叶片气动阻尼对叶片间相位角最敏感；对该转子所有叶片的平均气动阻尼而言，失谐的存在弱化了叶片间相角对叶片气动阻尼的影响，显著提高了该转子最不稳定状态的平均阻尼达到 7~11倍，反之使其最稳定状态的平均阻尼降低约 50%；失谐转子中不同叶片的气动阻尼表现出显著差异，其受叶片局部失谐模式及失谐量的影响较大。
2015, 36(4):595-600.
摘要:
为了研究小推力液体火箭发动机燃烧室的喷雾燃烧特性，设计了小尺度模拟燃烧室和对撞射流喷嘴，利用多普勒相位粒子动态分析仪( PDA)，观测了对撞射流在小尺度空间内的喷雾，重点观测了喷雾压力对于雾化特性参数的影响。实验结果表明:测量截面与喷嘴的距离越远，液滴平均直径越大，轴向速度越小；测量点到中心轴的距离越远，液滴轴向速度越小，径向速度波动越大；喷雾压力越大，液滴平均直径越小，轴向速度越大。由于受到壁面的影响，径向速度的周向分布在不同的喷雾压力下和测量点位置上的差异不明显；模拟燃烧室内液滴平均直径大于大气环境下的液滴平均直径，两者差值随着喷雾向下游发展而增大；模拟燃烧室对于液滴轴向速度影响较小，而对于液滴径向速度影响较明显。
为了研究小推力液体火箭发动机燃烧室的喷雾燃烧特性，设计了小尺度模拟燃烧室和对撞射流喷嘴，利用多普勒相位粒子动态分析仪( PDA)，观测了对撞射流在小尺度空间内的喷雾，重点观测了喷雾压力对于雾化特性参数的影响。实验结果表明:测量截面与喷嘴的距离越远，液滴平均直径越大，轴向速度越小；测量点到中心轴的距离越远，液滴轴向速度越小，径向速度波动越大；喷雾压力越大，液滴平均直径越小，轴向速度越大。由于受到壁面的影响，径向速度的周向分布在不同的喷雾压力下和测量点位置上的差异不明显；模拟燃烧室内液滴平均直径大于大气环境下的液滴平均直径，两者差值随着喷雾向下游发展而增大；模拟燃烧室对于液滴轴向速度影响较小，而对于液滴径向速度影响较明显。
2015, 36(4):601-607.
摘要:
为了研究单凹腔驻涡燃烧室的点火和贫油熄火特性，设计了一个带扩压器和内外机匣的单凹腔驻涡燃烧室矩形试验件，采用试验研究和半经验分析相结合的方法对其点火和贫油熄火进行了研究。试验在常压状态下进行，采用 RP3航空煤油作为燃料，所用供油喷嘴为空心锥离心喷嘴，试验中的进口空气温度在 287～487K变化，进口空气流量在 0.2109～0.4219kg/s变化，对应进口马赫数从 0.15变化到 0.31。结果表明:单凹腔驻涡燃烧室的点火和贫油熄火油气比均随着燃烧室进口温度和进口流量的增加而减小，单凹腔驻涡燃烧室的点火油气比比贫油熄火油气比约大 50%。经过半经验分析，得到了影响单凹腔点火和熄火的综合参数A，该参数能够较好地解释和评价各种因素对贫油熄火的影响。
为了研究单凹腔驻涡燃烧室的点火和贫油熄火特性，设计了一个带扩压器和内外机匣的单凹腔驻涡燃烧室矩形试验件，采用试验研究和半经验分析相结合的方法对其点火和贫油熄火进行了研究。试验在常压状态下进行，采用 RP3航空煤油作为燃料，所用供油喷嘴为空心锥离心喷嘴，试验中的进口空气温度在 287～487K变化，进口空气流量在 0.2109～0.4219kg/s变化，对应进口马赫数从 0.15变化到 0.31。结果表明:单凹腔驻涡燃烧室的点火和贫油熄火油气比均随着燃烧室进口温度和进口流量的增加而减小，单凹腔驻涡燃烧室的点火油气比比贫油熄火油气比约大 50%。经过半经验分析，得到了影响单凹腔点火和熄火的综合参数A，该参数能够较好地解释和评价各种因素对贫油熄火的影响。
2015, 36(4):608-613.
摘要:
为了研究液体火箭发动机中撞击式喷嘴的雾化问题，采用 CLSVOF(Coupled Level-Set and Volume-of-Fluid Method)方法对撞击式喷嘴的雾化过程进行了数值仿真模拟，重点考察了撞击角对撞击式喷嘴雾化特性的影响。结果表明，通过 CLSVOF方法能对射流撞击雾化形态进行较好的捕捉；分析整个雾化区域的液相分布，将射流撞击雾化过程中的液相分布大致分为三个区域:撞击前两股独立射流区域、撞击后形成的液膜区域、液膜破碎后液丝和液滴的生成区域；射流撞击雾化除了气液界面上速度差引起的不稳定之外，还存在由射流湍流或撞击波引起的其它不稳定因素；液膜破碎长度随撞击角的增大而减小，液膜表面上的表面波幅值及液膜破碎程度则随撞击角的增大而增大；射流撞击在撞击点位置处所形成的速度差对液膜的破碎和液膜上表面波幅值的大小起到了关键作用。
为了研究液体火箭发动机中撞击式喷嘴的雾化问题，采用 CLSVOF(Coupled Level-Set and Volume-of-Fluid Method)方法对撞击式喷嘴的雾化过程进行了数值仿真模拟，重点考察了撞击角对撞击式喷嘴雾化特性的影响。结果表明，通过 CLSVOF方法能对射流撞击雾化形态进行较好的捕捉；分析整个雾化区域的液相分布，将射流撞击雾化过程中的液相分布大致分为三个区域:撞击前两股独立射流区域、撞击后形成的液膜区域、液膜破碎后液丝和液滴的生成区域；射流撞击雾化除了气液界面上速度差引起的不稳定之外，还存在由射流湍流或撞击波引起的其它不稳定因素；液膜破碎长度随撞击角的增大而减小，液膜表面上的表面波幅值及液膜破碎程度则随撞击角的增大而增大；射流撞击在撞击点位置处所形成的速度差对液膜的破碎和液膜上表面波幅值的大小起到了关键作用。
2015, 36(4):614-621.
摘要:
基于有限元法对裂纹悬臂平板叶片的频率转向和振型转换特性进行了线性和非线性研究。首先使用张开型裂纹模型通过线性模态分析研究了裂纹长度变化引起的频率转向和振型转换问题，使用模态置信因子定量分析了频率转向区内振型的渐变过程。而后考虑裂纹闭合效应，建立了裂纹平板的双线性模型，使用张开型和闭合型模型线性分析结果计算得到双线性频率，其中张开型和闭合型裂纹振型通过模态相关性分析进行匹配。计算了裂纹叶片双线性频率，分析了非线性频率转向特性与线性分析结果的差异。最后使用接触有限元模型瞬态响应扫频计算得到非线性共振频率，对张开型模型和双线性模型在典型弯曲、扭转和面内弯曲模态的共振频率进行了验证。
基于有限元法对裂纹悬臂平板叶片的频率转向和振型转换特性进行了线性和非线性研究。首先使用张开型裂纹模型通过线性模态分析研究了裂纹长度变化引起的频率转向和振型转换问题，使用模态置信因子定量分析了频率转向区内振型的渐变过程。而后考虑裂纹闭合效应，建立了裂纹平板的双线性模型，使用张开型和闭合型模型线性分析结果计算得到双线性频率，其中张开型和闭合型裂纹振型通过模态相关性分析进行匹配。计算了裂纹叶片双线性频率，分析了非线性频率转向特性与线性分析结果的差异。最后使用接触有限元模型瞬态响应扫频计算得到非线性共振频率，对张开型模型和双线性模型在典型弯曲、扭转和面内弯曲模态的共振频率进行了验证。
2015, 36(4):622-628.
摘要:
为及时可靠地检测出气动失稳现象，保障压气机的安全工作，采用 Laplace小波构建原子函数库，引入稀疏分解算法提取阻尼比小于 0的信号成份，通过与预设阈值比较内积值的大小，进行气动失稳信号的检测。结合在线检测系统的特点，将 Laplace小波蜕化为衰减正弦函数，限定了参数取值范围；并仅进行一步匹配追踪，由此减少了稀疏分解的计算量。采用压气机试验台实测数据验证，该方法可以在压气机进入喘振前 49～154ms准确发出报警信号。
为及时可靠地检测出气动失稳现象，保障压气机的安全工作，采用 Laplace小波构建原子函数库，引入稀疏分解算法提取阻尼比小于 0的信号成份，通过与预设阈值比较内积值的大小，进行气动失稳信号的检测。结合在线检测系统的特点，将 Laplace小波蜕化为衰减正弦函数，限定了参数取值范围；并仅进行一步匹配追踪，由此减少了稀疏分解的计算量。采用压气机试验台实测数据验证，该方法可以在压气机进入喘振前 49～154ms准确发出报警信号。
2015, 36(4):629-634.
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。
2015, 36(4):635-640.
摘要:
基于光谱方法和羽流探针诊断方法，研究分析了氢组分压力对霍尔推力器束流聚焦特性和振荡特性的影响。研究结果表明，随着罐内氢组分压力的提高，通道内氢的特征谱线强度增强，相比 pH =0Pa， pH =0.04Pa下最大 HI =652.6nm相对谱线强度增加了 8~9倍。氢组分向通道内的返流影响通道内的工质电离和离子加速过程，进而导致推力器束流特性变差，且伴随着低频振荡增大。当 pH =0.04Pa时，羽流发散半角为41.5°，相比 pH =0Pa条件下增加了24.5°。
基于光谱方法和羽流探针诊断方法，研究分析了氢组分压力对霍尔推力器束流聚焦特性和振荡特性的影响。研究结果表明，随着罐内氢组分压力的提高，通道内氢的特征谱线强度增强，相比 pH =0Pa， pH =0.04Pa下最大 HI =652.6nm相对谱线强度增加了 8~9倍。氢组分向通道内的返流影响通道内的工质电离和离子加速过程，进而导致推力器束流特性变差，且伴随着低频振荡增大。当 pH =0.04Pa时，羽流发散半角为41.5°，相比 pH =0Pa条件下增加了24.5°。
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