推进技术
2016年第37卷第2期文章目次
2016, 37(2):201-208.
摘要:
针对利用旋转齿轮对燃烧过程施加高频声学扰动的方法，为获得其对同轴离心喷嘴燃烧室声学特性的影响，设计了一种带辅喷管的单喷嘴扁平燃烧室，分别在冷试和热试工况下研究了旋转齿轮声学扰动装置对燃烧室声学特性的影响。冷试中当扰动频率等于燃烧室某振型的特征频率时燃烧室内出现驻波特征振荡。热试重点关注了煤油蒸气/富氧空气燃烧过程对声学扰动的响应，改变扰动装置的位置可改变声压波节线的方向，实现推进剂喷入位置为声压波腹或声压波节。研究表明，一阶切向声学振荡对同轴离心喷嘴与声压波腹的相对位置敏感，煤油蒸气/富氧空气燃烧过程易受声压波动的影响，推测液氧煤油补燃循环发动机内的高频燃烧不稳定性可能易被声压波动激发。
针对利用旋转齿轮对燃烧过程施加高频声学扰动的方法，为获得其对同轴离心喷嘴燃烧室声学特性的影响，设计了一种带辅喷管的单喷嘴扁平燃烧室，分别在冷试和热试工况下研究了旋转齿轮声学扰动装置对燃烧室声学特性的影响。冷试中当扰动频率等于燃烧室某振型的特征频率时燃烧室内出现驻波特征振荡。热试重点关注了煤油蒸气/富氧空气燃烧过程对声学扰动的响应，改变扰动装置的位置可改变声压波节线的方向，实现推进剂喷入位置为声压波腹或声压波节。研究表明，一阶切向声学振荡对同轴离心喷嘴与声压波腹的相对位置敏感，煤油蒸气/富氧空气燃烧过程易受声压波动的影响，推测液氧煤油补燃循环发动机内的高频燃烧不稳定性可能易被声压波动激发。
2016, 37(2):209-217.
摘要:
为研究两级对转风扇的非定常特性，对该风扇进行了设计转速下的定常和非定常数值模拟。结果表明:非定常得到的压气机裕度(15.3%)比定常(14.5%)的更高，主要原因在于近失速时，上游尾迹和泄漏流能改善叶尖吸力面分离；非失速工况时，上游尾迹和泄漏流与下游泄漏流、激波之间复杂的非线性作用会引起熵增，从而导致叶尖流动损失的增加；此外，所有工况下，上游尾迹对叶片根部角区分离都起到了抑制作用，降低了损失。
为研究两级对转风扇的非定常特性，对该风扇进行了设计转速下的定常和非定常数值模拟。结果表明:非定常得到的压气机裕度(15.3%)比定常(14.5%)的更高，主要原因在于近失速时，上游尾迹和泄漏流能改善叶尖吸力面分离；非失速工况时，上游尾迹和泄漏流与下游泄漏流、激波之间复杂的非线性作用会引起熵增，从而导致叶尖流动损失的增加；此外，所有工况下，上游尾迹对叶片根部角区分离都起到了抑制作用，降低了损失。
2016, 37(2):218-226.
摘要:
基于可压缩Navier-Stokes方程，采用大涡模拟方法与高精度WENO/TCD混合格式，对Ma=0.6的亚声速等膨胀方管射流的初始流场进行了数值研究。数值结果清晰地描述了初始主涡环的形成与三维演变过程。方管射流具有平面管与圆管射流的一般流场特征，但方管周向曲率的不一致导致轴向流动速度不均匀，使方形主涡环出现复杂的Biot-Savart自诱导变形，并在方形涡环截面上诱导形成4对反向流向涡对。在主涡环的Biot-Savart自诱导变形与流向涡对的诱导速度共同作用下致使主涡环截面形状相对于初始时旋转45°，完成轴置换。另外，在亚声速等膨胀射流中，流向涡对的诱导速度在轴置换中占主要作用。
基于可压缩Navier-Stokes方程，采用大涡模拟方法与高精度WENO/TCD混合格式，对Ma=0.6的亚声速等膨胀方管射流的初始流场进行了数值研究。数值结果清晰地描述了初始主涡环的形成与三维演变过程。方管射流具有平面管与圆管射流的一般流场特征，但方管周向曲率的不一致导致轴向流动速度不均匀，使方形主涡环出现复杂的Biot-Savart自诱导变形，并在方形涡环截面上诱导形成4对反向流向涡对。在主涡环的Biot-Savart自诱导变形与流向涡对的诱导速度共同作用下致使主涡环截面形状相对于初始时旋转45°，完成轴置换。另外，在亚声速等膨胀射流中，流向涡对的诱导速度在轴置换中占主要作用。
2016, 37(2):227-249.
摘要:
为了实现高超声速飞行器多种复杂结构热防护系统的气-固耦合快速热分析，采用热网络法建立非稳态等效一维传热模型；对于具有弧度的热防护结构，提出了驻点和翼前缘热阻等效计算方法，并给出了修正计算公式；结合气动热环境工程算法，实现了对任意多层复杂防热结构外部气动加热与内部结构传热的快速耦合分析。分别对钝锥气动加热和高超声速二维圆管气-固耦合传热问题进行了模拟，得到了与实验符合较好的结果，且计算效率很高；并对Micro-X验证机的全过程进行了耦合热分析，结果表明多层防热结构具有很好的防热效果，显著降低了结构内部温度。和传统耦合算法相比，此算法可快速有效地分析模拟气-固耦合问题，满足高超声速飞行器热防护系统初始设计阶段的使用要求。
为了实现高超声速飞行器多种复杂结构热防护系统的气-固耦合快速热分析，采用热网络法建立非稳态等效一维传热模型；对于具有弧度的热防护结构，提出了驻点和翼前缘热阻等效计算方法，并给出了修正计算公式；结合气动热环境工程算法，实现了对任意多层复杂防热结构外部气动加热与内部结构传热的快速耦合分析。分别对钝锥气动加热和高超声速二维圆管气-固耦合传热问题进行了模拟，得到了与实验符合较好的结果，且计算效率很高；并对Micro-X验证机的全过程进行了耦合热分析，结果表明多层防热结构具有很好的防热效果，显著降低了结构内部温度。和传统耦合算法相比，此算法可快速有效地分析模拟气-固耦合问题，满足高超声速飞行器热防护系统初始设计阶段的使用要求。
2016, 37(2):250-257.
摘要:
为了提高跨声速压气机转子的气动性能，基于全三维数值模拟优化平台，对该转子先后进行了三维造型和非轴对称端壁造型，并对造型前后转子的性能和流场结构进行了对比分析。结果表明:三维造型和非轴对称端壁造型均可以改善跨声速压气机的气动性能，三维优化造型后近设计点压气机等熵效率提高了0.75%，非轴对称端壁优化造型后等熵效率进一步提高了0.3%，同时压气机的非设计工况性能也得到提升。三维造型改变了通道内激波位置，调整了负荷沿径向的分布，最终提高了压气机等熵效率。非轴对称端壁通过改变叶根截面叶片表面静压分布，使得叶根附近激波强度减弱并向下游移动，进而有效地降低了端壁区域的横向二次流强度。
为了提高跨声速压气机转子的气动性能，基于全三维数值模拟优化平台，对该转子先后进行了三维造型和非轴对称端壁造型，并对造型前后转子的性能和流场结构进行了对比分析。结果表明:三维造型和非轴对称端壁造型均可以改善跨声速压气机的气动性能，三维优化造型后近设计点压气机等熵效率提高了0.75%，非轴对称端壁优化造型后等熵效率进一步提高了0.3%，同时压气机的非设计工况性能也得到提升。三维造型改变了通道内激波位置，调整了负荷沿径向的分布，最终提高了压气机等熵效率。非轴对称端壁通过改变叶根截面叶片表面静压分布，使得叶根附近激波强度减弱并向下游移动，进而有效地降低了端壁区域的横向二次流强度。
2016, 37(2):258-265.
摘要:
采用实验和数值模拟的方法对低位预旋进气转静系盘腔的流动特性进行研究，考察了流量与动盘转速变化对腔室内流动的影响，结果表明腔内径向静压差随流量增大而增大，随转速升高而增大；引入腔内有效角动量的概念，用角动量系数表征其与盘腔入口角动量之比，通过分析来流角动量与盘面转矩的相对大小，推导得到影响角动量系数的两个主要无量纲参数为修正的湍流流动参数与预旋来流雷诺数；对于给定结构形式的预旋系统，当改变转速时，角动量系数随修正湍流流动参数增大而减小，当修正的湍流流动参数大于0.0646时，角动量系数变化缓慢，腔内有效角动量约为入口角动量的70%～90%；当改变来流速度时，角动量系数随修正湍流流动参数增大呈现先减小后增大的变化趋势。
采用实验和数值模拟的方法对低位预旋进气转静系盘腔的流动特性进行研究，考察了流量与动盘转速变化对腔室内流动的影响，结果表明腔内径向静压差随流量增大而增大，随转速升高而增大；引入腔内有效角动量的概念，用角动量系数表征其与盘腔入口角动量之比，通过分析来流角动量与盘面转矩的相对大小，推导得到影响角动量系数的两个主要无量纲参数为修正的湍流流动参数与预旋来流雷诺数；对于给定结构形式的预旋系统，当改变转速时，角动量系数随修正湍流流动参数增大而减小，当修正的湍流流动参数大于0.0646时，角动量系数变化缓慢，腔内有效角动量约为入口角动量的70%～90%；当改变来流速度时，角动量系数随修正湍流流动参数增大呈现先减小后增大的变化趋势。
2016, 37(2):266-272.
摘要:
动静叶干涉是涡轮机气动噪声的主要来源之一。针对局部进气高速涡轮机，为了抑制由动静叶干涉引起的单音辐射噪声，提出了增大喷嘴的几何出气角、喷嘴下俯、喷嘴单侧修型和增大动静叶间距的流道优化设计方法以控制涡轮机内的流动状况进而降低噪声辐射，并设计了涡轮机气动噪声测试实验台，测量并分析了优化措施的降噪效果。结果表明，涡轮机流道优化设计方法有效抑制了单音辐射噪声，使各个转子谐频处的离散噪声均得到降低，并在3125Hz处实现了最高达7dB的降噪量；在大部分的三分之一倍频程内，优化设计的涡轮机噪声幅值低于原始设计的涡轮机，最大降噪量为2.1dB。
动静叶干涉是涡轮机气动噪声的主要来源之一。针对局部进气高速涡轮机，为了抑制由动静叶干涉引起的单音辐射噪声，提出了增大喷嘴的几何出气角、喷嘴下俯、喷嘴单侧修型和增大动静叶间距的流道优化设计方法以控制涡轮机内的流动状况进而降低噪声辐射，并设计了涡轮机气动噪声测试实验台，测量并分析了优化措施的降噪效果。结果表明，涡轮机流道优化设计方法有效抑制了单音辐射噪声，使各个转子谐频处的离散噪声均得到降低，并在3125Hz处实现了最高达7dB的降噪量；在大部分的三分之一倍频程内，优化设计的涡轮机噪声幅值低于原始设计的涡轮机，最大降噪量为2.1dB。
2016, 37(2):273-280.
摘要:
为了获得均匀气流中单液滴变形、破碎特性，采用高速摄像机对液滴的变形、破碎过程进行了测量。试验设计工况下所得结果表明: (1)冷态气流中，液滴变形速率随[We]数的增加呈线性增加的变化趋势，[We]数在15～40液滴变形速率在0.2m/s～0.8m/s变化，[We]数在45～60液滴变形速率在0.6m/s～1.4m/s变化；(2)模糊数学模型计算结果表明，冷态气流中，液滴初始直径对液滴变形速率的影响能力弱于初始气/液相对速度，[We]数在15～40液滴直径、气/液相对速度的权重系数分别为0.29，0.71，[We]数在45～60液滴直径、气/液相对速度的权重系数分别为0.343，0.657；(3)液滴的初始直径增加使得液滴发生破碎的临界[We]数增大；(4)液滴的破碎时间分别随气流流量、气流温度的增加呈负指数的变化趋势，且变化趋势都随气流流量或气流温度的增加而减弱。
为了获得均匀气流中单液滴变形、破碎特性，采用高速摄像机对液滴的变形、破碎过程进行了测量。试验设计工况下所得结果表明: (1)冷态气流中，液滴变形速率随[We]数的增加呈线性增加的变化趋势，[We]数在15～40液滴变形速率在0.2m/s～0.8m/s变化，[We]数在45～60液滴变形速率在0.6m/s～1.4m/s变化；(2)模糊数学模型计算结果表明，冷态气流中，液滴初始直径对液滴变形速率的影响能力弱于初始气/液相对速度，[We]数在15～40液滴直径、气/液相对速度的权重系数分别为0.29，0.71，[We]数在45～60液滴直径、气/液相对速度的权重系数分别为0.343，0.657；(3)液滴的初始直径增加使得液滴发生破碎的临界[We]数增大；(4)液滴的破碎时间分别随气流流量、气流温度的增加呈负指数的变化趋势，且变化趋势都随气流流量或气流温度的增加而减弱。
2016, 37(2):281-288.
摘要:
为了获得气膜孔倾角对层板隔热屏(冲击/发散复合冷却隔热屏)冷却性能的影响规律，基于加力燃烧室真实工况，对0°到90°范围内的十种不同气膜孔倾角的层板隔热屏进行了三维流热耦合数值模拟研究，得到了层板隔热屏冲击壁面Nu数、层板隔热屏气膜冷却表面的冷却效果、层板隔热屏冷流体热负荷及气膜孔流量系数的变化规律。结果表明，气膜孔倾角的变化对冲击壁面Nu数的影响较小；气膜冷却表面的综合冷却效果随气膜孔倾角的增大而减小，15°倾角模型比10°倾角模型的平均综合冷却效果降低2.8%；单位面积冷流体热负荷随气膜孔倾角的增大而增大，最小值比最大值低30.7%；气膜孔倾角对层板隔热屏平均流量系数的影响不大，但上游气膜孔的出流会对下游气膜孔的流量系数产生影响。
为了获得气膜孔倾角对层板隔热屏(冲击/发散复合冷却隔热屏)冷却性能的影响规律，基于加力燃烧室真实工况，对0°到90°范围内的十种不同气膜孔倾角的层板隔热屏进行了三维流热耦合数值模拟研究，得到了层板隔热屏冲击壁面Nu数、层板隔热屏气膜冷却表面的冷却效果、层板隔热屏冷流体热负荷及气膜孔流量系数的变化规律。结果表明，气膜孔倾角的变化对冲击壁面Nu数的影响较小；气膜冷却表面的综合冷却效果随气膜孔倾角的增大而减小，15°倾角模型比10°倾角模型的平均综合冷却效果降低2.8%；单位面积冷流体热负荷随气膜孔倾角的增大而增大，最小值比最大值低30.7%；气膜孔倾角对层板隔热屏平均流量系数的影响不大，但上游气膜孔的出流会对下游气膜孔的流量系数产生影响。
2016, 37(2):289-295.
摘要:
为了有效控制污染物排放，降低航空对环境污染的影响，提出了一种磁流体掺混助燃技术。研制了磁流体掺混助燃实验系统，介绍了实验系统的基本组成，设计思想及运行情况。实验表明，利用等离子体能迅速点燃稀薄空气中的燃气；当线电极接通正极时，燃烧发生在以线电极为中心的扇形区域，当线电极接通负极时，燃烧只发生在线电极周围有限区域；在流场以及电磁场的综合作用下，可以使空气和燃气混合得更加均匀，增加空气和燃料的接触面积，使燃烧更充分，说明磁流体掺混技术起到了一定的减排效果。
为了有效控制污染物排放，降低航空对环境污染的影响，提出了一种磁流体掺混助燃技术。研制了磁流体掺混助燃实验系统，介绍了实验系统的基本组成，设计思想及运行情况。实验表明，利用等离子体能迅速点燃稀薄空气中的燃气；当线电极接通正极时，燃烧发生在以线电极为中心的扇形区域，当线电极接通负极时，燃烧只发生在线电极周围有限区域；在流场以及电磁场的综合作用下，可以使空气和燃气混合得更加均匀，增加空气和燃料的接触面积，使燃烧更充分，说明磁流体掺混技术起到了一定的减排效果。
2016, 37(2):296-303.
摘要:
微小燃烧室设计技术是微型涡轮发动机核心技术之一。研制成功了一款微小型叶片式甩油盘燃烧室，对研制过程进行分析，突破的关键设计技术有:火焰筒容积应足够大，保证停留时间不低于5ms，容热强度在经验范围内；合理设计甩油盘，保证全工况雾化质量良好；构造多涡小涡的主燃区流场结构，控制射流强度和深度；合理分配流量，主燃区稍富油，其后采取小气量逐渐进气方式给气。
微小燃烧室设计技术是微型涡轮发动机核心技术之一。研制成功了一款微小型叶片式甩油盘燃烧室，对研制过程进行分析，突破的关键设计技术有:火焰筒容积应足够大，保证停留时间不低于5ms，容热强度在经验范围内；合理设计甩油盘，保证全工况雾化质量良好；构造多涡小涡的主燃区流场结构，控制射流强度和深度；合理分配流量，主燃区稍富油，其后采取小气量逐渐进气方式给气。
2016, 37(2):304-310.
摘要:
利用矩形、梯形齿篦齿封严直通齿模型，将真实尺寸篦齿封严等比例放大，对真实尺寸模型与放大模型的流动与换热特征进行了试验研究与对比分析，并研究了气流温度变化对流量系数的影响。研究发现，放大模型与真实尺寸模型的流量系数与努赛尔数均随雷诺数增大而增大，在雷诺数相同时两者的流量系数与努赛尔数基本相等，最大差值分别为5.3%和9.7%。放大模型较好地保持了真实尺寸篦齿封严狭小空间流动与换热特征。研究还发现，在加热条件下，流量系数相比冷态条件下有所减小。
利用矩形、梯形齿篦齿封严直通齿模型，将真实尺寸篦齿封严等比例放大，对真实尺寸模型与放大模型的流动与换热特征进行了试验研究与对比分析，并研究了气流温度变化对流量系数的影响。研究发现，放大模型与真实尺寸模型的流量系数与努赛尔数均随雷诺数增大而增大，在雷诺数相同时两者的流量系数与努赛尔数基本相等，最大差值分别为5.3%和9.7%。放大模型较好地保持了真实尺寸篦齿封严狭小空间流动与换热特征。研究还发现，在加热条件下，流量系数相比冷态条件下有所减小。
2016, 37(2):311-316.
摘要:
为了更好地在小尺度燃烧室中组织燃烧，对小尺度环形通道内多孔介质表面甲烷与空气预混火焰开展了流量和雷诺数边界特性实验研究。多孔介质采用了烧结金属粉末材料，燃烧在石英玻璃管和不锈钢管以及多孔介质组成的小尺度环形通道中进行。研究结果表明:随着预混气流量的增加，环形通道内的火焰形态由多孔介质表面火焰向推举火焰衍变，与推举火焰相比，多孔介质表面火焰更适合于在微小型燃烧室内组织燃烧。稳态预混气温度随流量的增加先上升后下降，其流量范围与两个火焰形态的基本重合，可以将温度的转折点作为表面火焰边界的定量判据。对于多孔介质表面火焰流量边界而言，当量比小于1.0时，甲烷预混气的表面火焰流量边界随着当量比的增大逐渐变宽；当量比大于1.0时，随着当量比的增大，多孔介质表面火焰流量边界变窄。对于多孔介质表面火焰雷诺数边界而言，随着当量比的增大，雷诺数边界逐渐变宽。
为了更好地在小尺度燃烧室中组织燃烧，对小尺度环形通道内多孔介质表面甲烷与空气预混火焰开展了流量和雷诺数边界特性实验研究。多孔介质采用了烧结金属粉末材料，燃烧在石英玻璃管和不锈钢管以及多孔介质组成的小尺度环形通道中进行。研究结果表明:随着预混气流量的增加，环形通道内的火焰形态由多孔介质表面火焰向推举火焰衍变，与推举火焰相比，多孔介质表面火焰更适合于在微小型燃烧室内组织燃烧。稳态预混气温度随流量的增加先上升后下降，其流量范围与两个火焰形态的基本重合，可以将温度的转折点作为表面火焰边界的定量判据。对于多孔介质表面火焰流量边界而言，当量比小于1.0时，甲烷预混气的表面火焰流量边界随着当量比的增大逐渐变宽；当量比大于1.0时，随着当量比的增大，多孔介质表面火焰流量边界变窄。对于多孔介质表面火焰雷诺数边界而言，随着当量比的增大，雷诺数边界逐渐变宽。
2016, 37(2):317-323.
摘要:
通过数值仿真方法针对液体火箭发动机内的气相化学动力学与振荡声场的热声耦合机理进行了研究。采用任意拉格朗日算法解耦流动与化学源项间的刚性。采用的多步总包反应机理考虑了底层的准稳态组分脉动。通过入口流量边界的流量脉动向燃烧室中引入纵向声波，并建立了冷流声学相似场模型以分析热声耦合效应的强度。研究发现:在线性小振幅声场中，气相化学动力学控制的释热系统与声学振荡无明显耦合激励；在非线性有限幅值声场中，燃烧室压力与释热波动出现“突跃”并表现为陡峭前沿波，气相化学动力学控制的释热系统与声学振荡发生耦合激励，反应流较其冷流声学相似场的压力振荡振幅增强约300%。最后分析了耦合激励发生的可能原因，提出了气相化学动力学体系的“释热分岔”假说。
通过数值仿真方法针对液体火箭发动机内的气相化学动力学与振荡声场的热声耦合机理进行了研究。采用任意拉格朗日算法解耦流动与化学源项间的刚性。采用的多步总包反应机理考虑了底层的准稳态组分脉动。通过入口流量边界的流量脉动向燃烧室中引入纵向声波，并建立了冷流声学相似场模型以分析热声耦合效应的强度。研究发现:在线性小振幅声场中，气相化学动力学控制的释热系统与声学振荡无明显耦合激励；在非线性有限幅值声场中，燃烧室压力与释热波动出现“突跃”并表现为陡峭前沿波，气相化学动力学控制的释热系统与声学振荡发生耦合激励，反应流较其冷流声学相似场的压力振荡振幅增强约300%。最后分析了耦合激励发生的可能原因，提出了气相化学动力学体系的“释热分岔”假说。
15 多区域湍流燃烧大涡模拟
2016, 37(2):324-331.
摘要:
为了提高湍流大涡模拟方法在计算复杂工业燃烧设备中反应流体的效率和精度，提出了可以对结构复杂燃烧设备喷嘴内部无反应区域只求解基本流体控制方程，对喷嘴下游燃料反应区域加入燃烧模型进行分区域计算的多区域求解方法，并采用该方法和传统单区域求解方法分别对甲烷-空气预混合湍流燃烧进行大涡模拟。研究结果表明:多区域和单区域求解方法计算所得的轴向和径向时均速度、脉动速度以及OH质量分数一致；不过，多区域求解方法在计算速度上有明显优势，当CPU数量不超过64个时，计算速度可提升14.7% ~ 20.6%；多区域和单区域方法的数值模拟结果与实验值进行了对比，三者吻合较好。
为了提高湍流大涡模拟方法在计算复杂工业燃烧设备中反应流体的效率和精度，提出了可以对结构复杂燃烧设备喷嘴内部无反应区域只求解基本流体控制方程，对喷嘴下游燃料反应区域加入燃烧模型进行分区域计算的多区域求解方法，并采用该方法和传统单区域求解方法分别对甲烷-空气预混合湍流燃烧进行大涡模拟。研究结果表明:多区域和单区域求解方法计算所得的轴向和径向时均速度、脉动速度以及OH质量分数一致；不过，多区域求解方法在计算速度上有明显优势，当CPU数量不超过64个时，计算速度可提升14.7% ~ 20.6%；多区域和单区域方法的数值模拟结果与实验值进行了对比，三者吻合较好。
2016, 37(2):332-338.
摘要:
现有研究表明叶片式喷嘴是目前为止性能最好的预旋喷嘴。而在整环的喷嘴盘设计中，当喷嘴总面积、预旋角度、喷嘴数目和半径位置确定后，喷嘴叶高和栅距就固定下来，往往因为叶高与栅距的比值过小而大大降低喷嘴性能。在叶片式喷嘴基础上提出了一种能够调整喷嘴叶高到恰当值的新型预旋喷嘴——叶型孔式喷嘴(vane shaped hole nozzle，vsh nozzle)。采用数值方法深入对比研究了叶型孔式喷嘴与叶片式喷嘴的性能差异。为了考虑喷嘴下游预旋腔的掺混影响，计算域不仅包括静止的进气腔和喷嘴，还包括转动的预旋腔和接受孔。计算结果表明，叶型孔式预旋喷嘴的流量系数和预旋效率显著高于叶片式喷嘴，vsh-52喷嘴的流量系数比vane-52喷嘴高9.14%，预旋效率高4.44%。还提出采用有效流量系数、有效预旋效率两个参数来体现考虑喷嘴下游预旋腔掺混影响的喷嘴综合性能。
现有研究表明叶片式喷嘴是目前为止性能最好的预旋喷嘴。而在整环的喷嘴盘设计中，当喷嘴总面积、预旋角度、喷嘴数目和半径位置确定后，喷嘴叶高和栅距就固定下来，往往因为叶高与栅距的比值过小而大大降低喷嘴性能。在叶片式喷嘴基础上提出了一种能够调整喷嘴叶高到恰当值的新型预旋喷嘴——叶型孔式喷嘴(vane shaped hole nozzle，vsh nozzle)。采用数值方法深入对比研究了叶型孔式喷嘴与叶片式喷嘴的性能差异。为了考虑喷嘴下游预旋腔的掺混影响，计算域不仅包括静止的进气腔和喷嘴，还包括转动的预旋腔和接受孔。计算结果表明，叶型孔式预旋喷嘴的流量系数和预旋效率显著高于叶片式喷嘴，vsh-52喷嘴的流量系数比vane-52喷嘴高9.14%，预旋效率高4.44%。还提出采用有效流量系数、有效预旋效率两个参数来体现考虑喷嘴下游预旋腔掺混影响的喷嘴综合性能。
2016, 37(2):339-345.
摘要:
为了研究支板/凹腔超声速燃烧室总压损失特性，基于实验测得的壁压，结合一维分析方法，得到了支板/凹腔超声速燃烧室冷态和热态的沿程马赫数与总压。对不同当量比下，燃烧室冷态与热态的总压损失特性进行了研究。研究表明:支板/凹腔超声速燃烧室在当量比为0.35～0.8的范围内，随着当量比的提高，热态的总压损失系数逐渐减小，会逐步小于冷态总压损失系数；其中壁面摩擦和燃烧对总压损失的影响随之减小，波系结构的影响随之增加。
为了研究支板/凹腔超声速燃烧室总压损失特性，基于实验测得的壁压，结合一维分析方法，得到了支板/凹腔超声速燃烧室冷态和热态的沿程马赫数与总压。对不同当量比下，燃烧室冷态与热态的总压损失特性进行了研究。研究表明:支板/凹腔超声速燃烧室在当量比为0.35～0.8的范围内，随着当量比的提高，热态的总压损失系数逐渐减小，会逐步小于冷态总压损失系数；其中壁面摩擦和燃烧对总压损失的影响随之减小，波系结构的影响随之增加。
2016, 37(2):346-353.
摘要:
为了研究一种快速准确地分析航空发动机整机振动的建模方法，采用试验与仿真结合，在转子模型中综合机匣-支承试验数据的半实物建模方法，对整机振动半实物建模原理，机匣-支承传递函数测试、结构综合建模等问题进行了研究，运用航空发动机转子试验器对半实物建模方法进行验证。建立试验器整机及半实物仿真模型，计算机匣振动响应；拆装转子试验器，测试机匣-支承连接位置频率响应函数，综合转子有限元模型，建立基于试验数据的试验器半实物模型，计算整机频率响应函数。结果表明，半实物建模方法能够在保证计算精度的前提下缩减90%以上的计算时间，运用半实物模型能够准确地获得整机频率响应函数，固有频率计算误差在2%以内。
为了研究一种快速准确地分析航空发动机整机振动的建模方法，采用试验与仿真结合，在转子模型中综合机匣-支承试验数据的半实物建模方法，对整机振动半实物建模原理，机匣-支承传递函数测试、结构综合建模等问题进行了研究，运用航空发动机转子试验器对半实物建模方法进行验证。建立试验器整机及半实物仿真模型，计算机匣振动响应；拆装转子试验器，测试机匣-支承连接位置频率响应函数，综合转子有限元模型，建立基于试验数据的试验器半实物模型，计算整机频率响应函数。结果表明，半实物建模方法能够在保证计算精度的前提下缩减90%以上的计算时间，运用半实物模型能够准确地获得整机频率响应函数，固有频率计算误差在2%以内。
2016, 37(2):354-361.
摘要:
反转圆柱滚子轴承的性能直接影响着航空发动机工作的稳定性与可靠性。为了研究反转圆柱滚子轴承动力学特性，基于弹性流体动力润滑和流体动压润滑等理论，采用拟动力学分析方法，建立了反转圆柱滚子轴承动力学计算模型。利用该计算模型对滚子打滑率进行了验证计算，随着径向载荷的增加，计算值由7%减小至2%，与实验值吻合较好。同时，对反转圆柱滚子轴承动力学进行计算分析，研究了动态运转中轴承的载荷和速度分布，以及不同工作状态对轴承打滑率的影响。研究表明，倒装时反转圆柱滚子轴承承载区滚子受载比顺装更均匀，但非承载区滚子及保持架打滑率比顺装更严重。
反转圆柱滚子轴承的性能直接影响着航空发动机工作的稳定性与可靠性。为了研究反转圆柱滚子轴承动力学特性，基于弹性流体动力润滑和流体动压润滑等理论，采用拟动力学分析方法，建立了反转圆柱滚子轴承动力学计算模型。利用该计算模型对滚子打滑率进行了验证计算，随着径向载荷的增加，计算值由7%减小至2%，与实验值吻合较好。同时，对反转圆柱滚子轴承动力学进行计算分析，研究了动态运转中轴承的载荷和速度分布，以及不同工作状态对轴承打滑率的影响。研究表明，倒装时反转圆柱滚子轴承承载区滚子受载比顺装更均匀，但非承载区滚子及保持架打滑率比顺装更严重。
2016, 37(2):362-371.
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%。
2016, 37(2):372-377.
摘要:
为了研究振动载荷对定应变HTPB推进剂力学性能的影响，通过60℃和70℃温度下HTPB推进剂10%定应变振动试验，采用单向拉伸法和扫描电镜观测法，对定应变HTPB推进剂在振动载荷作用下的宏观力学性能变化规律和细观损伤模式进行了研究。结果表明:定应变状态下振动载荷的作用使HTPB推进剂的抗拉强度减小(最大值超过5%)，最大延伸率增大(最大值超过15%)；老化初期振动载荷对高氯酸铵(AP)颗粒脱湿发展影响较小，当定应变状态下推进剂中的AP颗粒脱湿到一定程度时，振动载荷的作用会促进AP颗粒脱湿，降低固体颗粒的模量增强作用。
为了研究振动载荷对定应变HTPB推进剂力学性能的影响，通过60℃和70℃温度下HTPB推进剂10%定应变振动试验，采用单向拉伸法和扫描电镜观测法，对定应变HTPB推进剂在振动载荷作用下的宏观力学性能变化规律和细观损伤模式进行了研究。结果表明:定应变状态下振动载荷的作用使HTPB推进剂的抗拉强度减小(最大值超过5%)，最大延伸率增大(最大值超过15%)；老化初期振动载荷对高氯酸铵(AP)颗粒脱湿发展影响较小，当定应变状态下推进剂中的AP颗粒脱湿到一定程度时，振动载荷的作用会促进AP颗粒脱湿，降低固体颗粒的模量增强作用。
2016, 37(2):378-385.
摘要:
针对气相环境下EPDM绝热材料的烧蚀行为建立了双区体烧蚀模型，着重考虑了沉积反应、气流剥蚀和膨胀现象。多孔介质区和固体区分开求解，采用交界面温度耦合的数值处理方法。对气相环境下的烧蚀实验开展了数值计算，分析了影响炭化层孔隙结构、质量烧蚀率的主要因素，计算结果与实验结果吻合较好。计算还获得了炭化层内烧蚀气体流速的量级是毫米到厘米，相对压强的量级是103～104Pa以及相对压强的分布情况。
针对气相环境下EPDM绝热材料的烧蚀行为建立了双区体烧蚀模型，着重考虑了沉积反应、气流剥蚀和膨胀现象。多孔介质区和固体区分开求解，采用交界面温度耦合的数值处理方法。对气相环境下的烧蚀实验开展了数值计算，分析了影响炭化层孔隙结构、质量烧蚀率的主要因素，计算结果与实验结果吻合较好。计算还获得了炭化层内烧蚀气体流速的量级是毫米到厘米，相对压强的量级是103～104Pa以及相对压强的分布情况。
2016, 37(2):386-392.
摘要:
为了提出降低阳极层霍尔推进器运行过程中的磁极刻蚀程度的方案，记录磁极刻蚀程度在相关参数影响下的变化，针对阳极层霍尔推进器的放电电流、电压、工质输送速率等工作参数开展实验研究，定量分析了这些影响因子对推进器磁极刻蚀程度的影响。通过测量磁极被溅射出的粒子在样品表面不同位置上的沉积速率，计算出了推进器在不同运行条件下，由于磁极刻蚀而产生的溅射粒子数量和密度。实验结果表明，该推进器在运行过程中，溅射粒子主要集中在羽流中心线附近区域；随着放电电压和电流的增加，溅射粒子的密度显著上升，并且在以羽流中心线为中心，半径为4cm的圆面区域内，溅射粒子密度上升明显；降低工质输送速率，在低气压、高电压和小电流的运行条件下能够有效降低推进器磁极刻蚀程度，实验所采用的霍尔推进器合适的工作气压为0.02～0.025Pa。
为了提出降低阳极层霍尔推进器运行过程中的磁极刻蚀程度的方案，记录磁极刻蚀程度在相关参数影响下的变化，针对阳极层霍尔推进器的放电电流、电压、工质输送速率等工作参数开展实验研究，定量分析了这些影响因子对推进器磁极刻蚀程度的影响。通过测量磁极被溅射出的粒子在样品表面不同位置上的沉积速率，计算出了推进器在不同运行条件下，由于磁极刻蚀而产生的溅射粒子数量和密度。实验结果表明，该推进器在运行过程中，溅射粒子主要集中在羽流中心线附近区域；随着放电电压和电流的增加，溅射粒子的密度显著上升，并且在以羽流中心线为中心，半径为4cm的圆面区域内，溅射粒子密度上升明显；降低工质输送速率，在低气压、高电压和小电流的运行条件下能够有效降低推进器磁极刻蚀程度，实验所采用的霍尔推进器合适的工作气压为0.02～0.025Pa。
2016, 37(2):393-400.
摘要:
为探索微尺度爆震用于空间推进和能量利用的可行性，首次用悬摆法测量了长1m，内径4～10mm的微尺度爆震管内不同当量比下的乙烯-氧气混合物的爆震冲量和比冲，同时与Wintenberger基于直接起爆的爆震冲量计算模型进行了对比验证。结果表明，火焰由缓燃向爆震转变的距离(DDT距离)对冲量有主要的影响。DDT距离越短，冲量越大。在本实验工况下，不同管径下能产生最大冲量的当量比是1.4；如果不考虑DDT的影响，模型计算的冲量与实验值吻合较好。另一方面，冲量与管径成正比，但是管径越小，各个当量比下的冲量差距越小。
为探索微尺度爆震用于空间推进和能量利用的可行性，首次用悬摆法测量了长1m，内径4～10mm的微尺度爆震管内不同当量比下的乙烯-氧气混合物的爆震冲量和比冲，同时与Wintenberger基于直接起爆的爆震冲量计算模型进行了对比验证。结果表明，火焰由缓燃向爆震转变的距离(DDT距离)对冲量有主要的影响。DDT距离越短，冲量越大。在本实验工况下，不同管径下能产生最大冲量的当量比是1.4；如果不考虑DDT的影响，模型计算的冲量与实验值吻合较好。另一方面，冲量与管径成正比，但是管径越小，各个当量比下的冲量差距越小。
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