推进技术
2020年第41卷第9期文章目次
2020, 41(9):1921-1934.
DOI: 10.13675/j.cnki.tjjs.200321
摘要:
总结了国内外变循环涡扇冲压组合发动机的发展现状，对比分析了有/无能量传递构型的变循环涡扇冲压组合发动机的工作原理及优缺点。提炼了变循环涡扇冲压组合发动机的关键技术，包括总体性能仿真技术、高速宽工况风扇设计技术、加力/冲压燃烧室设计技术、热管理系统设计技术以及模态转换设计技术。基于国内需求和相关技术研究现状，给出了变循环涡扇冲压组合发动机后续重点研究方向的建议，包括发动机总体性能设计与仿真工具、发动机多设计点多学科耦合设计方法、发动机热管理系统设计与仿真建模以及关键部件的设计与试验。
总结了国内外变循环涡扇冲压组合发动机的发展现状，对比分析了有/无能量传递构型的变循环涡扇冲压组合发动机的工作原理及优缺点。提炼了变循环涡扇冲压组合发动机的关键技术，包括总体性能仿真技术、高速宽工况风扇设计技术、加力/冲压燃烧室设计技术、热管理系统设计技术以及模态转换设计技术。基于国内需求和相关技术研究现状，给出了变循环涡扇冲压组合发动机后续重点研究方向的建议，包括发动机总体性能设计与仿真工具、发动机多设计点多学科耦合设计方法、发动机热管理系统设计与仿真建模以及关键部件的设计与试验。
2020, 41(9):1935-1945.
DOI: 10.13675/j.cnki.tjjs.200204
摘要:
为了实现研发阶段涡扇发动机整机试验数据的快速评估和模型自适应，提出一种发动机模型自适应方法。该方法以整机试验数据为输入，结合气动热力过程约束方程和发动机整机匹配约束条件，重构出各部件的性能参数。文中提出了按照高压涡轮导向器喉部流通能力确定核心机流量的方法，并以载荷系数为媒介实现叶轮机械部件参数修正计算，完成了小涵道比涡扇发动机的自适应建模计算。计算结果表明，17个测量参数与计算结果完全一致，该方法完成单个状态点自适应计算的平均时间约为1.44ms，主要部件特性的修正系数在0.95～1.05。采用该方法计算的部件特性参数自适应修正系数可为发动机性能调试和故障诊断提供依据。
为了实现研发阶段涡扇发动机整机试验数据的快速评估和模型自适应，提出一种发动机模型自适应方法。该方法以整机试验数据为输入，结合气动热力过程约束方程和发动机整机匹配约束条件，重构出各部件的性能参数。文中提出了按照高压涡轮导向器喉部流通能力确定核心机流量的方法，并以载荷系数为媒介实现叶轮机械部件参数修正计算，完成了小涵道比涡扇发动机的自适应建模计算。计算结果表明，17个测量参数与计算结果完全一致，该方法完成单个状态点自适应计算的平均时间约为1.44ms，主要部件特性的修正系数在0.95～1.05。采用该方法计算的部件特性参数自适应修正系数可为发动机性能调试和故障诊断提供依据。
2020, 41(9):1946-1957.
DOI: 10.13675/j.cnki.tjjs.200277
摘要:
压气机内的三维流场中存在着复杂的旋涡运动及气流分离，这些复杂的流体运动影响着压气机的高效及稳定运行，有必要了解并掌握压气机内旋涡结构的产生与发展机理。本文首先回顾了叶轮机械内经典的旋涡模型，重点综述了压气机叶栅旋涡模型的研究成果。然后，详细介绍了在矩形扩压叶栅和跨声速压气机静叶的旋涡结构方面取得的阶段性研究成果，分别讨论了三维旋涡结构的三种研究方法，验证了数值计算获取叶栅旋涡结构的可靠性，阐述了高负荷矩形扩压叶栅旋涡结构与流动损失的关联性，建立了跨声速压气机静叶三维定常旋涡结构模型，揭示了压气机静叶失速过程的涡动力学机理，并分析了非定常因素对静叶旋涡结构的影响规律。最后，针对今后在压气机旋涡结构的发展中会遇到的技术挑战和未来的发展方向做了几点展望。
压气机内的三维流场中存在着复杂的旋涡运动及气流分离，这些复杂的流体运动影响着压气机的高效及稳定运行，有必要了解并掌握压气机内旋涡结构的产生与发展机理。本文首先回顾了叶轮机械内经典的旋涡模型，重点综述了压气机叶栅旋涡模型的研究成果。然后，详细介绍了在矩形扩压叶栅和跨声速压气机静叶的旋涡结构方面取得的阶段性研究成果，分别讨论了三维旋涡结构的三种研究方法，验证了数值计算获取叶栅旋涡结构的可靠性，阐述了高负荷矩形扩压叶栅旋涡结构与流动损失的关联性，建立了跨声速压气机静叶三维定常旋涡结构模型，揭示了压气机静叶失速过程的涡动力学机理，并分析了非定常因素对静叶旋涡结构的影响规律。最后，针对今后在压气机旋涡结构的发展中会遇到的技术挑战和未来的发展方向做了几点展望。
2020, 41(9):1958-1966.
DOI: 10.13675/j.cnki.tjjs.200287
摘要:
为分析跨声速转子实时波动的叶顶间隙尺寸对气动性能的影响，对跨声速压气机转子真实运行状态下一个稳定工况实时波动的叶顶间隙数据进行统计分析，获得了叶顶间隙尺寸的总体水平、波动幅值和概率分布形式。以跨声速压气机转子NASA Rotor 37为研究对象，采用非嵌入式混沌多项式不确定性量化方法，对100%转速下近失速和峰值效率两个工况施加相同叶顶间隙波动对跨声速转子气动性能的影响进行了不确定性量化分析。结果表明，真实运行状态下叶顶间隙波动对气动性能的总体水平无影响，但会缩小喘振裕度3.75%；近失速工况对叶顶间隙波动更为敏感，各参数的相对波动幅值均较峰值效率工况有所增大，等熵效率受叶顶间隙波动的影响比质量流量和总压比大；近失速工况下叶顶间隙波动在叶高方向上的影响范围和强度均大于峰值效率工况，98%叶高位置处静压系数和总压损失系数最大相对波动幅值分别可达14.84%和5%。峰值效率工况下流场中的不确定性主要由叶顶泄漏流及其与激波相互作用引起；而近失速工况下流场当中的不确定性则是由激波和吸力面分离流动起主要作用。
为分析跨声速转子实时波动的叶顶间隙尺寸对气动性能的影响，对跨声速压气机转子真实运行状态下一个稳定工况实时波动的叶顶间隙数据进行统计分析，获得了叶顶间隙尺寸的总体水平、波动幅值和概率分布形式。以跨声速压气机转子NASA Rotor 37为研究对象，采用非嵌入式混沌多项式不确定性量化方法，对100%转速下近失速和峰值效率两个工况施加相同叶顶间隙波动对跨声速转子气动性能的影响进行了不确定性量化分析。结果表明，真实运行状态下叶顶间隙波动对气动性能的总体水平无影响，但会缩小喘振裕度3.75%；近失速工况对叶顶间隙波动更为敏感，各参数的相对波动幅值均较峰值效率工况有所增大，等熵效率受叶顶间隙波动的影响比质量流量和总压比大；近失速工况下叶顶间隙波动在叶高方向上的影响范围和强度均大于峰值效率工况，98%叶高位置处静压系数和总压损失系数最大相对波动幅值分别可达14.84%和5%。峰值效率工况下流场中的不确定性主要由叶顶泄漏流及其与激波相互作用引起；而近失速工况下流场当中的不确定性则是由激波和吸力面分离流动起主要作用。
2020, 41(9):1967-1974.
DOI: 10.13675/j.cnki.tjjs.200344
摘要:
为了探究进气畸变条件下轴流压气机的有效失速预警方法并将其应用于主动控制系统中，在一台低速单转子轴流压气机上对均匀进气和周向畸变条件下的失速预警方法进行了实验研究。实验通过在进口布置高度可调节的插板来产生不同强度的周向畸变，并通过在转子叶顶布置的动态压力传感器测得非定常压力信号，运用自相关、互相关和均方根算法对其进行分析，比较了周向畸变下三种失速预警方法的可靠性。分析结果表明：只有传感器安装在畸变区时自相关和均方根分析才有效；互相关分析不依赖于传感器的安装位置，在畸变区和非畸变区均能有效感受到畸变的影响，且互相关系数随着周向畸变的产生或消失相应地下降或上升，因此在周向畸变下互相关分析为更有效的失速预警方法；最后在基于互相关分析的基础上对该单转子轴流压气机实施了喷气主动控制应用，在24.75%畸变强度条件下，主动喷气能取得9.32%的失速裕度改善，与定常喷气相比，获得几乎相等的失速裕度改善的同时节省了约40%的喷气量。
为了探究进气畸变条件下轴流压气机的有效失速预警方法并将其应用于主动控制系统中，在一台低速单转子轴流压气机上对均匀进气和周向畸变条件下的失速预警方法进行了实验研究。实验通过在进口布置高度可调节的插板来产生不同强度的周向畸变，并通过在转子叶顶布置的动态压力传感器测得非定常压力信号，运用自相关、互相关和均方根算法对其进行分析，比较了周向畸变下三种失速预警方法的可靠性。分析结果表明：只有传感器安装在畸变区时自相关和均方根分析才有效；互相关分析不依赖于传感器的安装位置，在畸变区和非畸变区均能有效感受到畸变的影响，且互相关系数随着周向畸变的产生或消失相应地下降或上升，因此在周向畸变下互相关分析为更有效的失速预警方法；最后在基于互相关分析的基础上对该单转子轴流压气机实施了喷气主动控制应用，在24.75%畸变强度条件下，主动喷气能取得9.32%的失速裕度改善，与定常喷气相比，获得几乎相等的失速裕度改善的同时节省了约40%的喷气量。
2020, 41(9):1975-1987.
DOI: 10.13675/j.cnki.tjjs.200246
摘要:
为探索总结凹槽叶尖泄漏流动气动热力特征，利用实验和数值模拟方法，对叶尖凹槽内部旋涡相互作用机理和叶顶流动换热与泄漏流能量再分布等问题进行研究，并对凹槽叶尖参数化设计方法进行探讨。结果表明：搭建的考虑多因素实验台和可视化泄漏流动测量方案可以精确地捕捉到叶顶区域的流动结构；刮削涡在凹槽中起到“气动篦齿”作用，其形态特征的变化直接影响凹槽叶尖对泄漏流动的控制效果；高温泄漏流流体对叶片表面的冲击是叶尖热负荷提高的主要原因；合理选择叶尖气动参数和凹槽的几何参数可以有效控制刮削涡形态，最终提升叶尖气动热力性能。
为探索总结凹槽叶尖泄漏流动气动热力特征，利用实验和数值模拟方法，对叶尖凹槽内部旋涡相互作用机理和叶顶流动换热与泄漏流能量再分布等问题进行研究，并对凹槽叶尖参数化设计方法进行探讨。结果表明：搭建的考虑多因素实验台和可视化泄漏流动测量方案可以精确地捕捉到叶顶区域的流动结构；刮削涡在凹槽中起到“气动篦齿”作用，其形态特征的变化直接影响凹槽叶尖对泄漏流动的控制效果；高温泄漏流流体对叶片表面的冲击是叶尖热负荷提高的主要原因；合理选择叶尖气动参数和凹槽的几何参数可以有效控制刮削涡形态，最终提升叶尖气动热力性能。
2020, 41(9):1988-1998.
DOI: 10.13675/j.cnki.tjjs.200140
摘要:
为揭示叶片或机匣旋转条件和叶顶冷却对涡轮动叶气热性能的影响机理，选用LISA 1.5级涡轮动叶片，构建叶顶冷却孔，开展了不同冷气流量下的数值模拟研究。计算结果表明：不同旋转条件下，当冷气与主流的流量比为0.3%时，叶栅能量损失最低，当流量比为1.0%时，间隙泄漏流量最低、叶顶传热性能最好。叶片旋转、机匣旋转和平移运动都能降低泄漏损失和泄漏流量，叶片旋转时，叶栅出口下游上半叶高截面的能量损失最大降低约26.10%。旋转效应对泄漏损失的影响不随流量比变化而改变，但对叶栅总损失和叶顶传热品质的影响随流量比增加会不同。当流量比小于0.3%时，叶片旋转情况下叶栅总损失低于静止工况但高于机匣运动工况，且叶顶传热品质最优；当流量比大于0.7%时，叶片旋转使叶栅总损失最高，机匣运动使叶顶传热品质最优。
为揭示叶片或机匣旋转条件和叶顶冷却对涡轮动叶气热性能的影响机理，选用LISA 1.5级涡轮动叶片，构建叶顶冷却孔，开展了不同冷气流量下的数值模拟研究。计算结果表明：不同旋转条件下，当冷气与主流的流量比为0.3%时，叶栅能量损失最低，当流量比为1.0%时，间隙泄漏流量最低、叶顶传热性能最好。叶片旋转、机匣旋转和平移运动都能降低泄漏损失和泄漏流量，叶片旋转时，叶栅出口下游上半叶高截面的能量损失最大降低约26.10%。旋转效应对泄漏损失的影响不随流量比变化而改变，但对叶栅总损失和叶顶传热品质的影响随流量比增加会不同。当流量比小于0.3%时，叶片旋转情况下叶栅总损失低于静止工况但高于机匣运动工况，且叶顶传热品质最优；当流量比大于0.7%时，叶片旋转使叶栅总损失最高，机匣运动使叶顶传热品质最优。
2020, 41(9):1999-2010.
DOI: 10.13675/j.cnki.tjjs.190819
摘要:
射流预冷技术可以有效降低进气温度并提高航空发动机的性能。为探究该技术在高空环境下对流场问题的影响，采用径向均匀射流方案，模拟高空条件，结合水滴的蒸发过程以及气液两相的耦合作用对预冷段射流喷水的情形进行数值计算。结果表明，径向喷射方案能够有效降低进气温度，在各个工况中，温降系数约为8%~26.7%；在高温工况中提高喷水量可以有效提高温降效果，工况6的喷水量和工作温度都是最大的，温降系数和蒸发效率分别达到了最高值的26.7%和73.9%；预冷段的压降损失和出口流场均匀度取决于来流马赫数和喷水量，高马赫数和较大的喷水量都会加剧压损与流场的紊乱程度，由于工况6的高射流量和气流马赫数，其在喷水装置处的压降系数达到了最大值的5.8%。
射流预冷技术可以有效降低进气温度并提高航空发动机的性能。为探究该技术在高空环境下对流场问题的影响，采用径向均匀射流方案，模拟高空条件，结合水滴的蒸发过程以及气液两相的耦合作用对预冷段射流喷水的情形进行数值计算。结果表明，径向喷射方案能够有效降低进气温度，在各个工况中，温降系数约为8%~26.7%；在高温工况中提高喷水量可以有效提高温降效果，工况6的喷水量和工作温度都是最大的，温降系数和蒸发效率分别达到了最高值的26.7%和73.9%；预冷段的压降损失和出口流场均匀度取决于来流马赫数和喷水量，高马赫数和较大的喷水量都会加剧压损与流场的紊乱程度，由于工况6的高射流量和气流马赫数，其在喷水装置处的压降系数达到了最大值的5.8%。
2020, 41(9):2011-2020.
DOI: 10.13675/j.cnki.tjjs.200214
摘要:
为减小整个预旋系统的流动损失，首先对带预旋集气腔进气孔、预旋集气腔、预旋喷嘴的冷气预旋流路进行了分析，发现进气孔和集气腔会导致预旋喷嘴进口流场不均匀，相较于进口均匀条件，预旋喷嘴总压损失系数增大0.026。在此基础上提出了一种将预旋集气腔进气孔、预旋集气腔和预旋喷嘴融合设计的低损失融合式预旋喷嘴设计方案，分析表明：融合式预旋喷嘴能有效减小冷气在预旋系统内的流动损失，在设计工况总压损失系数减小0.032，并使冷气在预旋系统内流动更加均匀，提升了预旋系统的整体性能。
为减小整个预旋系统的流动损失，首先对带预旋集气腔进气孔、预旋集气腔、预旋喷嘴的冷气预旋流路进行了分析，发现进气孔和集气腔会导致预旋喷嘴进口流场不均匀，相较于进口均匀条件，预旋喷嘴总压损失系数增大0.026。在此基础上提出了一种将预旋集气腔进气孔、预旋集气腔和预旋喷嘴融合设计的低损失融合式预旋喷嘴设计方案，分析表明：融合式预旋喷嘴能有效减小冷气在预旋系统内的流动损失，在设计工况总压损失系数减小0.032，并使冷气在预旋系统内流动更加均匀，提升了预旋系统的整体性能。
2020, 41(9):2021-2030.
DOI: 10.13675/j.cnki.tjjs.200215
摘要:
针对下一代民用涡扇发动机短舱长径比不断缩小的发展趋势，为改善发动机进口气流参数分布不均、改善进气道的流场结构、提高其气动性能，开展了进气道唇口关键几何参数对短舱进气道流动特性影响的研究。通过CFD数值模拟方法研究了进气道收缩比、唇口超椭圆指数以及唇口超椭圆长短轴比对短舱进气道性能的影响。研究发现，这三个设计参数改变时，均会对进气道性能产生直接的影响，对畸变指数的影响最明显，其中收缩比改变的影响最大，当收缩比每改变0.025，畸变指数的变化率最大可达到50%。进口收缩比的改变影响喉道截面的流动，超椭圆指数变化影响了进口前缘曲率的变化，而超椭圆长短轴比变化影响了进气道唇口内型面的曲率；超椭圆长短轴比越大，超椭圆指数越小，收缩比越大，唇口初始压力损失越大，壁面摩擦损失越大，进气道总压恢复系数越低，畸变程度越高。
针对下一代民用涡扇发动机短舱长径比不断缩小的发展趋势，为改善发动机进口气流参数分布不均、改善进气道的流场结构、提高其气动性能，开展了进气道唇口关键几何参数对短舱进气道流动特性影响的研究。通过CFD数值模拟方法研究了进气道收缩比、唇口超椭圆指数以及唇口超椭圆长短轴比对短舱进气道性能的影响。研究发现，这三个设计参数改变时，均会对进气道性能产生直接的影响，对畸变指数的影响最明显，其中收缩比改变的影响最大，当收缩比每改变0.025，畸变指数的变化率最大可达到50%。进口收缩比的改变影响喉道截面的流动，超椭圆指数变化影响了进口前缘曲率的变化，而超椭圆长短轴比变化影响了进气道唇口内型面的曲率；超椭圆长短轴比越大，超椭圆指数越小，收缩比越大，唇口初始压力损失越大，壁面摩擦损失越大，进气道总压恢复系数越低，畸变程度越高。
2020, 41(9):2031-2037.
DOI: 10.13675/j.cnki.tjjs.200165
摘要:
为了验证多级轴流压气机出口级性能，开展四级重复级低速模拟气动设计，并坚持以二维设计为主，三维数值验证为辅。利用相同的设计系统，建立了高低速压气机之间相似的二维流场和叶表无量速度分布。随后，低速与高速压气机三维数值计算结果对比表明，压升系数特性吻合，流场相似，且叶表无量纲速度由设计点到失速点保持一致的变化趋势，进一步验证了二维设计的可行性；利用相同的系统设计高、低速压气机，有利于形成高速-低速-高速的良性循环，有利于完善基于通流程序的设计体系，积累设计经验。
为了验证多级轴流压气机出口级性能，开展四级重复级低速模拟气动设计，并坚持以二维设计为主，三维数值验证为辅。利用相同的设计系统，建立了高低速压气机之间相似的二维流场和叶表无量速度分布。随后，低速与高速压气机三维数值计算结果对比表明，压升系数特性吻合，流场相似，且叶表无量纲速度由设计点到失速点保持一致的变化趋势，进一步验证了二维设计的可行性；利用相同的系统设计高、低速压气机，有利于形成高速-低速-高速的良性循环，有利于完善基于通流程序的设计体系，积累设计经验。
2020, 41(9):2038-2058.
DOI: 10.13675/j.cnki.tjjs.200333
摘要:
从实验、理论和数值模拟三个方面对航空发动机内的燃油雾化问题研究进展进行了综述。实验方面，通过雾化实验，可定性分析喷注参数及环境条件等因素对雾化效果的影响，测量技术是影响实验精度的关键；雾化理论对液膜形状及破碎特性的预测值与实验还存在一定误差，复杂气动条件下的雾化理论还较为缺乏；雾化数值模拟可以获得不同形式燃油雾化的某些典型变化过程，复杂多过程、多因素影响的雾化模拟还较难开展。总体上看，航空发动机燃油雾化机理还未能完全揭示。
从实验、理论和数值模拟三个方面对航空发动机内的燃油雾化问题研究进展进行了综述。实验方面，通过雾化实验，可定性分析喷注参数及环境条件等因素对雾化效果的影响，测量技术是影响实验精度的关键；雾化理论对液膜形状及破碎特性的预测值与实验还存在一定误差，复杂气动条件下的雾化理论还较为缺乏；雾化数值模拟可以获得不同形式燃油雾化的某些典型变化过程，复杂多过程、多因素影响的雾化模拟还较难开展。总体上看，航空发动机燃油雾化机理还未能完全揭示。
2020, 41(9):2059-2069.
DOI: 10.13675/j.cnki.tjjs.200151
摘要:
为了降低压气机径向引气过程中的压力损失，在设计出新型翅片单元结构的基础上，研究了新型翅片单元结构对径向引气压力损失的影响规律，对不同转速、新型翅片结构的去旋系统开展了数值研究，得到了不同工况下压气机共转盘腔径向引气的流场结构及压力损失分布曲线。研究结构表明：新型翅片单元结构能够抑制盘腔内气流旋流比，降低引气压力损失；翅片单元通道宽度和高度均存在最佳值使得减涡器减阻效果较好，在优选结构翅片单元通道宽度L=0.78，通道高度R3=0.97的条件下，其减阻效果较简单盘腔模型提高86.5%。高低翅片结构能起到较好的减阻效果，随着单侧翅片高度的升高减阻效果逐渐增强，在本文结构下增加单侧翅片高度L1=0.3时减阻效果最优，且A侧或B侧翅片增加带来的减阻效益相同。一方面，最优高低翅片结构其减阻性能相比于简单盘腔模型、典型翅片式减涡器模型以及翅片单元通道宽度L=0.78，通道高度R3=0.97的结构模型分别提高87.5%，29%，7.8%；另一方面，最优高低翅片结构能够减轻翅片单元的质量，具有较高的工程应用价值。
为了降低压气机径向引气过程中的压力损失，在设计出新型翅片单元结构的基础上，研究了新型翅片单元结构对径向引气压力损失的影响规律，对不同转速、新型翅片结构的去旋系统开展了数值研究，得到了不同工况下压气机共转盘腔径向引气的流场结构及压力损失分布曲线。研究结构表明：新型翅片单元结构能够抑制盘腔内气流旋流比，降低引气压力损失；翅片单元通道宽度和高度均存在最佳值使得减涡器减阻效果较好，在优选结构翅片单元通道宽度L=0.78，通道高度R3=0.97的条件下，其减阻效果较简单盘腔模型提高86.5%。高低翅片结构能起到较好的减阻效果，随着单侧翅片高度的升高减阻效果逐渐增强，在本文结构下增加单侧翅片高度L1=0.3时减阻效果最优，且A侧或B侧翅片增加带来的减阻效益相同。一方面，最优高低翅片结构其减阻性能相比于简单盘腔模型、典型翅片式减涡器模型以及翅片单元通道宽度L=0.78，通道高度R3=0.97的结构模型分别提高87.5%，29%，7.8%；另一方面，最优高低翅片结构能够减轻翅片单元的质量，具有较高的工程应用价值。
2020, 41(9):2070-2076.
DOI: 10.13675/j.cnki.tjjs.200197
摘要:
为了探究狭缝斜肋的流动和换热特性，进一步挖掘传统斜肋的性能，采用数值模拟的方法，研究了五种不同位置和倾斜角度的狭缝对45°斜肋流动和换热特性的影响，计算的进口雷诺数为2×104~8×104，并与传统的实心肋进行了对比分析。结果表明，狭缝的存在显著改变了冷却通道的流动结构以及换热分布，降低了冷却通道的阻力损失，减小了通道整体的强化换热系数，但同时增加了肋片表面的强化换热系数，且狭缝的位置和倾斜角度的不同对通道性能也存在一定的影响。对比综合热效率，狭缝斜肋相比实心肋增加了约12%~15%。
为了探究狭缝斜肋的流动和换热特性，进一步挖掘传统斜肋的性能，采用数值模拟的方法，研究了五种不同位置和倾斜角度的狭缝对45°斜肋流动和换热特性的影响，计算的进口雷诺数为2×104~8×104，并与传统的实心肋进行了对比分析。结果表明，狭缝的存在显著改变了冷却通道的流动结构以及换热分布，降低了冷却通道的阻力损失，减小了通道整体的强化换热系数，但同时增加了肋片表面的强化换热系数，且狭缝的位置和倾斜角度的不同对通道性能也存在一定的影响。对比综合热效率，狭缝斜肋相比实心肋增加了约12%~15%。
2020, 41(9):2077-2087.
DOI: 10.13675/j.cnki.tjjs.200325
摘要:
为探究布置直肋扰流结构的尾缘半劈缝冷却结构的气膜冷却特性，分别采用压力敏感漆技术和瞬态热色液晶技术研究了直肋对扩张型尾缘半劈缝表面的绝热气膜效率和对流换热系数的影响，详细对比分析了吹风比及直肋宽度对三种不同扩张型半劈缝表面的气膜冷却特性。实验结果表明：直肋的加入对小扩张型半劈缝表面的气膜覆盖产生了不利影响，但仅限在小吹风比工况；而直肋对大扩张型半劈缝表面的气膜覆盖有略小的促进作用，但其绝热气膜效率始终低于小扩张型半劈缝表面。肋宽对半劈缝表面的换热增强大小受半劈缝表面形状影响，随着半劈缝表面扩张程度的增大，宽直肋结构的高换热优势逐渐超越窄直肋结构。直肋型尾缘半劈缝冷却结构可有效提升1.45~2倍的壁面热流密度，小吹风比工况时宜选用带有窄直肋的扩张程度较小的半劈缝表面结构，而大吹风比时宜选用带有宽直肋的扩张程度较大的半劈缝表面结构。
为探究布置直肋扰流结构的尾缘半劈缝冷却结构的气膜冷却特性，分别采用压力敏感漆技术和瞬态热色液晶技术研究了直肋对扩张型尾缘半劈缝表面的绝热气膜效率和对流换热系数的影响，详细对比分析了吹风比及直肋宽度对三种不同扩张型半劈缝表面的气膜冷却特性。实验结果表明：直肋的加入对小扩张型半劈缝表面的气膜覆盖产生了不利影响，但仅限在小吹风比工况；而直肋对大扩张型半劈缝表面的气膜覆盖有略小的促进作用，但其绝热气膜效率始终低于小扩张型半劈缝表面。肋宽对半劈缝表面的换热增强大小受半劈缝表面形状影响，随着半劈缝表面扩张程度的增大，宽直肋结构的高换热优势逐渐超越窄直肋结构。直肋型尾缘半劈缝冷却结构可有效提升1.45~2倍的壁面热流密度，小吹风比工况时宜选用带有窄直肋的扩张程度较小的半劈缝表面结构，而大吹风比时宜选用带有宽直肋的扩张程度较大的半劈缝表面结构。
2020, 41(9):2088-2098.
DOI: 10.13675/j.cnki.tjjs.200196
摘要:
为深入研究分级旋流火焰特性，以分级旋流模型燃烧室为研究对象，对四个不同燃料分级比(Rf)条件下的分级旋流火焰进行了数值研究，在时均燃烧场特性分析的基础上进一步对燃料分级比为1和3两个工况进行了基于壁面建模的大涡模拟(WMLES)研究。结果表明：燃料分级比的改变会影响中心回流区(CRZ)的长度和宽度。燃烧室中截面的散点分布图能够显示出不同燃料分级比条件下的燃烧特征。燃料分级比为1时，燃烧室剪切层仅存在零散的涡破碎区；而燃料分级比为3时，伴随涡破碎区还出现了单螺旋分支进动涡核(PVC)。通过FFT变换获得的燃烧室内剪切层速度能谱主频与进动涡核的旋转频率相同，表明内剪切层速度脉动的产生与进动涡核有关。另外进动涡核会使流场内的燃料分布和燃烧模式发生周期性的变化，进而影响燃烧过程。调整燃料分级比在1附近，能够使分级火焰达到稳定燃烧降低排放的目标。
为深入研究分级旋流火焰特性，以分级旋流模型燃烧室为研究对象，对四个不同燃料分级比(Rf)条件下的分级旋流火焰进行了数值研究，在时均燃烧场特性分析的基础上进一步对燃料分级比为1和3两个工况进行了基于壁面建模的大涡模拟(WMLES)研究。结果表明：燃料分级比的改变会影响中心回流区(CRZ)的长度和宽度。燃烧室中截面的散点分布图能够显示出不同燃料分级比条件下的燃烧特征。燃料分级比为1时，燃烧室剪切层仅存在零散的涡破碎区；而燃料分级比为3时，伴随涡破碎区还出现了单螺旋分支进动涡核(PVC)。通过FFT变换获得的燃烧室内剪切层速度能谱主频与进动涡核的旋转频率相同，表明内剪切层速度脉动的产生与进动涡核有关。另外进动涡核会使流场内的燃料分布和燃烧模式发生周期性的变化，进而影响燃烧过程。调整燃料分级比在1附近，能够使分级火焰达到稳定燃烧降低排放的目标。
2020, 41(9):2099-2119.
DOI: 10.13675/j.cnki.tjjs.200320
摘要:
航空发动机在服役期间可能遭受鸟撞、叶片丢失等突加高能载荷的作用，造成发动机整机/部件动力学特性恶化和关键构件的损伤，危及发动机的结构安全性。本文从突加高能载荷复现方法与传递规律、突加高能载荷作用下转子/整机结构响应研究、突加高能载荷作用下关键构件损伤机理三个方面综述了现有研究工作，并针对近年来发展的抗突加高能载荷的安全性设计方法进行了探讨，最后分析了突加高能载荷问题的科学本质及发展趋势，为突加高能载荷作用下航空发动机安全性设计提供了重要参考。
航空发动机在服役期间可能遭受鸟撞、叶片丢失等突加高能载荷的作用，造成发动机整机/部件动力学特性恶化和关键构件的损伤，危及发动机的结构安全性。本文从突加高能载荷复现方法与传递规律、突加高能载荷作用下转子/整机结构响应研究、突加高能载荷作用下关键构件损伤机理三个方面综述了现有研究工作，并针对近年来发展的抗突加高能载荷的安全性设计方法进行了探讨，最后分析了突加高能载荷问题的科学本质及发展趋势，为突加高能载荷作用下航空发动机安全性设计提供了重要参考。
18 压气机转子叶片的抑颤设计
2020, 41(9):2120-2129.
DOI: 10.13675/j.cnki.tjjs.200327
摘要:
为了建立适用于工程设计的叶片抑颤方法，以一高压压气机转子叶片为对象开展了叶片颤振特性与其结构参数的关联性研究。采用基于相位延迟边界条件的能量法和特征值法对原转子叶片模型的气动弹性稳定性进行评估，通过分析近失速工况下的非定常气动功密度分布，对叶片安装角沿径向分布、弦长和叶尖间隙等设计参数进行调整，以明确各参数对气动弹性稳定性的影响，最终达到提高气动阻尼的目的。研究结果表明：叶尖间隙对气动阻尼的影响较大，安装角次之，弦长影响相对较小。叶片气动阻尼随叶尖间隙的变化并非单调，而是存在一个叶尖间隙使其气动阻尼最小，即叶片气动弹性稳定性最差。减小进口气流攻角和增加折合频率，能够提高气动阻尼，设计中可以通过调节安装角来减小气流攻角，增加弦长来增大折合频率。考虑到对叶片气动性能的影响，在调节安装角时通常要保证进口气流攻角的改变量不超过5°，调节弦长和叶尖间隙时要保证各结构构件不发生碰摩。
为了建立适用于工程设计的叶片抑颤方法，以一高压压气机转子叶片为对象开展了叶片颤振特性与其结构参数的关联性研究。采用基于相位延迟边界条件的能量法和特征值法对原转子叶片模型的气动弹性稳定性进行评估，通过分析近失速工况下的非定常气动功密度分布，对叶片安装角沿径向分布、弦长和叶尖间隙等设计参数进行调整，以明确各参数对气动弹性稳定性的影响，最终达到提高气动阻尼的目的。研究结果表明：叶尖间隙对气动阻尼的影响较大，安装角次之，弦长影响相对较小。叶片气动阻尼随叶尖间隙的变化并非单调，而是存在一个叶尖间隙使其气动阻尼最小，即叶片气动弹性稳定性最差。减小进口气流攻角和增加折合频率，能够提高气动阻尼，设计中可以通过调节安装角来减小气流攻角，增加弦长来增大折合频率。考虑到对叶片气动性能的影响，在调节安装角时通常要保证进口气流攻角的改变量不超过5°，调节弦长和叶尖间隙时要保证各结构构件不发生碰摩。
2020, 41(9):2130-2142.
DOI: 10.13675/j.cnki.tjjs.200319
摘要:
针对高速推进系统温度测量传感器的设计方法、测量误差等核心问题，综述了现阶段高速推进系统接触式和非接触式温度测量的方法。其中，重点综述了辐射与红外测量、可调谐二极管激光吸收光谱（TDLAS）、相干反斯托克斯拉曼散射（CARS）及温度敏感涂料（TSP）等非接触温度测量技术在高速推进系统应用的研究进展和发展趋势，并分析了上述温度测量技术存在的问题。
针对高速推进系统温度测量传感器的设计方法、测量误差等核心问题，综述了现阶段高速推进系统接触式和非接触式温度测量的方法。其中，重点综述了辐射与红外测量、可调谐二极管激光吸收光谱（TDLAS）、相干反斯托克斯拉曼散射（CARS）及温度敏感涂料（TSP）等非接触温度测量技术在高速推进系统应用的研究进展和发展趋势，并分析了上述温度测量技术存在的问题。
2020, 41(9):2143-2160.
DOI: 10.13675/j.cnki.tjjs.200292
摘要:
从SiC/SiC复合材料氧化行为、氧化环境下的失效机理与力学性能三个方面，对SiC/SiC复合材料氧化退化的研究进展进行了综述。文中总结了影响材料氧化行为的重要因素，包括温度、氧分压、水蒸汽以及界面层厚度等。详细分析了材料在不同温度范围内的失效机制，即氧化脆化是SiC/SiC复合材料在中温范围内的重要失效机制，材料在高温下的失效主要是由纤维强度退化、蠕变及界面氧化引起的。总结出：界面氧化消耗、纤维性能退化是引起材料力学性能退化的关键因素，指出了目前研究中存在的问题和发展方向。
从SiC/SiC复合材料氧化行为、氧化环境下的失效机理与力学性能三个方面，对SiC/SiC复合材料氧化退化的研究进展进行了综述。文中总结了影响材料氧化行为的重要因素，包括温度、氧分压、水蒸汽以及界面层厚度等。详细分析了材料在不同温度范围内的失效机制，即氧化脆化是SiC/SiC复合材料在中温范围内的重要失效机制，材料在高温下的失效主要是由纤维强度退化、蠕变及界面氧化引起的。总结出：界面氧化消耗、纤维性能退化是引起材料力学性能退化的关键因素，指出了目前研究中存在的问题和发展方向。
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