推进技术
2022年第43卷第3期文章目次
2022, 43(3):1-18.
DOI: 10.13675/j.cnki.tjjs.210216
摘要:
燃烧流场参数的定量测量是发动机研发不可或缺的重要组成部分，以煤油为燃料的喷气发动机内流场是高温、高压的强湍流复杂燃烧场。本文针对喷气发动机燃烧流场温度、速度、组分浓度等主要参数定量测量的需求，重点介绍本实验室研发的相干反斯托克斯拉曼散射（CARS）测温、OH示踪测速（HTV）、自发拉曼散射（SRS）测量组分浓度的实验系统及其在发动机燃烧流场诊断中的应用。具体分析定量测量的难点，提出解决方法和攻克的关键技术，给出地面试验现场测量结果和测量不确定度。
燃烧流场参数的定量测量是发动机研发不可或缺的重要组成部分，以煤油为燃料的喷气发动机内流场是高温、高压的强湍流复杂燃烧场。本文针对喷气发动机燃烧流场温度、速度、组分浓度等主要参数定量测量的需求，重点介绍本实验室研发的相干反斯托克斯拉曼散射（CARS）测温、OH示踪测速（HTV）、自发拉曼散射（SRS）测量组分浓度的实验系统及其在发动机燃烧流场诊断中的应用。具体分析定量测量的难点，提出解决方法和攻克的关键技术，给出地面试验现场测量结果和测量不确定度。
2022, 43(3):19-26.
DOI: 10.13675/j.cnki.tjjs.200934
摘要:
高超声速边界层转捩及激波-边界层干扰等基础气动问题的风洞试验中，高频脉动热流是一重要测试量。为了验证自研的原子层热电堆热流传感器在实际风洞试验环境中的性能，利用尖锥模型在Φ2m激波风洞（FD-14A）内开展来流马赫数10、单位雷诺数4.7×106/m等流场条件下的风洞试验，并与高频脉动压力传感器对比，热流测试结果反映出以150kHz为主、具有一定频率带宽的高频脉动热流分量从无到有的全过程，且高频分量相对强度较高；借助标定实验获得原子层热电堆热流传感器的灵敏度系数，通过与薄膜热电阻热流传感器对比以及重复车次中自对比验证了其用于平均热流测试的静态性能，在此试验条件下测试平均热流为7.92kW/m2，重复试验车次中测试平均热流为8.32kW/m2，重复性良好。由此，原子层热电堆热流传感器的动/静态性能都说明其在激波风洞试验中具有较好的应用潜力。
高超声速边界层转捩及激波-边界层干扰等基础气动问题的风洞试验中，高频脉动热流是一重要测试量。为了验证自研的原子层热电堆热流传感器在实际风洞试验环境中的性能，利用尖锥模型在Φ2m激波风洞（FD-14A）内开展来流马赫数10、单位雷诺数4.7×106/m等流场条件下的风洞试验，并与高频脉动压力传感器对比，热流测试结果反映出以150kHz为主、具有一定频率带宽的高频脉动热流分量从无到有的全过程，且高频分量相对强度较高；借助标定实验获得原子层热电堆热流传感器的灵敏度系数，通过与薄膜热电阻热流传感器对比以及重复车次中自对比验证了其用于平均热流测试的静态性能，在此试验条件下测试平均热流为7.92kW/m2，重复试验车次中测试平均热流为8.32kW/m2，重复性良好。由此，原子层热电堆热流传感器的动/静态性能都说明其在激波风洞试验中具有较好的应用潜力。
2022, 43(3):27-34.
DOI: 10.13675/j.cnki.tjjs.200951
摘要:
为了快速、准确地对离心式压气机内复杂三维流场的稳定性进行非接触式诊断，提出了一种可以识别和预判离心式压气机内可能出现的旋转失速或喘振等严重非稳定流动结构的新方法。通过从叶轮出口处盖板侧壁压信号映射的递归图中提取出合适的混沌特性量化指标来实现流场诊断，并利用周向相邻测点信号的预先重组进一步改进了该诊断方法。使用已公开发布的离心式压气机失稳状态下的相关试验数据验证了该流场诊断方法的可行性。相比于常规方法，该方法的优势在于可以通过量化指标更早地预判出压气机内流动失稳，并且指标临界值在各转速下保持基本一致，能够更好地应用于叶轮旋转速度波动或瞬变的突发情况。
为了快速、准确地对离心式压气机内复杂三维流场的稳定性进行非接触式诊断，提出了一种可以识别和预判离心式压气机内可能出现的旋转失速或喘振等严重非稳定流动结构的新方法。通过从叶轮出口处盖板侧壁压信号映射的递归图中提取出合适的混沌特性量化指标来实现流场诊断，并利用周向相邻测点信号的预先重组进一步改进了该诊断方法。使用已公开发布的离心式压气机失稳状态下的相关试验数据验证了该流场诊断方法的可行性。相比于常规方法，该方法的优势在于可以通过量化指标更早地预判出压气机内流动失稳，并且指标临界值在各转速下保持基本一致，能够更好地应用于叶轮旋转速度波动或瞬变的突发情况。
2022, 43(3):35-41.
DOI: 10.13675/j.cnki.tjjs.210124
摘要:
为了突破传统测量光路限制，实现对航空发动机三头部全尺寸回流燃烧室模型试验件内部冷态流场精细化测量，自主搭建了一套内窥式PIV（Particle Image Velocimetry）测量系统，在自模区工况下对其内部冷态流场进行了测量调试。结果表明，在壁面之上预设内窥小孔即可实现测量光路布置，采用大焦距光学适配接口能够很好地解决相机内窥镜成像圈较小的技术难题。通过缩短相机内窥镜工作距离和采取多种消光措施，大幅提高了测量信噪比，最终实现了模型燃烧室内部冷态流场的大视场（65mm×65mm）高分辨率（0.876mm）精细化测量，获得了内部流场结构信息。
为了突破传统测量光路限制，实现对航空发动机三头部全尺寸回流燃烧室模型试验件内部冷态流场精细化测量，自主搭建了一套内窥式PIV（Particle Image Velocimetry）测量系统，在自模区工况下对其内部冷态流场进行了测量调试。结果表明，在壁面之上预设内窥小孔即可实现测量光路布置，采用大焦距光学适配接口能够很好地解决相机内窥镜成像圈较小的技术难题。通过缩短相机内窥镜工作距离和采取多种消光措施，大幅提高了测量信噪比，最终实现了模型燃烧室内部冷态流场的大视场（65mm×65mm）高分辨率（0.876mm）精细化测量，获得了内部流场结构信息。
2022, 43(3):42-50.
DOI: 10.13675/j.cnki.tjjs.210193
摘要:
为提高二维重建温度场的抗噪声、抗干扰能力，研究了基于滤波反投影算法的可调节半导体激光吸收光谱（TDLAS）系统。通过数值模拟研究了滤波反投影算法的重建质量与影响因素，结果表明，随机噪声达到10%时，重建图像仍能较好地反映原温度场特征；滤波函数能明显改善重建质量；三次样条曲线插值的重建质量最高。通过基于滤波反投影算法的 TDLAS系统对弱旋流燃烧室出口温度场进行重建，将重建结果与热电偶测量结果进行对比，相对误差范围为1.4%～8.9%，较好地反映出温度场的特征，验证了滤波反投影算法的层析成像系统的可行性。
为提高二维重建温度场的抗噪声、抗干扰能力，研究了基于滤波反投影算法的可调节半导体激光吸收光谱（TDLAS）系统。通过数值模拟研究了滤波反投影算法的重建质量与影响因素，结果表明，随机噪声达到10%时，重建图像仍能较好地反映原温度场特征；滤波函数能明显改善重建质量；三次样条曲线插值的重建质量最高。通过基于滤波反投影算法的 TDLAS系统对弱旋流燃烧室出口温度场进行重建，将重建结果与热电偶测量结果进行对比，相对误差范围为1.4%～8.9%，较好地反映出温度场的特征，验证了滤波反投影算法的层析成像系统的可行性。
2022, 43(3):51-60.
DOI: 10.13675/j.cnki.tjjs.210194
摘要:
针对污染效应对超声速燃烧室熄火性能影响问题，采用甲烷燃烧和电阻加热的燃烧室直连式对比实验方法，开展了污染效应对燃烧室贫油熄火极限影响研究。基于超声速燃烧室实验模型，研究了煤油喷嘴结构对贫油熄火极限的影响；采用高速摄像仪和平面激光诱导荧光技术（PLIF），研究了加热方式对贫油熄火极限的影响，获得了光学测量结果和壁面压力分布，给出了纯净来流和污染来流条件下的燃烧室贫油熄火极限。研究表明：采用甲烷燃烧加热的燃烧室贫油熄火极限对应的当量比高于电阻加热的，分别为0.135和0.105；不同加热方式来流条件下，超声速燃烧室在燃烧不同阶段的稳定模式均为凹槽火焰稳定模式，火焰基底会呈现一定程度的脉动，但稳定在凹槽剪切层内。
针对污染效应对超声速燃烧室熄火性能影响问题，采用甲烷燃烧和电阻加热的燃烧室直连式对比实验方法，开展了污染效应对燃烧室贫油熄火极限影响研究。基于超声速燃烧室实验模型，研究了煤油喷嘴结构对贫油熄火极限的影响；采用高速摄像仪和平面激光诱导荧光技术（PLIF），研究了加热方式对贫油熄火极限的影响，获得了光学测量结果和壁面压力分布，给出了纯净来流和污染来流条件下的燃烧室贫油熄火极限。研究表明：采用甲烷燃烧加热的燃烧室贫油熄火极限对应的当量比高于电阻加热的，分别为0.135和0.105；不同加热方式来流条件下，超声速燃烧室在燃烧不同阶段的稳定模式均为凹槽火焰稳定模式，火焰基底会呈现一定程度的脉动，但稳定在凹槽剪切层内。
2022, 43(3):61-67.
DOI: 10.13675/j.cnki.tjjs.210195
摘要:
为了解超燃冲压发动机引导点火过程中燃烧流场截面参数分布特征和传播规律，利用激光吸收光谱技术对氢气引导煤油燃烧过程进行测量和分析。在约200ms的引导燃烧过程中，激光吸收光谱层析测量系统对流场截面温度二维分布进行了全程的测量，时间分辨率为1ms。对于测量结果，重点分析了氢气加注、上壁面煤油加注和下壁面煤油加注三个关键阶段的流场变化规律。分析结果表明，在本论文试验所采用的引导点火方式中，火焰在上下壁面之间的传播速度约为15m/s，当煤油燃烧时，流场截面具有较强的非均匀性，高温区域集中在煤油喷注口附近，最高温度达到2500K以上。研究表明，激光吸收光谱层析技术可以为超燃冲压发动机点火过程研究提供丰富且有效的流场截面参数分布信息。
为了解超燃冲压发动机引导点火过程中燃烧流场截面参数分布特征和传播规律，利用激光吸收光谱技术对氢气引导煤油燃烧过程进行测量和分析。在约200ms的引导燃烧过程中，激光吸收光谱层析测量系统对流场截面温度二维分布进行了全程的测量，时间分辨率为1ms。对于测量结果，重点分析了氢气加注、上壁面煤油加注和下壁面煤油加注三个关键阶段的流场变化规律。分析结果表明，在本论文试验所采用的引导点火方式中，火焰在上下壁面之间的传播速度约为15m/s，当煤油燃烧时，流场截面具有较强的非均匀性，高温区域集中在煤油喷注口附近，最高温度达到2500K以上。研究表明，激光吸收光谱层析技术可以为超燃冲压发动机点火过程研究提供丰富且有效的流场截面参数分布信息。
2022, 43(3):68-76.
DOI: 10.13675/j.cnki.tjjs.210186
摘要:
对空间双组元发动机核心部件喷注器的喷雾流场可视化诊断技术开展了研究，有效识别了传统分析手段难以发现的雾化场缺陷，对发动机工作特性进行早期诊断，实现故障预防和设计优化。离心式喷注器的雾化喷注流场包含了大量的数据信息，可以通过高速摄影和图像分析进行数据挖掘分析。通过均值图像和余弦相似性计算对喷注流场的空间分布结构进行诊断，均匀雾化场的左右相似度可以达到0.99以上。对图像液滴进行追踪测速，得到雾化平均速度场的量化分布。对雾化图片进行本征正交分解，提取了雾化场前6阶脉动主模态和幅频信息，通过分析其动态特性进行异常状态识别。与热试车结果的比对证明了在喷注流场诊断中发现异常的发动机在点火过程中出现了不均匀燃烧或者局部高温的缺陷，与冷态的流场诊断结果相符，对该诊断方法进行了验证。
对空间双组元发动机核心部件喷注器的喷雾流场可视化诊断技术开展了研究，有效识别了传统分析手段难以发现的雾化场缺陷，对发动机工作特性进行早期诊断，实现故障预防和设计优化。离心式喷注器的雾化喷注流场包含了大量的数据信息，可以通过高速摄影和图像分析进行数据挖掘分析。通过均值图像和余弦相似性计算对喷注流场的空间分布结构进行诊断，均匀雾化场的左右相似度可以达到0.99以上。对图像液滴进行追踪测速，得到雾化平均速度场的量化分布。对雾化图片进行本征正交分解，提取了雾化场前6阶脉动主模态和幅频信息，通过分析其动态特性进行异常状态识别。与热试车结果的比对证明了在喷注流场诊断中发现异常的发动机在点火过程中出现了不均匀燃烧或者局部高温的缺陷，与冷态的流场诊断结果相符，对该诊断方法进行了验证。
2022, 43(3):77-86.
DOI: 10.13675/j.cnki.tjjs.200452
摘要:
为发展工程适用的超临界二氧化碳布雷顿循环优化设计方法，研究了关键参数对超临界二氧化碳再压缩循环性能的影响规律，阐述了循环优化设计的必要性，并基于粒子群算法发展了一种再压缩循环优化设计方法。该方法以最低循环压力、循环增压比和分流因子为优化变量，以循环热效率为目标，以合流三通进口温差为约束条件。参数影响规律分析结果表明：循环效率随最低温度的增大持续降低，而随最高温度的增加单调上升；存在最优最低压力和最优增压比使得循环效率最高，且分别受最低温度和最高温度不同程度的影响；将更少的流量分配给再压缩压气机有利于循环效率，且存在最优分流因子使循环效率最高；合流三通进口温差受分流因子影响显著，该参数有必要作为循环设计的限制条件。此外，该循环优化设计方法能有效完成不同温差限制下的循环优化设计，设计结果表明：1℃最大温差下循环效率可达47.77%，而10℃和20℃最大温差下循环效率可达47.83%。
为发展工程适用的超临界二氧化碳布雷顿循环优化设计方法，研究了关键参数对超临界二氧化碳再压缩循环性能的影响规律，阐述了循环优化设计的必要性，并基于粒子群算法发展了一种再压缩循环优化设计方法。该方法以最低循环压力、循环增压比和分流因子为优化变量，以循环热效率为目标，以合流三通进口温差为约束条件。参数影响规律分析结果表明：循环效率随最低温度的增大持续降低，而随最高温度的增加单调上升；存在最优最低压力和最优增压比使得循环效率最高，且分别受最低温度和最高温度不同程度的影响；将更少的流量分配给再压缩压气机有利于循环效率，且存在最优分流因子使循环效率最高；合流三通进口温差受分流因子影响显著，该参数有必要作为循环设计的限制条件。此外，该循环优化设计方法能有效完成不同温差限制下的循环优化设计，设计结果表明：1℃最大温差下循环效率可达47.77%，而10℃和20℃最大温差下循环效率可达47.83%。
2022, 43(3):87-95.
DOI: 10.13675/j.cnki.tjjs.200326
摘要:
为研究引气对于压气机设计的影响，以高压压气机引气级为研究对象，通过对比源项引气模型与构建真实引气结构两种数值仿真方法的差异，并用构建真实引气结构的数值仿真方法分析了不同引气结构对压气机性能和流场的影响。仿真分析结果表明：两种数值仿真方法计算得到的压气机引气级的性能和局部流场均存在较大的差异，在压气机气动设计分析中应该采用构建真实引气结构的数值仿真方法。引气结构和主流道的夹角对主流区域叶尖位置的流场和压气机引气级的性能有较大影响，并且对引气管路内的流动分离程度也有较大影响，当此夹角为45°时，主流区及引气管路内的流动损失均最小。
为研究引气对于压气机设计的影响，以高压压气机引气级为研究对象，通过对比源项引气模型与构建真实引气结构两种数值仿真方法的差异，并用构建真实引气结构的数值仿真方法分析了不同引气结构对压气机性能和流场的影响。仿真分析结果表明：两种数值仿真方法计算得到的压气机引气级的性能和局部流场均存在较大的差异，在压气机气动设计分析中应该采用构建真实引气结构的数值仿真方法。引气结构和主流道的夹角对主流区域叶尖位置的流场和压气机引气级的性能有较大影响，并且对引气管路内的流动分离程度也有较大影响，当此夹角为45°时，主流区及引气管路内的流动损失均最小。
2022, 43(3):96-103.
DOI: 10.13675/j.cnki.tjjs.200410
摘要:
针对地下井引射器设计问题，基于引射器函数理论和可压缩流体管道流动理论，提出了一种考虑排焰道流动损失的地下井引射器描述方法，并结合理想引射器数学模型，分别建立了考虑排焰道流动损失的基本引射器数学模型和极限引射器数学模型。基于这两个数学模型，引入考虑排焰道流动损失的引射器函数和静压协调函数，分析了发动机总压、混合室直径、总体冲量阻力系数对地下井引射性能的影响和总体冲量阻力系数随排焰道阻力系数和转角的变化规律。结果表明，不能通过持续增大发动机总压和减小混合室直径的方法获得较低的混合室入口压强，较小的总体冲量阻力系数可以获得较低的混合室压强，总体冲量阻力系数随着转角的减小和阻力系数的增大而增大。
针对地下井引射器设计问题，基于引射器函数理论和可压缩流体管道流动理论，提出了一种考虑排焰道流动损失的地下井引射器描述方法，并结合理想引射器数学模型，分别建立了考虑排焰道流动损失的基本引射器数学模型和极限引射器数学模型。基于这两个数学模型，引入考虑排焰道流动损失的引射器函数和静压协调函数，分析了发动机总压、混合室直径、总体冲量阻力系数对地下井引射性能的影响和总体冲量阻力系数随排焰道阻力系数和转角的变化规律。结果表明，不能通过持续增大发动机总压和减小混合室直径的方法获得较低的混合室入口压强，较小的总体冲量阻力系数可以获得较低的混合室压强，总体冲量阻力系数随着转角的减小和阻力系数的增大而增大。
2022, 43(3):104-111.
DOI: 10.13675/j.cnki.tjjs.200798
摘要:
加工等过程中产生的几何偏差会导致涡轮叶片气动性能及工作状态发生显著变化，对该影响的准确评估与合理分析具有重要意义。本文提出了一种考虑三维型面几何偏差对气动性能影响的不确定性计算分析方法，包括随机叶型几何建模、不确定性量化计算和敏感性分析等，并结合某一单级高压涡轮进行分析。基于随机过程理论和主成分分析法，参考现有叶片加工公差标准，并结合正态性假设，完成实际叶型几何的不确定性建模。选用基于多项式混沌展开的Kriging代理模型进行不确定性计算。结果表明，几何偏差对所研究涡轮的气动性能和工作状态存在较为显著的影响：相较设计值，实际等熵效率的标准差为 0.33%，下 3%分位值减小 0.65%；实际质量流量和膨胀比的相对标准差分别为 1.24%和0.19%，下 3%分位值分别相对减小 2.37%和0.37%，上 3%分位值分别相对增加 2.38%和0.36%。采用Spearman秩相关性分析法进行敏感性分析。结果表明，对于所研究的单级涡轮，不同几何参数间存在较大的相关性；导叶几何偏差的影响明显大于动叶；导叶尾缘区域几何对气动性能影响较为显著，该区域的加工偏差应严格控制。
加工等过程中产生的几何偏差会导致涡轮叶片气动性能及工作状态发生显著变化，对该影响的准确评估与合理分析具有重要意义。本文提出了一种考虑三维型面几何偏差对气动性能影响的不确定性计算分析方法，包括随机叶型几何建模、不确定性量化计算和敏感性分析等，并结合某一单级高压涡轮进行分析。基于随机过程理论和主成分分析法，参考现有叶片加工公差标准，并结合正态性假设，完成实际叶型几何的不确定性建模。选用基于多项式混沌展开的Kriging代理模型进行不确定性计算。结果表明，几何偏差对所研究涡轮的气动性能和工作状态存在较为显著的影响：相较设计值，实际等熵效率的标准差为 0.33%，下 3%分位值减小 0.65%；实际质量流量和膨胀比的相对标准差分别为 1.24%和0.19%，下 3%分位值分别相对减小 2.37%和0.37%，上 3%分位值分别相对增加 2.38%和0.36%。采用Spearman秩相关性分析法进行敏感性分析。结果表明，对于所研究的单级涡轮，不同几何参数间存在较大的相关性；导叶几何偏差的影响明显大于动叶；导叶尾缘区域几何对气动性能影响较为显著，该区域的加工偏差应严格控制。
2022, 43(3):112-121.
DOI: 10.13675/j.cnki.tjjs.200491
摘要:
为了研究外压式进气道处于临界工况时结尾正激波同时与压缩面和侧板上边界层的相互干扰，专门设计了三组具有不同前伸长度侧板的简化构型作为研究对象，利用数值模拟手段评估了侧板边界层厚度对正激波/边界层干扰特性的影响。仿真结果表明，当没有侧板边界层参与干扰时流动呈现较好的准二维特性，但当侧板边界层参与干扰后将形成较强的角区干扰结构，该角区三维干扰结构与对称面上的准二维干扰结构存在此消彼长的关系。此外，波系的空间形态也将由“准二维λ波”结构变为“双λ波+角区压缩波”结构，波系形态的改变则进一步导致壁面回流区分布以及摩擦力线拓扑结构变得更加复杂。
为了研究外压式进气道处于临界工况时结尾正激波同时与压缩面和侧板上边界层的相互干扰，专门设计了三组具有不同前伸长度侧板的简化构型作为研究对象，利用数值模拟手段评估了侧板边界层厚度对正激波/边界层干扰特性的影响。仿真结果表明，当没有侧板边界层参与干扰时流动呈现较好的准二维特性，但当侧板边界层参与干扰后将形成较强的角区干扰结构，该角区三维干扰结构与对称面上的准二维干扰结构存在此消彼长的关系。此外，波系的空间形态也将由“准二维λ波”结构变为“双λ波+角区压缩波”结构，波系形态的改变则进一步导致壁面回流区分布以及摩擦力线拓扑结构变得更加复杂。
2022, 43(3):122-132.
DOI: 10.13675/j.cnki.tjjs.200629
摘要:
为进一步研究暖机对发动机压气机叶尖间隙变化的具体影响，对不同暖机时间与不暖机情况下压气机叶片的径向变形进行了试验研究。由于在发动机整机试验中叶片径向变形无法测量，选择模拟件进行温度与离心耦合作用下的变形试验。利用两种叶片材料制作板材试样，以台架测试数据为基础，计算出发动机启动及慢车至最大状态过程中叶片的离心力和截面温度，并据此设计试件的载荷历程，制定试验方案。通过模拟件试验，测得不同暖机时间和不暖机情况对应载荷下模拟件的应变过程和最终应变量，并从模拟件试验结果反推构件。结果表明：相对于离心载荷，温度对叶片径向变形影响更明显，温度与转速共同作用下叶片的径向变形显著大于转速单独作用下变形；正常暖机情况下不同暖机时间对于压气机叶片的最终径向变形没有影响；而暖机与否对压气机叶片的径向变形是存在影响的，其中暖机后与不暖机TC6模拟件变形范围分别为0.468%~0.502%和0.413%~0.466%，GH2150变化分别为0.793%~0.801%和0.765%~0.766%，暖机后的叶片径向变形量稍大于不暖机。
为进一步研究暖机对发动机压气机叶尖间隙变化的具体影响，对不同暖机时间与不暖机情况下压气机叶片的径向变形进行了试验研究。由于在发动机整机试验中叶片径向变形无法测量，选择模拟件进行温度与离心耦合作用下的变形试验。利用两种叶片材料制作板材试样，以台架测试数据为基础，计算出发动机启动及慢车至最大状态过程中叶片的离心力和截面温度，并据此设计试件的载荷历程，制定试验方案。通过模拟件试验，测得不同暖机时间和不暖机情况对应载荷下模拟件的应变过程和最终应变量，并从模拟件试验结果反推构件。结果表明：相对于离心载荷，温度对叶片径向变形影响更明显，温度与转速共同作用下叶片的径向变形显著大于转速单独作用下变形；正常暖机情况下不同暖机时间对于压气机叶片的最终径向变形没有影响；而暖机与否对压气机叶片的径向变形是存在影响的，其中暖机后与不暖机TC6模拟件变形范围分别为0.468%~0.502%和0.413%~0.466%，GH2150变化分别为0.793%~0.801%和0.765%~0.766%，暖机后的叶片径向变形量稍大于不暖机。
2022, 43(3):133-145.
DOI: 10.13675/j.cnki.tjjs.200576
摘要:
为缓解加工误差影响评估过程中的“维数灾难”，结合展向平均假设和基于高斯过程的Karhunen-Loève展开，提出了一种由法向加工误差导致的三维叶片表面几何不确定性降阶模型。通过给定加工误差分布的标准差函数求解几何不确定性降阶模型，并运用伪蒙特卡洛方法随机生成样本，最终训练人工神经网络预测了加工误差对高负荷直叶栅气动性能和角区气动稳定性的影响。结果表明：加工误差的影响与所处的工况有关；当处于近失速工况时，相对于原型，平均气动性能和稳定性降低，总压损失系数增大的概率约为83.29%，静压系数减小的概率约为79.20%，失速因子增大的概率约为69.10%； 与设计工况相比，近失速工况下气动稳定性的不确定性增加，同时气动稳定性对于加工误差更加敏感。总压损失系数、静压系数和失速因子互相单调相关。前缘和吸力面型线的加工误差对损失影响较大，相应几何精度应加以重点关注。
为缓解加工误差影响评估过程中的“维数灾难”，结合展向平均假设和基于高斯过程的Karhunen-Loève展开，提出了一种由法向加工误差导致的三维叶片表面几何不确定性降阶模型。通过给定加工误差分布的标准差函数求解几何不确定性降阶模型，并运用伪蒙特卡洛方法随机生成样本，最终训练人工神经网络预测了加工误差对高负荷直叶栅气动性能和角区气动稳定性的影响。结果表明：加工误差的影响与所处的工况有关；当处于近失速工况时，相对于原型，平均气动性能和稳定性降低，总压损失系数增大的概率约为83.29%，静压系数减小的概率约为79.20%，失速因子增大的概率约为69.10%； 与设计工况相比，近失速工况下气动稳定性的不确定性增加，同时气动稳定性对于加工误差更加敏感。总压损失系数、静压系数和失速因子互相单调相关。前缘和吸力面型线的加工误差对损失影响较大，相应几何精度应加以重点关注。
2022, 43(3):146-154.
DOI: 10.13675/j.cnki.tjjs.200405
摘要:
为了研究转子叶尖开缝对跨声速轴流压气机性能和流场结构的影响机理，设计了一种渐缩式射流缝，提出在转子叶尖不同相对位置开缝的流动控制方案，通过数值计算的方法对各开缝方案与压气机的流场进行对比分析。结果表明，开缝位置靠近前缘时压气机总压比提升了1.39%，但综合稳定裕度降低了0.18%；开缝位置靠近尾缘时，压气机总压比提升了2.78%，综合稳定裕度也提升了1.38%。分析发现，转子叶尖开缝能有效控制转子叶片表面流动分离，缓解叶尖通道堵塞，在所研究范围内，开缝位置越靠近尾缘，对静叶通道流场性能改善越明显，削弱气流分离的同时还能抑制气流沿叶高方向潜移，极大程度提高了压气机流场性能。
为了研究转子叶尖开缝对跨声速轴流压气机性能和流场结构的影响机理，设计了一种渐缩式射流缝，提出在转子叶尖不同相对位置开缝的流动控制方案，通过数值计算的方法对各开缝方案与压气机的流场进行对比分析。结果表明，开缝位置靠近前缘时压气机总压比提升了1.39%，但综合稳定裕度降低了0.18%；开缝位置靠近尾缘时，压气机总压比提升了2.78%，综合稳定裕度也提升了1.38%。分析发现，转子叶尖开缝能有效控制转子叶片表面流动分离，缓解叶尖通道堵塞，在所研究范围内，开缝位置越靠近尾缘，对静叶通道流场性能改善越明显，削弱气流分离的同时还能抑制气流沿叶高方向潜移，极大程度提高了压气机流场性能。
2022, 43(3):155-163.
DOI: 10.13675/j.cnki.tjjs.200615
摘要:
针对雨水会导致飞机发动机非正常运行的实际问题，以压气机静叶叶栅为对象开展了压气机吸雨实验，探究了0.5马赫数和同一进口总压条件下不同来流含水量对压气机气动性能的影响。实验结果表明：来流水滴在压气机叶栅中会发生充分破碎，不同含水量来流破碎后水滴粒径基本一致，极限水滴破碎粒径约为13.3μm。随来流含水量增加，叶栅压力面静压基本不变，吸力面静压升高，因此叶片载荷系数降低。同时，总压损失系数随含水量增大而增大，当含水量为6.41%时，相对于干空气流动，总压损失系数大致上增加了一倍。另外，来流含水量对叶栅落后角和气流转折角的影响主要体现在叶栅的尾缘附近，其中压力面侧壁附近角度变化为1°～3°。由实验结果推测雨水影响压气机叶栅气动性能的机理为：雨水进入叶栅中发生充分破碎，消耗主流部分动能，使得来流总压沿着流动方向不断降低，来流含水量越大总压降低越多；破碎后水滴沉积在叶栅表面，在主流剪切力、壁面摩擦力和水膜表面张力共同作用下形成溪流流动，引起表面静压变化。
针对雨水会导致飞机发动机非正常运行的实际问题，以压气机静叶叶栅为对象开展了压气机吸雨实验，探究了0.5马赫数和同一进口总压条件下不同来流含水量对压气机气动性能的影响。实验结果表明：来流水滴在压气机叶栅中会发生充分破碎，不同含水量来流破碎后水滴粒径基本一致，极限水滴破碎粒径约为13.3μm。随来流含水量增加，叶栅压力面静压基本不变，吸力面静压升高，因此叶片载荷系数降低。同时，总压损失系数随含水量增大而增大，当含水量为6.41%时，相对于干空气流动，总压损失系数大致上增加了一倍。另外，来流含水量对叶栅落后角和气流转折角的影响主要体现在叶栅的尾缘附近，其中压力面侧壁附近角度变化为1°～3°。由实验结果推测雨水影响压气机叶栅气动性能的机理为：雨水进入叶栅中发生充分破碎，消耗主流部分动能，使得来流总压沿着流动方向不断降低，来流含水量越大总压降低越多；破碎后水滴沉积在叶栅表面，在主流剪切力、壁面摩擦力和水膜表面张力共同作用下形成溪流流动，引起表面静压变化。
2022, 43(3):164-179.
DOI: 10.13675/j.cnki.tjjs.200548
摘要:
为了充分发挥吸附式压气机叶片的潜力，基于“曲率诱导‘伪激波’”理念的吸附式压气机叶片设计方法，设计了三种高负荷吸附式叶片；采用数值模拟方法探究了不同设计策略下叶片抽吸前、后的流动机理和抽吸对流动分离的控制机制；针对曲率诱导“伪激波”理念的吸附式叶片Blade-M （“伪激波”位于53.1%轴向弦长处）开展了端壁/吸力面组合抽吸的研究。结果表明：曲率诱导“伪激波”可有效适应抽吸承担逆压梯度的本质特性，设计的三种吸附式叶片扩散因子高达0.73；采用吸力面单独抽吸可有效消除叶片Blade-M和Blade-L （“伪激波”位于34.8%轴向弦长处）的尾缘分离，损失系数分别降低 66.7% 和 71.8%，但吸力面抽吸无法有效控制高负荷叶栅的角区分离；采用端壁/吸力面组合抽吸后，Blade-M叶栅通道内的尾缘分离和角区分离均被有效控制，在6.6%的抽吸系数下损失系数降低了87.3%；在大攻角条件下，基于曲率诱导“伪激波”的吸附式叶片依然可保持无分离的特性，显示了该种叶片对变工况抽吸的适应能力，为发展高稳定裕度、高负荷吸附式压气机提供了科学依据。
为了充分发挥吸附式压气机叶片的潜力，基于“曲率诱导‘伪激波’”理念的吸附式压气机叶片设计方法，设计了三种高负荷吸附式叶片；采用数值模拟方法探究了不同设计策略下叶片抽吸前、后的流动机理和抽吸对流动分离的控制机制；针对曲率诱导“伪激波”理念的吸附式叶片Blade-M （“伪激波”位于53.1%轴向弦长处）开展了端壁/吸力面组合抽吸的研究。结果表明：曲率诱导“伪激波”可有效适应抽吸承担逆压梯度的本质特性，设计的三种吸附式叶片扩散因子高达0.73；采用吸力面单独抽吸可有效消除叶片Blade-M和Blade-L （“伪激波”位于34.8%轴向弦长处）的尾缘分离，损失系数分别降低 66.7% 和 71.8%，但吸力面抽吸无法有效控制高负荷叶栅的角区分离；采用端壁/吸力面组合抽吸后，Blade-M叶栅通道内的尾缘分离和角区分离均被有效控制，在6.6%的抽吸系数下损失系数降低了87.3%；在大攻角条件下，基于曲率诱导“伪激波”的吸附式叶片依然可保持无分离的特性，显示了该种叶片对变工况抽吸的适应能力，为发展高稳定裕度、高负荷吸附式压气机提供了科学依据。
2022, 43(3):180-191.
DOI: 10.13675/j.cnki.tjjs.200783
摘要:
为了研究固体火箭发动机在封闭水域中工作时尾流场特性参数变化规律，建立三维空间模型，忽略重浮力等体积力及燃气与水之间的换热传质，采用Realizablek ![]()
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为了研究固体火箭发动机在封闭水域中工作时尾流场特性参数变化规律，建立三维空间模型，忽略重浮力等体积力及燃气与水之间的换热传质，采用Realizable
2022, 43(3):192-200.
DOI: 10.13675/j.cnki.tjjs.200643
摘要:
为了探究超临界RP-3在喷嘴内的流动与相变特性规律，采用自主设计的喷嘴内部收缩通道模拟试验件，对超临界RP-3在喷嘴内的压力分布进行测量，并采用基于一维等熵假设的计算方法进行数值模拟。试验首次获得了超临界航空煤油RP-3在喷嘴收缩通道内的沿程静压分布随喷射压力、温度变化的规律。通过与模型对比，发现未发生相变时，计算结果与试验值拟合精度较高，可以较好地预测RP-3在喷嘴内的流动参数，喷嘴内的静压分布也趋于一致；发生冷凝相变时，计算结果与试验值产生误差较大，喷射参数对于静压分布存在着较大的影响。通过试验，获得了超临界RP-3航空煤油在喷嘴内的流动与相变特性。
为了探究超临界RP-3在喷嘴内的流动与相变特性规律，采用自主设计的喷嘴内部收缩通道模拟试验件，对超临界RP-3在喷嘴内的压力分布进行测量，并采用基于一维等熵假设的计算方法进行数值模拟。试验首次获得了超临界航空煤油RP-3在喷嘴收缩通道内的沿程静压分布随喷射压力、温度变化的规律。通过与模型对比，发现未发生相变时，计算结果与试验值拟合精度较高，可以较好地预测RP-3在喷嘴内的流动参数，喷嘴内的静压分布也趋于一致；发生冷凝相变时，计算结果与试验值产生误差较大，喷射参数对于静压分布存在着较大的影响。通过试验，获得了超临界RP-3航空煤油在喷嘴内的流动与相变特性。
2022, 43(3):201-207.
DOI: 10.13675/j.cnki.tjjs.200572
摘要:
径向孔型针栓喷注器是目前所用的针栓喷注器中广泛应用的构型，径向孔的构型直接影响其喷雾特性，包括空间分布特性和雾化性能。在保持总流通面积和阻塞比（BF）一致的前提下，设计加工了4种结构的径向孔型液液针栓喷注器，并通过冷试试验具体研究了径向孔的几何形状及高宽比对喷雾形态、喷雾锥角、喷雾浓度分布特性和雾化性能的影响。采用背景光成像方法观测喷雾的基本形态并计算喷雾锥角，通过相位多普勒技术（PDA）测量喷雾场的分布特性并分析SMD的分布规律。结果表明，圆孔喷注器相比于矩形孔喷注器具有更大的喷雾径向分布范围，且矩形孔的高宽比越高，喷雾锥角越小，喷孔形状对喷雾锥角的影响与射流和液膜的局部相互作用有关。喷孔形状同样影响到喷雾浓度的分布特性。随着高宽比的增加，喷孔数目增多，相邻喷雾单元间的相互作用增强，喷雾上游空心区范围逐渐缩小直至消失。从雾化性能来看，喷孔几何形状的变化对雾化SMD影响较小，但高宽比的增加使喷雾场中SMD的分布更加均匀，有利于雾化性能的提高。
径向孔型针栓喷注器是目前所用的针栓喷注器中广泛应用的构型，径向孔的构型直接影响其喷雾特性，包括空间分布特性和雾化性能。在保持总流通面积和阻塞比（BF）一致的前提下，设计加工了4种结构的径向孔型液液针栓喷注器，并通过冷试试验具体研究了径向孔的几何形状及高宽比对喷雾形态、喷雾锥角、喷雾浓度分布特性和雾化性能的影响。采用背景光成像方法观测喷雾的基本形态并计算喷雾锥角，通过相位多普勒技术（PDA）测量喷雾场的分布特性并分析SMD的分布规律。结果表明，圆孔喷注器相比于矩形孔喷注器具有更大的喷雾径向分布范围，且矩形孔的高宽比越高，喷雾锥角越小，喷孔形状对喷雾锥角的影响与射流和液膜的局部相互作用有关。喷孔形状同样影响到喷雾浓度的分布特性。随着高宽比的增加，喷孔数目增多，相邻喷雾单元间的相互作用增强，喷雾上游空心区范围逐渐缩小直至消失。从雾化性能来看，喷孔几何形状的变化对雾化SMD影响较小，但高宽比的增加使喷雾场中SMD的分布更加均匀，有利于雾化性能的提高。
2022, 43(3):208-215.
DOI: 10.13675/j.cnki.tjjs.200995
摘要:
回流燃烧室的掺混射流在大曲率受限的弯管中与主流掺混，回流导致沿径向的压力梯度变化，增加了掺混流动的复杂性。为了研究不同掺混孔结构对掺混射流与主流在大曲率弯曲通道内的掺混规律，在有收缩比弯曲通道中多孔射流的出口温度分布测试中，对影响掺混冷却的各变化参数按照单一变量进行比对研究，对孔径、孔间距等掺混孔结构变量弯曲通道内的掺混效果进行分析，选择一种结构在三头部回流燃烧室进行了出口温度场的分布初步验证，得到了比较均匀的燃烧室出口温度分布，所得的规律可以作为回流燃烧室的掺混结构设计和优化的参考依据。
回流燃烧室的掺混射流在大曲率受限的弯管中与主流掺混，回流导致沿径向的压力梯度变化，增加了掺混流动的复杂性。为了研究不同掺混孔结构对掺混射流与主流在大曲率弯曲通道内的掺混规律，在有收缩比弯曲通道中多孔射流的出口温度分布测试中，对影响掺混冷却的各变化参数按照单一变量进行比对研究，对孔径、孔间距等掺混孔结构变量弯曲通道内的掺混效果进行分析，选择一种结构在三头部回流燃烧室进行了出口温度场的分布初步验证，得到了比较均匀的燃烧室出口温度分布，所得的规律可以作为回流燃烧室的掺混结构设计和优化的参考依据。
2022, 43(3):216-224.
DOI: 10.13675/j.cnki.tjjs.200439
摘要:
为获取关键特征参数及工作条件对燃烧室点火性能的影响规律，对同轴分区高温升燃烧室进行了点火试验研究。在进口压力分别为96，80，60，45kPa，进口温度为288K的条件下，试验研究了不同头部特征结构、不同火焰筒直径共四种研究方案在不同火焰筒压降（1.5%~5.5%）下的贫油点火性能，获得了其点火边界曲线。试验结果表明：各燃烧室方案贫油点火油气比随进口压力的降低而增大，随火焰筒压降的增加也逐步增大；在其他结构不变的情况下，适当增加头部折流板扩张角度和高度或适当增加火焰筒直径均拓宽了燃烧室可点燃流速范围，燃烧室贫油点火边界更宽。
为获取关键特征参数及工作条件对燃烧室点火性能的影响规律，对同轴分区高温升燃烧室进行了点火试验研究。在进口压力分别为96，80，60，45kPa，进口温度为288K的条件下，试验研究了不同头部特征结构、不同火焰筒直径共四种研究方案在不同火焰筒压降（1.5%~5.5%）下的贫油点火性能，获得了其点火边界曲线。试验结果表明：各燃烧室方案贫油点火油气比随进口压力的降低而增大，随火焰筒压降的增加也逐步增大；在其他结构不变的情况下，适当增加头部折流板扩张角度和高度或适当增加火焰筒直径均拓宽了燃烧室可点燃流速范围，燃烧室贫油点火边界更宽。
2022, 43(3):225-237.
DOI: 10.13675/j.cnki.tjjs.200722
摘要:
第一级动叶叶顶是影响燃气涡轮气动性能和换热性能的关键区域。然而在叶顶的几何参数和运行环境往往存在着许多不确定性，这使得涡轮叶顶的实际气热性能明显偏离设计值。本文基于非嵌入式多项式混沌展开方法，结合Smolyak稀疏网格技术与Sobol Indic方法构建了涡轮动叶凹槽状叶顶传热特性和气动性能不确定性量化分析系统。研究并量化了叶顶间隙和主流进口总温与气膜冷却吹风比不确定性对涡轮动叶凹槽状叶顶气热特性的影响。不确定性分析结果表明：在考虑叶顶间隙与主流进口总温和吹风比不确定性的情况下，叶顶换热量QTip基本符合正态分布。QTip的统计均值相对于设计值增加13.56%，并且其偏离设计值10%的概率高达65.68%。相比叶顶尾缘区域，叶顶前缘部分的换热量对不确定性输入更加敏感。前缘区域的叶片壁面换热量QBlade的不确定性明显大于尾缘部分。在叶顶间隙与主流进口总温和吹风比不确定性的影响下，0~80%轴向弦长区域内叶顶总压损失系数存在微小偏差，但在80%轴向弦长以后区域总压损失系数的不确定性偏差会达到约50%。敏感度分析的结果表明，主流进口总温是叶片换热性能不确定性的主导变量，其对QTip与QBlade不确定性的贡献分别为93.87%和98.32%。叶顶气动性能的不确定性则完全由叶顶间隙控制，其对叶顶总压损失系数不确定性的方差占比高达86.44%。与主效应相比，本文所研究的三个变量间的二阶交互效应对叶顶气热性能的影响几乎可以忽略不计。
第一级动叶叶顶是影响燃气涡轮气动性能和换热性能的关键区域。然而在叶顶的几何参数和运行环境往往存在着许多不确定性，这使得涡轮叶顶的实际气热性能明显偏离设计值。本文基于非嵌入式多项式混沌展开方法，结合Smolyak稀疏网格技术与Sobol Indic方法构建了涡轮动叶凹槽状叶顶传热特性和气动性能不确定性量化分析系统。研究并量化了叶顶间隙和主流进口总温与气膜冷却吹风比不确定性对涡轮动叶凹槽状叶顶气热特性的影响。不确定性分析结果表明：在考虑叶顶间隙与主流进口总温和吹风比不确定性的情况下，叶顶换热量QTip基本符合正态分布。QTip的统计均值相对于设计值增加13.56%，并且其偏离设计值10%的概率高达65.68%。相比叶顶尾缘区域，叶顶前缘部分的换热量对不确定性输入更加敏感。前缘区域的叶片壁面换热量QBlade的不确定性明显大于尾缘部分。在叶顶间隙与主流进口总温和吹风比不确定性的影响下，0~80%轴向弦长区域内叶顶总压损失系数存在微小偏差，但在80%轴向弦长以后区域总压损失系数的不确定性偏差会达到约50%。敏感度分析的结果表明，主流进口总温是叶片换热性能不确定性的主导变量，其对QTip与QBlade不确定性的贡献分别为93.87%和98.32%。叶顶气动性能的不确定性则完全由叶顶间隙控制，其对叶顶总压损失系数不确定性的方差占比高达86.44%。与主效应相比，本文所研究的三个变量间的二阶交互效应对叶顶气热性能的影响几乎可以忽略不计。
2022, 43(3):238-248.
DOI: 10.13675/j.cnki.tjjs.200370
摘要:
为了准确预测发动机燃烧室和涡轮耦合复杂气热环境下涡轮部件的流动和换热特性，应用基于BSL k-ω湍流模型的高精度超大涡模拟方法（VLES），以及SST k-ω雷诺平均湍流模型对雷诺数为Re=3.8×105的高压涡轮导叶在均匀进口条件以及燃烧室-涡轮耦合情况进口条件下的涡轮流动和传热进行了数值研究。耦合火焰面生成流型（FGM）燃烧模型和VLES湍流模型，对GE LM6000燃机燃烧室进行了数值计算，验证了非稳态燃烧计算的精度和可靠性。研究表明，均匀涡轮进口条件下，VLES方法能够更准确地捕捉到高压涡轮叶栅内的非定常流动结构和传热特征，包括吸力面尾缘处出现的弱激波以及在叶片前缘上下端壁形成且向下游发展的马蹄涡，而SST k-ω湍流模型捕捉涡系能力较弱，导致叶片表面压力和换热分布的差异。在燃烧室-涡轮耦合计算中，基于VLES-FGM方法的数值计算预测到燃烧室出口/涡轮进口位置存在明显残余旋流。燃烧室出口速度和温度畸变对下游涡轮叶栅内流动和换热影响显著，加剧了涡轮通道内流动和传热的非稳态特征。表明燃烧室和涡轮耦合对于准确预测和研究涡轮相关的流动和传热特性具有显著影响。
为了准确预测发动机燃烧室和涡轮耦合复杂气热环境下涡轮部件的流动和换热特性，应用基于BSL k-ω湍流模型的高精度超大涡模拟方法（VLES），以及SST k-ω雷诺平均湍流模型对雷诺数为Re=3.8×105的高压涡轮导叶在均匀进口条件以及燃烧室-涡轮耦合情况进口条件下的涡轮流动和传热进行了数值研究。耦合火焰面生成流型（FGM）燃烧模型和VLES湍流模型，对GE LM6000燃机燃烧室进行了数值计算，验证了非稳态燃烧计算的精度和可靠性。研究表明，均匀涡轮进口条件下，VLES方法能够更准确地捕捉到高压涡轮叶栅内的非定常流动结构和传热特征，包括吸力面尾缘处出现的弱激波以及在叶片前缘上下端壁形成且向下游发展的马蹄涡，而SST k-ω湍流模型捕捉涡系能力较弱，导致叶片表面压力和换热分布的差异。在燃烧室-涡轮耦合计算中，基于VLES-FGM方法的数值计算预测到燃烧室出口/涡轮进口位置存在明显残余旋流。燃烧室出口速度和温度畸变对下游涡轮叶栅内流动和换热影响显著，加剧了涡轮通道内流动和传热的非稳态特征。表明燃烧室和涡轮耦合对于准确预测和研究涡轮相关的流动和传热特性具有显著影响。
2022, 43(3):249-257.
DOI: 10.13675/j.cnki.tjjs.200254
摘要:
为避免燃油系统温度压力过高造成燃油系统故障，针对涡轮基组合循环发动机燃油系统流动传热特性进行了联合仿真软件开发研究。根据燃油系统的工作原理、流动传热机理，建立了燃油系统各个元组件的Flowmaster数学模型，采用Visual Basic（VB）语言基于Microsoft Visual Studio（VS）软件平台二次开发了包含Flowmaster，Excel的联合仿真软件，用Excel数据表作为联合仿真参数的输入和计算结果输出的数据库，并对典型飞行工况进行了试验验证和初步联合仿真研究。结果表明，开发的联合仿真软件实现了工况参数和计算结果的统一化管理以及自动化仿真，使得仿真步骤简捷迅速，提高了工作效率；典型工况下，主燃烧室燃油流量在m0~3.5m0内（m0为某工况下主燃烧室燃油流量），温度仿真值与试验值相对误差不超过4.0%，压力仿真值与试验值相对误差不超过3.6%；加力燃烧室燃油流量在1.39m0~9.72m0内，温度仿真值与试验值相对误差不超过3.4%，压力仿真值与试验值相对误差不超过3.6%；冲压燃烧室燃油流量在2.25m0~14.60m0内，温度仿真值与试验值相对误差不超过3.8%，压力仿真值与试验值相对误差不超过4.0%，联合仿真结果正确、可靠。
为避免燃油系统温度压力过高造成燃油系统故障，针对涡轮基组合循环发动机燃油系统流动传热特性进行了联合仿真软件开发研究。根据燃油系统的工作原理、流动传热机理，建立了燃油系统各个元组件的Flowmaster数学模型，采用Visual Basic（VB）语言基于Microsoft Visual Studio（VS）软件平台二次开发了包含Flowmaster，Excel的联合仿真软件，用Excel数据表作为联合仿真参数的输入和计算结果输出的数据库，并对典型飞行工况进行了试验验证和初步联合仿真研究。结果表明，开发的联合仿真软件实现了工况参数和计算结果的统一化管理以及自动化仿真，使得仿真步骤简捷迅速，提高了工作效率；典型工况下，主燃烧室燃油流量在m0~3.5m0内（m0为某工况下主燃烧室燃油流量），温度仿真值与试验值相对误差不超过4.0%，压力仿真值与试验值相对误差不超过3.6%；加力燃烧室燃油流量在1.39m0~9.72m0内，温度仿真值与试验值相对误差不超过3.4%，压力仿真值与试验值相对误差不超过3.6%；冲压燃烧室燃油流量在2.25m0~14.60m0内，温度仿真值与试验值相对误差不超过3.8%，压力仿真值与试验值相对误差不超过4.0%，联合仿真结果正确、可靠。
2022, 43(3):258-267.
DOI: 10.13675/j.cnki.tjjs.200583
摘要:
为了定量化地评估固体火箭发动机喷管喉衬烧蚀这一复杂物理化学过程中，不同因素相互制约或激励对喉衬烧蚀整体情况产生的耦合影响，并探寻影响喉衬烧蚀率的关键因素，应用自主研发的高维不确定量化算法研究了燃烧室压强、燃气比热比等7个因素对烧蚀的耦合影响规律，并通过全局敏感度分析技术探究了不同关键因素对烧蚀率变化的贡献程度。研究发现：就烧蚀模型物理机制本身而言，影响烧蚀率的关键因素为燃气比热比、喉部马赫数和燃烧室温度。考虑实验实际中相关物理量的不确定性输入后，燃烧室压强由于自身较大的不确定度输入成为影响烧蚀率的首要因素。
为了定量化地评估固体火箭发动机喷管喉衬烧蚀这一复杂物理化学过程中，不同因素相互制约或激励对喉衬烧蚀整体情况产生的耦合影响，并探寻影响喉衬烧蚀率的关键因素，应用自主研发的高维不确定量化算法研究了燃烧室压强、燃气比热比等7个因素对烧蚀的耦合影响规律，并通过全局敏感度分析技术探究了不同关键因素对烧蚀率变化的贡献程度。研究发现：就烧蚀模型物理机制本身而言，影响烧蚀率的关键因素为燃气比热比、喉部马赫数和燃烧室温度。考虑实验实际中相关物理量的不确定性输入后，燃烧室压强由于自身较大的不确定度输入成为影响烧蚀率的首要因素。
2022, 43(3):268-276.
DOI: 10.13675/j.cnki.tjjs.200263
摘要:
为了满足先进加力燃烧室对于值班火焰稳定器工作可靠性的要求，设计了一种带气冷结构的壁式火焰稳定器，并采用数值模拟的方法研究了不同冷却孔角度对壁式火焰稳定器流场特性及壁温分布的影响。研究结果表明：设计的气冷壁式火焰稳定器可以有效抑制冷侧转角处的流动分离，避免热侧高温燃气通过冷却孔倒流进冷侧；通过调节稳定器斜板和后板上的开孔角度α和β，可以得到不同流场结构；当α>90°或β>90°时，凹腔内出现顺时针旋转的旋涡，主回流区变小；当α=30°和β=30°时，气冷结构对流场影响最小，随着α或β增加，流场变化越来越大；当α=90°和β=150°时，壁式稳定器的冷却效果最好。
为了满足先进加力燃烧室对于值班火焰稳定器工作可靠性的要求，设计了一种带气冷结构的壁式火焰稳定器，并采用数值模拟的方法研究了不同冷却孔角度对壁式火焰稳定器流场特性及壁温分布的影响。研究结果表明：设计的气冷壁式火焰稳定器可以有效抑制冷侧转角处的流动分离，避免热侧高温燃气通过冷却孔倒流进冷侧；通过调节稳定器斜板和后板上的开孔角度α和β，可以得到不同流场结构；当α>90°或β>90°时，凹腔内出现顺时针旋转的旋涡，主回流区变小；当α=30°和β=30°时，气冷结构对流场影响最小，随着α或β增加，流场变化越来越大；当α=90°和β=150°时，壁式稳定器的冷却效果最好。
2022, 43(3):277-289.
DOI: 10.13675/j.cnki.tjjs.200358
摘要:
为了掌握折叠V形钝体这一新型火焰稳定器的稳燃机制，采用风洞实验与混合雷诺平均/大涡模拟结合的方法对常压条件下10组不同折叠角的折叠V形钝体火焰稳定器原型进行了冷态实验与热态数值模拟研究。其中冷态实验风速10～50m/s，热态数值模拟工况为进气温度700K、来流速度50～150m/s，当量比0.3～1。通过PIV实验测得了折叠V形钝体回流区冷态流动特征，并结合数值模拟方法研究并讨论了折叠V形钝体绕流尾迹区旋涡特征；通过数值模拟研究了燃烧条件下、折叠V形钝体下游槽向驻涡结构发展变化规律。研究初步探明折叠V形钝体总压恢复系数、阻力系数、抗吹熄能力与燃烧效率优于标准钝体的原因，并发现折叠角角度较小的折叠V形钝体，尾迹中心区域无典型回流区，但仍能通过槽向驻涡结构形成驻涡稳燃速度型，该速度型有利于冷态绕流流速的恢复与热态燃气的加速。
为了掌握折叠V形钝体这一新型火焰稳定器的稳燃机制，采用风洞实验与混合雷诺平均/大涡模拟结合的方法对常压条件下10组不同折叠角的折叠V形钝体火焰稳定器原型进行了冷态实验与热态数值模拟研究。其中冷态实验风速10～50m/s，热态数值模拟工况为进气温度700K、来流速度50～150m/s，当量比0.3～1。通过PIV实验测得了折叠V形钝体回流区冷态流动特征，并结合数值模拟方法研究并讨论了折叠V形钝体绕流尾迹区旋涡特征；通过数值模拟研究了燃烧条件下、折叠V形钝体下游槽向驻涡结构发展变化规律。研究初步探明折叠V形钝体总压恢复系数、阻力系数、抗吹熄能力与燃烧效率优于标准钝体的原因，并发现折叠角角度较小的折叠V形钝体，尾迹中心区域无典型回流区，但仍能通过槽向驻涡结构形成驻涡稳燃速度型，该速度型有利于冷态绕流流速的恢复与热态燃气的加速。
2022, 43(3):290-294.
DOI: 10.13675/j.cnki.tjjs.200595
摘要:
为获得燃料低温自点火特性以及等离子体对燃料点火的促进作用，基于快速压缩机实验系统，研究了52%He稀释、当量比1.0、压力3.4MPa、温度877.7~915.9K条件下，航煤裂解气（29.4%CH4/30.8%C2H6/21.3%C2H4/18.5%C3H6）的自点火特性，并获得其点火延迟时间。在此基础上，采用放电与化学反应动力学解耦方法，研究了非平衡等离子体对航煤裂解气点火的促进作用。结果表明：随着初始温度从877.7K升高至915.9K，裂解气点火延迟时间从65.5ms缩短至8.1ms，且实验测量结果与修正后的USC-II机理预测结果基本一致。同时研究得出：在不同温度下，等离子体放电对裂解气点火有不同程度的促进作用，在低温下促进效果更加明显。
为获得燃料低温自点火特性以及等离子体对燃料点火的促进作用，基于快速压缩机实验系统，研究了52%He稀释、当量比1.0、压力3.4MPa、温度877.7~915.9K条件下，航煤裂解气（29.4%CH4/30.8%C2H6/21.3%C2H4/18.5%C3H6）的自点火特性，并获得其点火延迟时间。在此基础上，采用放电与化学反应动力学解耦方法，研究了非平衡等离子体对航煤裂解气点火的促进作用。结果表明：随着初始温度从877.7K升高至915.9K，裂解气点火延迟时间从65.5ms缩短至8.1ms，且实验测量结果与修正后的USC-II机理预测结果基本一致。同时研究得出：在不同温度下，等离子体放电对裂解气点火有不同程度的促进作用，在低温下促进效果更加明显。
2022, 43(3):295-305.
DOI: 10.13675/j.cnki.tjjs.200519
摘要:
为探究预混气组分对不同反应路径下NOx生成影响，针对高压射流反应器，基于CFD流场特征，构建优化了单PSR（Perfectly-stirred reactor），2PSR，3PSR以及PSR+PFR（Plug flow reactor）四种CRN（Chemical reactor network）模型。在贫预混燃烧条件下，研究了纯CH4及其混合气燃烧时不同反应路径下NOx的生成情况，得出了燃烧室内不同反应区域每条反应路径NOx的生成量。结果表明，纯CH4燃烧产生的NOx主要来自于热力型、快速型和N2O-中间体型三条反应路径。绝热火焰温度的提高主要促进了热力型和N2O-中间体型NOx的生成。随着CH4或CO中加入的H2摩尔分数的增加，NOx排放总量降低，快速型NOx生成速率降低，特别是火焰刷区。另外，混合气中CO摩尔分数的增加会导致NOx生成量增多。
为探究预混气组分对不同反应路径下NOx生成影响，针对高压射流反应器，基于CFD流场特征，构建优化了单PSR（Perfectly-stirred reactor），2PSR，3PSR以及PSR+PFR（Plug flow reactor）四种CRN（Chemical reactor network）模型。在贫预混燃烧条件下，研究了纯CH4及其混合气燃烧时不同反应路径下NOx的生成情况，得出了燃烧室内不同反应区域每条反应路径NOx的生成量。结果表明，纯CH4燃烧产生的NOx主要来自于热力型、快速型和N2O-中间体型三条反应路径。绝热火焰温度的提高主要促进了热力型和N2O-中间体型NOx的生成。随着CH4或CO中加入的H2摩尔分数的增加，NOx排放总量降低，快速型NOx生成速率降低，特别是火焰刷区。另外，混合气中CO摩尔分数的增加会导致NOx生成量增多。
2022, 43(3):306-316.
DOI: 10.13675/j.cnki.tjjs.200458
摘要:
为了探究带肋横流对凹槽孔气膜冷却特性的影响，运用Realizable k-ε湍流模型，对光滑通道、45°肋通道和135°肋通道进气的凹槽孔进行了数值研究，吹风比为0.5、1.0和2.0，主流和横流的进口雷诺数分别为1×104和1×105。结果表明：45°肋通道与光滑通道在气膜孔内具有相似的螺旋流动，但其流量系数相比光滑通道降低了9.2%~43.6%，而135°肋通道气膜孔内的流动以直线流动为主，其流量系数最高。受横流影响，三种通道的气膜冷却效率分布都不均。在吹风比为0.5和1.0时，45°肋通道的气膜冷却效率要比光滑通道的分别低11.2%和3.6%，135°肋通道的则要比光滑通道的高65%和44.6%。吹风比为2.0时，三种通道的气膜冷却效率相差不大。此外，45°肋通道的换热系数要比光滑通道的高1.5%~8%，而135°肋通道的换热系数要比光滑通道的低0.9%~3%。
为了探究带肋横流对凹槽孔气膜冷却特性的影响，运用Realizable k-ε湍流模型，对光滑通道、45°肋通道和135°肋通道进气的凹槽孔进行了数值研究，吹风比为0.5、1.0和2.0，主流和横流的进口雷诺数分别为1×104和1×105。结果表明：45°肋通道与光滑通道在气膜孔内具有相似的螺旋流动，但其流量系数相比光滑通道降低了9.2%~43.6%，而135°肋通道气膜孔内的流动以直线流动为主，其流量系数最高。受横流影响，三种通道的气膜冷却效率分布都不均。在吹风比为0.5和1.0时，45°肋通道的气膜冷却效率要比光滑通道的分别低11.2%和3.6%，135°肋通道的则要比光滑通道的高65%和44.6%。吹风比为2.0时，三种通道的气膜冷却效率相差不大。此外，45°肋通道的换热系数要比光滑通道的高1.5%~8%，而135°肋通道的换热系数要比光滑通道的低0.9%~3%。
2022, 43(3):317-325.
DOI: 10.13675/j.cnki.tjjs.200354
摘要:
建立在晶体微观变形机制上的晶体塑性本构理论提供了研究细观尺度上晶体材料力学行为的理论与方法。在率相关晶体塑性本构积分方法中，Newton-Raphson（N-R）迭代方法往往是迭代求解剪切应变增量的核心算法。为了提高采用N-R迭代算法的晶体塑性本构积分方法的效率，在理论上采用线搜索方法对N-R迭代方法的迭代步长进行再规划并编写了采用传统N-R迭代方法和采用线搜索增强N-R迭代方法的晶体塑性本构积分方法子程序，采用不同子程序对镍基高温合金多晶体的高温单调拉伸力学行为进行有限元模拟，比较了采用不同子程序的模拟结果与计算效率。结果表明，采用传统N-R迭代方法与线搜索增强N-R迭代方法的晶体塑性本构子程序均能有效地模拟镍基高温合金的单轴拉伸行为且计算结果一致，并且采用线搜索增强N-R迭代方法的总有效增量步数目和计算耗时分别为前者的1/5和1/6。
建立在晶体微观变形机制上的晶体塑性本构理论提供了研究细观尺度上晶体材料力学行为的理论与方法。在率相关晶体塑性本构积分方法中，Newton-Raphson（N-R）迭代方法往往是迭代求解剪切应变增量的核心算法。为了提高采用N-R迭代算法的晶体塑性本构积分方法的效率，在理论上采用线搜索方法对N-R迭代方法的迭代步长进行再规划并编写了采用传统N-R迭代方法和采用线搜索增强N-R迭代方法的晶体塑性本构积分方法子程序，采用不同子程序对镍基高温合金多晶体的高温单调拉伸力学行为进行有限元模拟，比较了采用不同子程序的模拟结果与计算效率。结果表明，采用传统N-R迭代方法与线搜索增强N-R迭代方法的晶体塑性本构子程序均能有效地模拟镍基高温合金的单轴拉伸行为且计算结果一致，并且采用线搜索增强N-R迭代方法的总有效增量步数目和计算耗时分别为前者的1/5和1/6。
2022, 43(3):326-333.
DOI: 10.13675/j.cnki.tjjs.200389
摘要:
由于高功率大缸径柴油机的排气管处于高温、高压、强冲击的工作环境，承受复杂恶劣的热机载荷，使得疲劳失效问题日渐突出。为解决工程中的排气管疲劳失效故障，基于流固耦合仿真分析的方法，研究了多通排气管在热载荷、机械载荷和热机耦合载荷三种不同条件下的疲劳损伤机理以及低周疲劳寿命。结果表明，单纯交变热载荷不足以造成排气管低周疲劳失效，交变的热机耦合载荷导致排气管寿命急剧下降，其中内壁压力和端面推力重要度分别为4.34和0.88；在排气温度不变，排气压力增大60%的高增压设计条件下，排气管的塑性应变进一步增加，疲劳寿命减小至3710次，仅为原来的29%。
由于高功率大缸径柴油机的排气管处于高温、高压、强冲击的工作环境，承受复杂恶劣的热机载荷，使得疲劳失效问题日渐突出。为解决工程中的排气管疲劳失效故障，基于流固耦合仿真分析的方法，研究了多通排气管在热载荷、机械载荷和热机耦合载荷三种不同条件下的疲劳损伤机理以及低周疲劳寿命。结果表明，单纯交变热载荷不足以造成排气管低周疲劳失效，交变的热机耦合载荷导致排气管寿命急剧下降，其中内壁压力和端面推力重要度分别为4.34和0.88；在排气温度不变，排气压力增大60%的高增压设计条件下，排气管的塑性应变进一步增加，疲劳寿命减小至3710次，仅为原来的29%。
2022, 43(3):334-343.
DOI: 10.13675/j.cnki.tjjs.200430
摘要:
复合材料风扇叶片需要经过积木式多层级验证才能投入使用，元件级试验是其中重要一环。针对铺层复合材料风扇叶片榫头强度问题，研究了榫头元件级静强度试验方法。搭建了榫头元件级静强度试验平台，完成了榫头元件级试样件及其夹具的设计及制造，提出了数据采集、试验流程和试验结果数据分析方法。试验结果表明：榫头元件试样件的失效模式为层间分离；层间正应力是造成铺层分离的主要原因，而层间剪切应力促进了分层裂纹的扩展；层间应力的有限元分析结果验证了试验结论，榫头层间分离发生位置与有限元预测结果吻合较好，证实了有限元模型的有效性。
复合材料风扇叶片需要经过积木式多层级验证才能投入使用，元件级试验是其中重要一环。针对铺层复合材料风扇叶片榫头强度问题，研究了榫头元件级静强度试验方法。搭建了榫头元件级静强度试验平台，完成了榫头元件级试样件及其夹具的设计及制造，提出了数据采集、试验流程和试验结果数据分析方法。试验结果表明：榫头元件试样件的失效模式为层间分离；层间正应力是造成铺层分离的主要原因，而层间剪切应力促进了分层裂纹的扩展；层间应力的有限元分析结果验证了试验结论，榫头层间分离发生位置与有限元预测结果吻合较好，证实了有限元模型的有效性。
2022, 43(3):344-351.
DOI: 10.13675/j.cnki.tjjs.200401
摘要:
为减小轴承接触摩擦力及其对轴系振动的影响，基于磁力支承技术，设计一种全新的集成永磁支承力的复合式水润滑轴承，并对其摩擦学及动力学性能进行分析。研究发现：该设计能有效改善轴承润滑状态，最小液膜压力能提高79.6%，最大液膜压力减小幅度达75.7%，同时，艉轴稳定性保证在1~8，远大于其稳定性阈值0.02，该设计为未来船舶轴系振动控制提供一种新的思路。
为减小轴承接触摩擦力及其对轴系振动的影响，基于磁力支承技术，设计一种全新的集成永磁支承力的复合式水润滑轴承，并对其摩擦学及动力学性能进行分析。研究发现：该设计能有效改善轴承润滑状态，最小液膜压力能提高79.6%，最大液膜压力减小幅度达75.7%，同时，艉轴稳定性保证在1~8，远大于其稳定性阈值0.02，该设计为未来船舶轴系振动控制提供一种新的思路。
2022, 43(3):352-359.
DOI: 10.13675/j.cnki.tjjs.200603
摘要:
为研究固体填料粒度级配及工艺助剂对低铝低燃速HTPB推进剂工艺性能的影响，依据固体颗粒堆积最密集排列理论，建立了固体颗粒级配模型，结合固体填料实际粒径，计算得到两种理想刚性球的堆积结果，并在此基础上考察了不同级配配方药浆流动性及触变性。同时，通过筛选工艺助剂种类及优化最适助剂用量，对比了加入不同工艺助剂配方药浆的触变性。结果表明：当采用双二级配模型，计算出的固体颗粒级配比例最优；通过进一步优化固体颗粒级配，结合药浆触变环大小快速判定了推进剂固体级配的合理性，提高了低铝低燃速HTPB推进剂配方工艺性能的可设计性；当工艺助剂选用SU-2，且用量为0.03%时，推进剂工艺性能明显改善，适用期可达596min。
为研究固体填料粒度级配及工艺助剂对低铝低燃速HTPB推进剂工艺性能的影响，依据固体颗粒堆积最密集排列理论，建立了固体颗粒级配模型，结合固体填料实际粒径，计算得到两种理想刚性球的堆积结果，并在此基础上考察了不同级配配方药浆流动性及触变性。同时，通过筛选工艺助剂种类及优化最适助剂用量，对比了加入不同工艺助剂配方药浆的触变性。结果表明：当采用双二级配模型，计算出的固体颗粒级配比例最优；通过进一步优化固体颗粒级配，结合药浆触变环大小快速判定了推进剂固体级配的合理性，提高了低铝低燃速HTPB推进剂配方工艺性能的可设计性；当工艺助剂选用SU-2，且用量为0.03%时，推进剂工艺性能明显改善，适用期可达596min。
2022, 43(3):360-367.
DOI: 10.13675/j.cnki.tjjs.200586
摘要:
为了研究船舶直流电推系统发生短路后的选择性保护特性，对短路发生后的主要短路源、线路状况及关键器件进行分析，采用基于设备参数的选择性保护分析与建模方法，对船舶直流电推系统选择性进行短路故障模拟。针对工程船舶应用，搭建与实际系统对应的仿真模型，对比仿真结果及短路试验结果可以看出，熔断器熔断时间、电压变化趋势及电压跌落情况都基本一致，仿真结果能有效地预测实际的短路结果及现象。本文提供了一种工程上可应用的仿真建模方法，能较准确地预测熔断器的动作情况。
为了研究船舶直流电推系统发生短路后的选择性保护特性，对短路发生后的主要短路源、线路状况及关键器件进行分析，采用基于设备参数的选择性保护分析与建模方法，对船舶直流电推系统选择性进行短路故障模拟。针对工程船舶应用，搭建与实际系统对应的仿真模型，对比仿真结果及短路试验结果可以看出，熔断器熔断时间、电压变化趋势及电压跌落情况都基本一致，仿真结果能有效地预测实际的短路结果及现象。本文提供了一种工程上可应用的仿真建模方法，能较准确地预测熔断器的动作情况。
2022, 43(3):368-376.
DOI: 10.13675/j.cnki.tjjs.200487
摘要:
针对航天器用5kW离子电推力器核心供电模块屏栅电源的技术需求，采用移相全桥技术设计了低电压输入高电压输出的大功率屏栅电源模块。对比分析了零电压开关ZVS和零电压零电流开关ZVZCS两种移相全桥方案后，得出ZVZCS更适合于电推进屏栅电源的设计。提出了ZVZCS移相全桥变换器CDD无损缓冲电路中辅助电容的设计方法，论述了屏栅电源功率级和控制电路的设计过程。通过实物产品验证表明：采用ZVZCS移相全桥技术设计的屏栅电源模块能在较宽的负载范围内实现超前桥臂和滞后桥臂的软开关，提高了变换器的效率；采用CDD无损缓冲电路能辅助实现滞后桥臂的零电流关断，降低原边电流的损耗，同时降低高压整流管的电压应力。在具备完善的输入滤波、浪涌抑制及母线开关等功能以后，最大功率下效率>95%。
针对航天器用5kW离子电推力器核心供电模块屏栅电源的技术需求，采用移相全桥技术设计了低电压输入高电压输出的大功率屏栅电源模块。对比分析了零电压开关ZVS和零电压零电流开关ZVZCS两种移相全桥方案后，得出ZVZCS更适合于电推进屏栅电源的设计。提出了ZVZCS移相全桥变换器CDD无损缓冲电路中辅助电容的设计方法，论述了屏栅电源功率级和控制电路的设计过程。通过实物产品验证表明：采用ZVZCS移相全桥技术设计的屏栅电源模块能在较宽的负载范围内实现超前桥臂和滞后桥臂的软开关，提高了变换器的效率；采用CDD无损缓冲电路能辅助实现滞后桥臂的零电流关断，降低原边电流的损耗，同时降低高压整流管的电压应力。在具备完善的输入滤波、浪涌抑制及母线开关等功能以后，最大功率下效率>95%。
2022, 43(3):377-383.
DOI: 10.13675/j.cnki.tjjs.200481
摘要:
典型的全电推进通信卫星通常设计使用寿命约为15年，对霍尔电推力器的使用寿命要求达到了104h量级，因此，长寿命设计技术是影响其能否工程应用的关键技术。简要调研了国内外霍尔推力器延寿技术的发展，分析得到壁面及磁极腐蚀程度是影响推力器寿命的核心物理过程。通过分析推力器放电过程离子加速场的建立过程，提出一种具有离子能量后加载特征的设计方法，使得电离产生氙离子的主要能量加载过程发生在放电通道的末端。该设计导致推力器的推力效率下降约1%~2%，但同时有效降低了通道内氙离子的能量，缓解高能离子对放电通道壁面的溅射作用，进而缩短腐蚀带长度60%以上，降低通道壁面及磁极工作温度31~55℃，可应用于霍尔推力器延寿设计。
典型的全电推进通信卫星通常设计使用寿命约为15年，对霍尔电推力器的使用寿命要求达到了104h量级，因此，长寿命设计技术是影响其能否工程应用的关键技术。简要调研了国内外霍尔推力器延寿技术的发展，分析得到壁面及磁极腐蚀程度是影响推力器寿命的核心物理过程。通过分析推力器放电过程离子加速场的建立过程，提出一种具有离子能量后加载特征的设计方法，使得电离产生氙离子的主要能量加载过程发生在放电通道的末端。该设计导致推力器的推力效率下降约1%~2%，但同时有效降低了通道内氙离子的能量，缓解高能离子对放电通道壁面的溅射作用，进而缩短腐蚀带长度60%以上，降低通道壁面及磁极工作温度31~55℃，可应用于霍尔推力器延寿设计。
2022, 43(3):384-390.
DOI: 10.13675/j.cnki.tjjs.200836
摘要:
针对基于最优导流工况设计的双阶四栅栅极系统在多工况下的引出性能，采用浸入式有限元和粒子云算法（IFE-PIC）对其聚焦和引出过程进行了研究。研究结果表明，相较于相同聚焦电压下的传统栅极系统，基于最优导流工况设计的双阶四栅栅极系统由过聚焦进入正常聚焦的拐点右移，栅极系统的引出性能变差。因此建议双阶栅极离子推力器在设计时使用小口径放电腔体，以提高栅极上游等离子体密度，从而使得双阶四栅栅极系统处于正常聚焦状态，并注意重点设计双阶加速栅极参数，如增大其孔径，以规避或减少束流离子的直接冲击。
针对基于最优导流工况设计的双阶四栅栅极系统在多工况下的引出性能，采用浸入式有限元和粒子云算法（IFE-PIC）对其聚焦和引出过程进行了研究。研究结果表明，相较于相同聚焦电压下的传统栅极系统，基于最优导流工况设计的双阶四栅栅极系统由过聚焦进入正常聚焦的拐点右移，栅极系统的引出性能变差。因此建议双阶栅极离子推力器在设计时使用小口径放电腔体，以提高栅极上游等离子体密度，从而使得双阶四栅栅极系统处于正常聚焦状态，并注意重点设计双阶加速栅极参数，如增大其孔径，以规避或减少束流离子的直接冲击。
2022, 43(3):391-400.
DOI: 10.13675/j.cnki.tjjs.200601
摘要:
通过纳秒激光烧蚀羽流特性的研究证实了羽流分裂现象的存在，为了抑制羽流分裂现象可能带来的滞后烧蚀而将分块阳极构型引入激光支持的脉冲等离子体推力器中，由此首次提出了分块阳极式激光支持的脉冲等离子体推力器的概念。通过实验对比研究了分块阳极和正常阳极构型的放电特性参数、性能参数和放电电弧发展演化等特性。结果表明，分块阳极构型能获得比正常阳极构型更高的峰值电流，特别是主放电之后的峰值电流，这可以提高对因速度较慢而进入放电通道较晚的工质的电离和加速效果，从而起到抑制滞后烧蚀的目的。分块阳极构型的电流平方积分值高于正常阳极构型，这表明分块阳极构型相比于正常阳极构型能获得更好的推进性能。通过分块阳极构型第二段放电电流特性可知，分块阳极构型推力器对等离子体加速的电磁力主要来源于分块阳极的第一段。分块阳极构型能降低放电回路的总电阻，但分块阳极构型相比于正常阳极构型会增加一定的放电延迟时间。同时，通过阴阳极板之间的放电电弧发展演化过程得到了分块阳极构型提高推力器推进性能的原因，即：通过限制阳极附弧点向阳极末端运动的速度来提高极板间的电流密度，进而提高推力器的性能。
通过纳秒激光烧蚀羽流特性的研究证实了羽流分裂现象的存在，为了抑制羽流分裂现象可能带来的滞后烧蚀而将分块阳极构型引入激光支持的脉冲等离子体推力器中，由此首次提出了分块阳极式激光支持的脉冲等离子体推力器的概念。通过实验对比研究了分块阳极和正常阳极构型的放电特性参数、性能参数和放电电弧发展演化等特性。结果表明，分块阳极构型能获得比正常阳极构型更高的峰值电流，特别是主放电之后的峰值电流，这可以提高对因速度较慢而进入放电通道较晚的工质的电离和加速效果，从而起到抑制滞后烧蚀的目的。分块阳极构型的电流平方积分值高于正常阳极构型，这表明分块阳极构型相比于正常阳极构型能获得更好的推进性能。通过分块阳极构型第二段放电电流特性可知，分块阳极构型推力器对等离子体加速的电磁力主要来源于分块阳极的第一段。分块阳极构型能降低放电回路的总电阻，但分块阳极构型相比于正常阳极构型会增加一定的放电延迟时间。同时，通过阴阳极板之间的放电电弧发展演化过程得到了分块阳极构型提高推力器推进性能的原因，即：通过限制阳极附弧点向阳极末端运动的速度来提高极板间的电流密度，进而提高推力器的性能。
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