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期刊信息/Journal information
航空动力学报
航空动力学报

陈懋章

月刊

1000-8055

JAP@buaa.edu.cn

010-82317410

100191

北京市海淀区学院37号

航空动力学报/Journal Journal of Aerospace PowerCSCD北大核心CSTPCDEI
查看更多>>本报是中国航空学会主办，经国家科委批准的高级刊物，向国内外公开发行。主要刊登航空航天发动机的原理与设计、气动热力学，叶轮机械，燃烧学，传热传质学，结构力学，自动控制、机械传动、实验技术以及热动力工程等方面的最新科技成果。编委会由主编、副主编及编委共50余人组成，均为该领域的著名专家学者。
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    超声速发动机LTO污染物排放特性预测分析

    杨晓军何虹霖
    1-12页
    查看更多>>摘要：为合理地分析超声速发动机在起降着陆(landing and take-off，LTO)循环中的污染物排放特性，构建了基于CFM56-7B27核心机的超声速发动机模型。通过建立排放计算模型计算了 LTO污染物排放指数(emission index，EI)，并分析了其排放特性;研究爬升和慢车阶段污染物排放特性对LTO超声速模式标准设定的影响，进而确定更具代表性的LTO超声速模式标准。分析结果表明:不同LTO阶段的推力设置(thrust set-ting，TS)和模式时间(time in mode，TIM)对污染物排放特性的影响存在差异性;在LTO标准研究方面，60％额定推力、2min模式时间的爬升点氮氧化物的排放质量/额定推力更接近于超声速爬升轨迹，慢车点TS在不低于10％额定推力时更能满足污染物(一氧化碳、未燃烧碳氢)排放特性所限制的燃烧效率要求，因此以60％额定推力、2min模式时间作为LTO超声速模式爬升点标准、以TS不低于10％额定推力作为LTO超声速模式慢车点标准更为合理。

    超声速发动机起降着陆(LTO)循环标准污染物排放特性p3-T3方法预测

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    冲击+扰流柱双层壁冷却结构的强化换热性能及流阻特性

    韦宏祖迎庆
    13-26页
    查看更多>>摘要：对于冲击+扰流柱的双层壁冷却结构，为了研究冲击孔的无量纲排间距和无量纲孔间距、扰流柱的无量纲直径以及冲击射流雷诺数对其强化换热性能以及其流阻特性的影响，基于多种几何参数和流动参数对冲击+扰流柱的双层壁冷却结构进行了实验研究，并根据实验工况开展了相应的数值模拟。结果表明:在带有扰流柱的整个冲击靶板内表面上，面平均努塞尔数随着射流雷诺数的增大而单调增大，且基本上呈现为线性增长的趋势。总体而言，在扰流柱表面的面平均努塞尔数略高于冲击靶板内壁面的面平均努塞尔数。随着扰流柱的无量纲直径的增大，在双层壁冷却结构的整个内表面的面平均努塞尔数呈现为先下降后增大的趋势。此外，在整个内表面的面平均努塞尔数随着冲击孔的无量纲排间距的增大而减小;但是，面平均努塞尔数对无量纲孔间距变化的响应不敏感。对于冲击+扰流柱双层壁冷却结构的流量系数，它随着射流雷诺数以及冲击孔的无量纲排间距和无量纲孔间距的增大而增大，但是随着扰流柱的无量纲直径的增大而减小。

    双层壁冷却结构冲击射流扰流柱强化换热努塞尔数流量系数

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    高温强余旋非均匀来流条件模拟方法研究

    刘云鹏张举星邸东颜应文...
    27-38页
    查看更多>>摘要：针对新一代一体化加力燃烧室进口高温强余旋非均匀进气特点，设计了一种可用于模拟一体化加力燃烧室真实进气条件的高温强余旋非均匀进口流场发生装置，该装置能够模拟真实的一体化加力燃烧室进口来流条件。同时开展了耦合进口马赫数、温度和余旋角度的不均匀流场数值模拟研究，评估了非均匀来流生成装置设计、测量方法与评价指标的有效性，并通过试验结果验证了数值模拟的准确性。结果表明:数值计算所得余旋角误差在壁面附近约为±2°，这是由于数值计算低估了壁面的耗散作用，而在中心区域则在优于±2°;同样在马赫数不均匀模拟中，在主流区域误差在10％以内;此外在对于温度不均匀性的模拟中，数值仿真表现出了较大的误差，这是因为数值计算中未考虑壁面向外界的传热过程。综合来看，本文所提出的高温强余旋非均匀生成装置可生成用于模拟下一代一体化加力燃烧室进口所面临的真实复杂不均匀进口流场条件，所采用的数值模拟方法可以较为准确地揭示流场非均匀特性。

    一体化加力燃烧室高温强余旋条件非均匀进口流场发生装置非均匀空间分布均匀性评价指标

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    甲烷预冷器三维换热特性数值研究

    罗佳茂游进焦思杨顺华...
    39-49页
    查看更多>>摘要：采用三维数值仿真方法对轴向管束式甲烷预冷器的热交换性能进行了评估，获得了预冷器在不同冷却剂当量比和飞行工况下的流场分布，并在此基础上提出了冷却剂流量控制策略。计算结果表明:该型甲烷预冷器在3倍当量比冷却剂条件下最高能将来流空气冷却131 K，能将传统涡轮发动机工作速域拓展至马赫数为3。0以上;预冷器出口空气流场受管束排列方式影响无法实现完全均匀，总温畸变为13。3％;甲烷最高温升为395 K;冷却管内外壁面平均温差约为15 K，管内甲烷横截面内温差约为10 K;预冷器总压恢复系数为0。715～0。88，换热有效度为0。63～0。9，最大功质比为395 kW/kg。在发动机预冷需求和冷却剂消耗限制条件下规划了冷却剂流量控制策略，建议马赫数为2。5以下保持不高于1。5倍当量比冷却剂，马赫数为3。0以上保持3倍当量比冷却剂。

    预冷器甲烷预冷发动机热交换冷却管

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    时变来流条件下横向射流燃油破碎和雾化特性数值研究

    张权刘玉英刘坤霖高昭...
    50-59页
    查看更多>>摘要：针对涡轮基组合循环发动机加力/冲压燃烧室模态转化过程中进口气流随时间剧烈变化的问题，以横向射流为研究对象，在来流温度300～800K、来流速度100～164m/s和来流加速度20～100m/s2条件下，采用雷诺平均/离散相模型相结合的方法探讨了来流加速度对横向射流外轨迹以及索太尔平均直径(SMD)分布的影响，采用大涡模拟/流体体积法相结合的方法探讨了来流加速度对横向射流燃油雾化过程的影响。结果表明:来流加速度对横向射流外轨迹和下游SMD分布几乎没有影响;来流加速度可能引起射流液柱破碎点延后、反向对转涡沿喷射方向分布变宽且沿展向在边缘处强度减弱，但影响并不显著;时变来流对于燃油破碎及雾化特性无明显影响。

    时变来流流体体积(VOF)模型液雾分布轨迹索太尔平均直径(SMD)分布破碎点

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    反旋腰圆形鼓筒孔腔体内旋涡破碎机制与压损特性

    沈文杰王锁芳张馨丹
    60-68页
    查看更多>>摘要：为降低压气机径向引气过程中的压损，本文设计了反旋腰圆形鼓筒孔结构，采用大涡模拟(LES)和经验证的RNGk-ε模型分别探究了腔体内的旋涡演化规律和压损特性，揭示了反旋腰圆形鼓筒孔的旋涡破碎机制与减阻机理。结果表明:反旋腰圆形鼓筒孔可降低腔体内压损。高速旋涡在腰圆形鼓筒孔腔体的低径位区域内快速强化，旋涡尺度呈快速增大趋势，致使压损系数随径向高度降低而快速升高。与腰圆形鼓筒孔相比，反旋腰圆形鼓筒孔可有效抑制旋涡尺度增大，相对可降低腔体内15。6％的压损。反旋腰圆形鼓筒孔结构简单且引气过程呈线性状态，具有较高工程应用价值。

    共转腔体鼓筒孔相干涡旋涡尺度压损

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    冷却气进气角度对端壁泄漏流气膜冷却特性影响

    唐润泽李海旺周志宇谢刚...
    69-77页
    查看更多>>摘要：基于叶盘一体化模型，通过使用切应力输运(SST)模型对雷诺平均Naiver-Stokes(RANS)方程进行求解的方式研究了涡轮叶片端壁泄漏流气膜冷却特性，盘腔出口处的旋转雷诺数为1。5×105。为保证冷气与主流的密度比，冷却气使用二氧化碳来模拟，其在盘腔和主流中的扩散通过求解湍流输运方程得到。通过传质模拟传热的方式研究了由二级导向器进入盘腔的冷却气进气角度(-45°，0°，+45°)对端壁绝热气膜冷却效率的影响。研究发现:改变冷却气进气角度对端壁冷却特性影响明显，-45°进气角度能明显提高各冷却气与主流质量流量比下的端壁气膜冷却效率。

    燃气涡轮发动机涡轮叶片端壁泄漏流气膜冷却

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    双组分混合气态燃料爆震起爆特性

    张晋姜俞光王之声张启斌...
    78-85页
    查看更多>>摘要：在爆震燃烧中，与液态燃料相比气态燃料具有更好的起爆性能和可爆极限。在一定温度和压力下，液态碳氢燃料燃烧伊始发生的吸热裂解反应会产生小胞格尺寸的轻质气态小分子，其混合物组合可有效降低可燃混合物的临界起爆能量并提升燃料整体的起爆性能。研究液态燃料裂解反应中气态产物组分及含量对缓燃向爆震转变过程时间及距离的影响规律，有助于掌握形成易爆混合物的条件，指导液态燃料爆震燃烧室的设计。本文采用光学测量方法，对RP-3航空煤油热裂解反应的主要产物双组分气态燃料的起爆性能进行了实验研究，对不同组分燃料的起爆过程中火焰传播速度进行对比。结果表明:生成的甲烷摩尔分数大于60％时不能实现爆震起爆，烯烃类等气态不饱和烃可增强混合燃料的起爆性能。同时，适当地提高当量比，可以扩大混合燃料的可爆极限。

    脉冲爆震起爆特性双组分燃料火焰传播速度DDT(缓燃向爆震转变)距离

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    半无限长引压管动态响应特性

    徐龙超王雄辉刘云鹏颜应文...
    86-96页
    查看更多>>摘要：在燃烧不稳定试验中，通常通过半无限长引压管对振荡压力进行取样，采样到的振荡压力幅值有所衰减且相位存在延迟。采用管道声波传播理论分析、试验研究与数值模拟相结合的方法，研究了引压管直径及安装座结构等对半无限长引压管动态响应特性的影响规律，分析了引压管测量压力脉动的增益及相位差等参数。结果表明:当半无限长引压管的长度不足时将会引起响应曲线的末端反射振荡;减小引压管直径将会增加压力幅值衰减，此时可以适当缩短半无限长引压管长度;安装座结构将导致引压管的幅频特性及相频特性存在安装座反射振荡，安装座空腔体积越大则振荡越剧烈。此外，通过理论分析和数值模拟分析了安装座引起响应振荡的原因。研究内容可准确预测、修正引压管的测量偏差，对于燃气轮机燃烧室压力脉动的测量具有参考意义。

    半无限长引压管压力取样声学有限元末端反射安装座反射

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    涡轮叶片波纹内冷通道流动传热机理研究

    吴忱韩柴军生杨小权丁珏...
    97-106页
    查看更多>>摘要：针对叶片强化冷却散热的关键科学问题，提出并设计了新型波纹通道冷却结构，开展了精细化数值模拟，分析冷气进口雷诺数和波纹形状参数对其传热性能的影响，研究了高雷诺数涡轮叶片波纹通道冷却结构的流动传热机理。计算结果表明:波纹通道波峰波谷的交替出现对流场有强烈扰动效果，局部表面传热系数可达光滑通道的2～3倍;同一波纹不同位置传热效果不同，在管道收缩处表面传热系数最大;波纹通道传热能力与波纹形状密切相关，在冷气进口雷诺数较大时于H/L=0。115附近传热效果最佳。论文揭示了波纹通道强化传热的物理机制，为航空发动机叶片冷却结构设计提供技术支撑。

    涡轮叶片流动传热表面传热系数冷却结构设计波纹通道

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