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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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    二元塞式喷管塞锥气膜冷却特性研究

    陈静单勇张序墉征建生...
    107-116页
    查看更多>>摘要：加力状态使得二元塞式喷管热负荷急剧升高,势必需要引入冷气对塞锥进行冷却.在缩比模型试验验证的基础上,采用全尺寸模型数值仿真,对比分析了入口总压比、开孔率和气膜孔径对二元塞式喷管流动和冷却特性的影响.结果表明:在研究参数范围内,气膜冷却能够显著降低塞锥表面温度,对喷管推力系数影响甚微;以无冷却为基准,入口总压比从1.02增至1.20,塞锥表面温度降低了 20％～45％,总压恢复系数降低了 0.22％～1.26％;增大开孔率会导致冷却通道压力降低、气膜出流阻力增大,在塞锥尾部甚至出现热气倒灌,综合考虑整个塞锥表面的冷气出流状况,小开孔率结构更具优势;减小气膜孔径意味着气膜孔数目增加、气膜覆盖范围增大,使得塞锥冷却效果有微弱的改善.

    二元塞式喷管气膜冷却气动特性冷却特性模型试验数值仿真

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    基于红外测温技术的气膜孔高温冷却实验

    杨智方郭春海刘通马立程...
    117-126页
    查看更多>>摘要：设计了一种低成本、高精度的气膜冷效实验验证平台,针对平板样件不同结构的气膜孔进行高速高温火焰冲击实验,利用红外测温技术对实验平板的温度场进行数据采集与综合分析.实验结果表明:两种孔形x向的温度梯度都明显小于y向,但是猫耳孔在y向有更好的冷却效果;同时猫耳孔的x向综合冷却效率也优于圆柱孔,并且冷却气流更倾向于形成稳定的气膜覆盖;此外,猫耳孔在单位面积中的总体冷却效果要优于圆柱孔,但在冷气出口附近可能产生较大的热应力;同时得到,猫耳孔气膜冷却降温面积较圆柱孔而言也有较大提升.

    异形孔气膜冷却红外热像仪冷却效率温度场

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    近/超临界RP-3航空煤油的喷射特性试验研究

    葛浩范育新王伟利岳晨...
    127-136页
    查看更多>>摘要：针对未来先进航空发动机的超临界燃油喷射混合需求,采用纹影系统对近临界和超临界RP-3航空煤油喷射进入静止大气中进行了试验研究,并结合RP-3航空煤油10组分替代物对近/超临界燃油喷射过程进行解析.研究表明:近/超临界燃油喷射会产生激波结构,并且在喷口附近有相变过程,但是近临界和超临界喷射无论是在整体射流结构抑或是近喷嘴处射流结构上都有着不同,与近临界喷射相比,超临界喷射在马赫盘内气相区/液相区更大,再液化距离更长;同时随着喷射温度的增加,马赫盘直径和纵向距离以及射流扩张角均会减小,而随着喷射压力的增加,马赫盘直径和纵向距离以及射流扩张角均会增加.

    近/超临界喷射RP-3航空煤油10组分替代物射流结构相变

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    深度过冷循环低温推进剂贮箱温场特性分析

    张亮汪彬李杨李超...
    137-144页
    查看更多>>摘要：以某型号火箭液氧贮箱为例,对液氧在深度过冷循环过程中贮箱的降温特性进行仿真计算.以液氮为模拟工质,搭建低温推进剂过冷循环原理性缩比试验系统,通过实验数据验证数值模型的准确性.仿真分析了过冷循环流量及回流形式对贮箱降温速率及热分层特性的影响.研究表明:由于一级液氧贮箱筒段较长,贮箱内流体混合更加充分,液体温度均匀性良好;对于二级贮箱,由于其轴向长度较短,从输送管回流的部分深度过冷液氧直接通过贮箱上部抽液口被吸出,发生循环短路,导致贮箱温度始终无法降至70K,贮箱内温度分层明显,温度均匀性较差,在对贮箱结构进行优化后,贮箱降温速率和温度均匀性提升明显.

    低温推进剂贮箱深度过冷外部循环降温特性

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    氢氧燃气发生器低频燃烧稳定性仿真分析

    张亚田原潘亮孔维鹏...
    145-153页
    查看更多>>摘要：针对某氢氧火箭发动机燃气发生器热试车参数存在约200～230Hz较明显脉动的现象,建立了低频燃烧稳定性仿真数学模型,来分析是否发生了燃烧时滞相关的极限循环低频不稳定燃烧.不同燃烧时滞、喷注器压降和燃烧室容积条件下的仿真结果显示:由燃烧时滞引起的低频不稳定燃烧频率显著低于试验结果,试验中低频脉动可能是受到了供应管路声学频率的扰动.进一步分析表明:决定燃烧系统稳定性的关键参数是燃烧时滞与燃气停留时间的比值,当该比值大于临界值时系统趋于不稳定,相反系统趋于稳定.基于仿真数据拟合形成了系统固有频率计算的半经验公式,系统固有频率随着燃烧时滞与燃气停留时间之和增大而降低.获取了在不同压降占比下的稳定边界,随着喷注器压降占比的增大,系统由稳定转为不稳定的燃烧时滞与燃气停留时间的临界比值越大.

    液体火箭发动机低频燃烧稳定性燃气发生器固有频率稳定边界

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    大推力液氧煤油补燃发动机分级起动仿真分析

    张睿文李斌王丹张晓光...
    154-162页
    查看更多>>摘要：分级起动是提高大推力液氧煤油补燃发动机起动品质和发射可靠性的重要措施.通过系统动力学仿真,分析了发动机分级起动特性.采用Modelica语言开发了通用模块化液体动力系统动态特性仿真模型库(Tulips).基于模型库,自底向上逐层构建和验证了发动机系统仿真模型.仿真结果表明:初级工况设置在推力高于额定值40％时起动品质较好;初级工况越低,进入初级工况的延迟时间越长;初级工况较低时,提前推力室点火和燃料节流阀转级时刻,有利于提高起动品质;涡轮泵转动惯量较大时,进入初级工况更平稳.

    补燃发动机分级起动系统动态仿真模型库初级工况

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    高室压大流量姿轨控发动机中高空模拟试验扩压器性能与结构方案设计

    超力德郭红杰张元徐勇...
    163-177页
    查看更多>>摘要：采用热力计算方法、正激波理论、传热理论以及强度理论等方法,开展了液体姿轨控发动机与圆柱形扩压器性能与结构方案匹配设计和理论分析.从扩压器的性能、主要尺寸、换热方式、强度和稳定性校核等方面,给出了确定其性能与结构方案的设计计算方法和流程.计算给出了圆柱形扩压器面积比、燃烧室压力比、真空舱压力比以及燃气等熵指数对扩压器的主要尺寸和工作特性的影响曲线.针对推力为5 000N的某NTO/MMH液体姿轨控发动机的试验需求,设计了内径为1.1m、长度为8 m、内壁厚度和冷却夹层厚度均为10mm的圆柱形扩压器,工作包线显示其具备在发动机燃烧室压强为1～5 MPa、最大流量为1～3 kg/s且模拟工作高度为中高空30～60km高度范围内开展相关试验的能力.研究表明,在扩压器入流和正激波前后引入燃气热力计算的设计方法可获得更加准确的冷却计算所需的燃气热物性参数,因考虑了高温燃气的化学反应从而获得更合理的性能与结构匹配方案,也便于确定已有扩压器的试验能力范围.

    姿轨控发动机高空模拟试验圆柱形扩压器性能计算方案设计

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    喷嘴结构细节对连续爆轰发动机掺混特性的影响

    孔维鹏刘倩
    178-184页
    查看更多>>摘要：为研究不同喷嘴结构细节对气氢/气氧连续爆轰发动机冷态掺混特性的影响,采用商业软件Fluent对其冷态掺混流场进行了数值仿真研究.以环缝-喷孔式喷注结构为基础,设计了 12种不同喷嘴结构的连续爆轰发动机,研究了在入口条件相同的情况下,不同气氧喷嘴出口扩张角、不同气氢喷注角度、不同气氢喷嘴出口扩张角以及单双侧喷注对掺混特性的影响.结果表明:气氧喷嘴出口扩张角在0°～20°范围内,掺混效果呈现先下降后上升的趋势,气氧喷嘴出口扩张角最佳值为20°;气氢喷注角度在30°～90°范围内,掺混效果呈现先上升后下降的趋势,气氢喷注角度最佳值为45°;在0°～10°范围内,增大气氢喷嘴出口扩张角使得掺混效果下降;气氢双侧喷注的掺混效果明显优于单侧喷注.

    连续爆轰发动机气氢/气氧喷嘴结构冷态流场掺混特性数值仿真

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    内置进气式粉末供给装置高压流化输送特性的数值分析

    任冠龙孙海俊徐义华胡晓安...
    185-200页
    查看更多>>摘要：针对粉末发动机中活塞驱动式燃料供给系统,设计了一种内置进气式供粉装置.基于欧拉.欧拉双流体模型,通过用户自定义函数实现活塞运动,建立了气体-粉末-活塞相互作用计算模型,开展了不同储箱内初始工作压力(0.6、1.2、1.8、2.4、3.0、3.6MPa)对粉末燃料供给特性的数值研究.结果表明:不同初始工作压力下的气固分界面主要在进气口附近波动.随初始工作压力增大,粉末流量波动幅度降低,稳定输送阶段内的平均粉末流量更接近理论值,粉末层(粉末体积分数为0.1)面积波动幅度降低;在两相喷管喉道截面,固相平均体积分数随初始工作压力增大而增大,但拟颗粒温度的波动幅度随之减小.初始工作压力为3.6MPa时的储箱内压力相比0.6MPa能维持更长时间稳定,压力波动幅度降低了 59.1％.

    粉末发动机高压流化输送双流体模型内置进气结构气固两相流动活塞式供粉装置

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    过载对丁羟三组元推进剂燃烧特性的影响

    贺业李军伟田忠亮覃生福...
    201-213页
    查看更多>>摘要：为研究过载对丁羟三组元推进剂燃烧特性的影响,设计了兼具燃速测量和凝相产物收集功能的过载实验发动机.利用过载实验方法,研究了不同过载大小(-50g～+50g)对燃烧室压强、平均燃速、瞬态燃速、凝相产物和发动机羽流的影响.研究表明:①反向过载对燃烧室压强和推进剂燃速几乎没有影响.随着正向过载的增大,燃烧室压强和推进剂燃速增大.②与无过载相比,燃烧室压强在+10g过载下增加35.8％,+30g过载下最大压强增加69.9％,+50g过载下最大压强增加76.8％,且在+30g过载和+50g过载下出现了"驼峰现象".③与0g相比,+10g过载下燃速增加21％,+30g过载下燃速增加40％,+50g过载下燃速增加44％;+30g和+50g过载下,瞬态燃速先增加后减少,最大值随过载增大而增大,达到最大值的时间随过载的增大而减少.④药杯内的碳和单质铝含量随过载的增大而减小,从-50g过载到+50g过载,分别减小100％和82.28％,氧化铝随过载的增大而增大,增加了 402.17％,收集装置内几乎不含碳和铝单质.且收集装置内凝相产物的粒径随正向过载的增大而减小.⑤过载对发动机羽流颜色有显著影响;反向过载下,发动机羽流火焰呈现黄色,且伴随明亮的火星;正向过载下呈现紫色.

    固体火箭发动机固体推进剂燃速过载加速度燃烧室压强凝相产物

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