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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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    低雷诺数下低压涡轮叶片振动对分离及转捩的影响机制

    张英强张燕峰朱淼怡董旭...
    207-215页
    查看更多>>摘要：低压涡轮叶片振动显著影响边界层演化过程和流动状态,进而影响气动性能.为了探究低压涡轮叶片振动对分离转捩的影响机制,利用数值模拟手段对比分析了低雷诺数(Re=25000)下低压涡轮叶片不同频率的振动对吸力面边界层分离及转捩和流动损失的影响.研究表明:叶片因振动与流体产生的相对运动使分离流与主流提前相遇从而引发转捩提前,限制分离泡的发展,缩减分离泡的尺寸,削弱分离泡内部回流掺混.叶片振动使边界层厚度有所减小,削弱了尾缘附近的流动阻塞与尾迹掺混,大幅度降低了分离及转捩过程中的湍流脉动水平,上述变化使总压损失得到了大幅度降低,最高可以降低23.02％,气动性能得到大大改善.

    叶片振动低压涡轮叶片分离转捩气动损失

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    燃烧室陶瓷复合材料火焰筒应用与技术分析

    曾青华陈炫午曾琦李子万...
    216-226页
    查看更多>>摘要：基于航空发动机及燃烧室发展趋势与特点,分析新一代航空发动机燃烧室对陶瓷复合材料的需求,阐述火焰筒陶瓷复合材料的组分构成、类型特征及高温耐腐性等特性,总结不同制备方法下火焰筒陶瓷复合材料的工艺原理和优缺点,并详细讨论了陶瓷复合材料在燃烧室火焰筒上的应用现状,最后结合陶瓷复合材料显著的各向异性特点与挑战,提出燃烧室陶瓷复合材料火焰筒设计的关键技术.结论认为,陶瓷复合材料火焰筒在燃烧室上应用的技术优势明显,其在多型先进军民用航空发动机上的服役状况验证了发展陶瓷复合材料火焰筒技术路线的可行性,但由于陶瓷复合材料对热应力的高度敏感及其复杂的传热与力学特性,使得其工程应用依然存在很大技术挑战;当前陶瓷复合材料火焰筒在工程应用上亟须攻克的关键技术包括陶瓷复合材料火焰筒冷却设计、陶瓷复合材料燃烧室的燃烧组织设计、陶瓷复合材料火焰筒构件间的连接设计、陶瓷复合材料火焰筒强度正向设计等.

    陶瓷复合材料火焰筒燃烧室航空发动机热端部件

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    轮毂波瓣对同轴分级燃烧室燃烧不稳定性的影响

    郑维新张志浩吕光普刘潇...
    227-237页
    查看更多>>摘要：针对同轴分级燃烧室,研究了分别向塔式旋流器的主燃1级和主燃2级轮毂添加波瓣结构时的燃烧不稳定性.通过冷态实验对比了不同燃烧室结构下冷态流场之间的差异,再应用大涡模拟方法获得了燃烧室全局释热率脉动频谱以及一个脉动周期内的涡量和释热率等参数云图的变化,借助动力学模态分解分析了不同燃烧室结构下的速度和释热率等模态.向主燃1级轮毂添加波瓣能够降低强漩涡出现的频率,释热率脉动幅值为全局平均释热率的4％,相比原型燃烧室下降了约45％,其释热率模态表现为高频小振幅.而向主燃2级添加波瓣则导致最大涡强度升高,主频为471 Hz的释热率脉动幅值达到了全局平均释热率的30％以上,还出现了周期性回火,不利于燃烧室稳定运行.

    燃烧室同轴分级燃烧不稳定大涡模拟波瓣

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    结冰风洞发动机进气模拟系统稳流量进气控制方法研究及应用

    冉林易贤赵照熊建军...
    238-244页
    查看更多>>摘要：针对结冰风洞发动机进气部件试验稳流量进气控制难题,结合提供进气条件的发动机进气模拟系统的工作原理,提出采用卡尔曼滤波无模型自适应控制方法,通过建立系统动态线性化数据模型,利用卡尔曼滤波对实际动态流量输出做真值预估,估值与期望值的差值经过动态数据模型计算,得到调节系统抽气设备转速的输入量,进行稳流量进气控制,最后应用于某型号发动机进气部件防冰试验.试验结果表明:发动机进气模拟系统运行稳定可靠,输出的进气流量符合试验要求,进气稳流量控制精度达到0.1 kg/s.

    稳流量进气控制发动机进气模拟系统卡尔曼滤波无模型自适应控制进气部件防冰试验进气流量

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    基于不稳定性理论的离心喷嘴液雾SMD半理论预测

    高昭刘玉英张权黄勇...
    245-255页
    查看更多>>摘要：基于液膜雾化的不稳定性理论,同时考虑离心喷嘴锥形液膜气液相互作用过程中开尔文-亥姆霍兹(K-H)不稳定性和瑞利-泰勒(R-T)不稳定性对液膜破碎的影响,建立了离心喷嘴液雾索太尔平均直径(SMD)半理论预测模型,并在燃油温度240～300 K、燃油压力0.5～3 MPa条件下开展了离心喷嘴燃油雾化全息试验和激光多普勒粒子分析仪(PDPA)测试验证试验.研究表明:液膜表面同时存在流向波和周向波,燃油压力和燃油温度的降低,均会抑制液膜表面不稳定性的发展,使得液雾SMD增大,且相较于K-H不稳定性,燃油压力变化对R-T不稳定性的影响更为显著;模型可实现对变物性、结构和工况离心喷嘴液雾SMD的良好预测,最大预测误差在±15％左右,对离心喷嘴的雾化性能预测和结构优化设计具有一定的工程应用价值.

    离心喷嘴锥形液膜不稳定性理论索太尔平均直径预测模型

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    混合物填充速度对火焰加速及DDT转变特性实验

    张永辉张启斌赵明皓王可...
    256-265页
    查看更多>>摘要：为研究脉冲爆震发动机中燃料/氧化剂混合物填充速度对火焰加速与缓燃向爆震转变过程(DDT)的影响,以乙烯为燃料、氧气体积分数为40％的富氧空气为氧化剂,进行了实验研究.采用不同的燃烧室构型、不同点火位置和不同的障碍物数量,在混合物填充速度为0、2.5、5.7、8.9m/s和14.1 m/s的条件下,均成功获得充分发展的爆震波.结果表明:混合物填充速度越大,火焰发展也越快,对于能够起爆的工况,缓燃向爆震转变的时间最多可降低至填充速度为0m/s时的38.9％;填充速度为8.9 m/s时,使火焰成功转变为爆震燃烧所需的障碍物数量由3对可减少为2对.提高混合物填充速度后,缩短DDT长度与点火段长度,依然能够成功建立爆震波,这对优化脉冲爆震发动机燃烧室构型,进而减少发动机长度和质量、提升推进性能具有一定的指导意义.

    缓燃向爆震转变爆震火焰加速填充速度高速摄影

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    椭圆锥孔对导叶前缘冷效的影响及优化

    江艳李海旺谢刚周志宇...
    266-274页
    查看更多>>摘要：采用数值仿真方法对椭圆锥孔在高压涡轮导叶前缘的气膜冷却效率进行了探究,分析对比了椭圆柱孔的两个结构参数流向扩张角和径向扩张角对前缘气膜冷却效率的影响,且分别在流向扩张角为0°～18°和径向扩张角为0°～16°范围内对椭圆锥孔进行了优化.结果表明:流向扩张角为1.4°且径向扩张角为11.1°时的椭圆锥孔表现出最高的气膜冷却效率,其相较于圆柱孔的冷却效率提升了 147.5％,且椭圆锥孔的结构参数随气膜冷却效率的变化规律可拟合成四次方函数关系,当径向扩张角很小时,气膜冷却效率随流向扩张角增大,反之,气膜冷却效率基本随流向扩张角增大而减小;当流向扩张角较小时,气膜冷却效率大致随径向扩张角的增大而先增后减,当流向扩张角较大时,气膜冷却效率基本保持不变或呈现一个较小的增幅.

    气膜冷却效率异型孔扩张角高压涡轮导叶前缘

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    垂直微柱蒸发器干涸阈值模型求解及尺寸优化

    高申宝焦凤何永清
    275-284页
    查看更多>>摘要：对现有干涸阈值模型进行优化,加入重力的影响,并与毛细作用力和渗透率的求解方法进行组合,得到了平均误差约为7％的表征垂直微柱蒸发器换热性能的最佳组合模型(Darcy_avg(S)+SE).利用该模型研究了微柱几何结构的影响,发现蒸发器最大换热能力在渗透率与毛细压力间平衡,几何尺寸接近最佳间距比(d/l≈0.35)及高的微柱对应更高的散热能力,具有更小后退接触角的微柱群对应更高的干涸阈值.重力作用下干涸长度的增加导致干涸阈值的显著降低,遗传算法能有效地用于求解不同干涸长度下的最优尺寸.排列方式影响干涸阈值,最佳间距比下叉排布置的微柱阵列较顺排布置换热能力提升近13％.

    微柱群蒸发器干涸阈值优化薄膜蒸发

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    截面渐变稳态射流燃烧室燃烧与排放数值模拟

    祁治伟王骥飞刘秋洪
    285-294页
    查看更多>>摘要：针对近年来对燃气轮机低污染排放的要求,为了利用某椭圆形燃烧室低排放的优势,改善其出口不易匹配后方燃气涡轮的不足,提出了一种截面渐变概念,使稳态射流燃烧室入口为椭圆形截面,出口为圆形截面.使用数值模拟方法对其燃烧特性和出口处的流动与排放特性进行了研究,探究了截面渐变技术对燃烧室排放特性和流动特性的影响.与圆形燃烧室对比,截面渐变稳态射流燃烧室NO排放量降低了51.26％,保持了椭圆形燃烧室低排放的优势;与椭圆形燃烧室对比,有2.85％的NO排放量增加,但出口温度的均匀性提高了 4.27％,同时能为后方燃气涡轮中的叶片提供更匹配的温度分布,证明了该截面渐变概念的可行性,可以为后续更多截面渐变技术研究作参考.

    截面渐变稳态射流燃烧室NO排放液雾燃烧数值模拟

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    涡轮级间燃烧压力恢复系数对涡扇发动机的性能影响仿真

    肖阳龚建波张坤李丹...
    295-303页
    查看更多>>摘要：为了分析级间燃烧室的压力恢复系数在不同飞行状态下,对中等涵道比带级间燃烧室混合排气涡扇发动机净推力和单位燃油消耗率的影响,基于原未带级间燃烧室发动机的循环参数,增设了级间燃烧,建立了部件级稳态性能计算模型,仿真结果表明了:当涡扇发动机在飞行高度为5 km,飞行马赫数为0.8,级间燃烧室压力恢复系数由0.92变为0.8时,单位燃油消耗率相对增加12.2％;而当飞行高度为5 km,飞行马赫数为1.8,级间燃烧室压力恢复系数由0.92变为0.8时,单位燃油消耗率相对增加20.3％.所用的计算程序在进行模型仿真时,级间燃烧室压力恢复系数基本不变,而在现有的级间燃烧室研究中表明:级间燃烧室压力恢复系数会随着飞行马赫数的增加而变大,当飞行马赫数由0.8变为1.8时,级间燃烧室压力恢复系数会相对增大2％以上,因此对计算结果采用了变级间燃烧室压力恢复系数的视角,研究了其对发动机性能的影响.

    中等涵道比混合排气涡扇发动机级间燃烧室压力恢复系数飞行马赫数净推力单位燃油耗油率

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