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期刊信息/Journal information
航空发动机
航空发动机

李孝堂

双月刊

1672-3147

hkfdj606@163.com

024-24281757 24281751

110015

辽宁省沈阳市沈河区万莲路1号沈阳市428信箱18号

航空发动机/Journal Aeroengine北大核心CSTPCD
查看更多>>本刊作为我国航空发动机专业创刊最早、报道内容全面翔实、技术含量和学术价值颇高的自然科学期刊在行业内外具有很高的影响和知名度，被专业权威机构指定为“航空发动机专业国内核心期刊”。
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收录年代

    关于氢能航空动力发展的认识与思考

    向巧胡晓煜王曼弓升...
    1-9页
    查看更多>>摘要：近年来,在全球碳减排目标的驱动下,各国对发展氢能航空的热情空前高涨,在氢能飞机和氢能动力领域加速布局研究计划.通过研究国内外氢能飞机及动力发展历程和研究进展,发现人类对氢的认知始于其燃烧特性,认为氢能航空发展兴于"双碳"目标,指出燃氢涡轮发动机是航空业实现减碳目标的关键,分析了燃氢涡轮发动机和氢燃料飞机的性能优势,研判出氢能航空及动力发展难在全产业链重构和全链条颠覆创新,提出了创新氢能航空发展机制、加快发展燃氢涡轮发动机、健全氢能航空产业链条、实现全链条颠覆性创新和加强氢能航空基础建设等五方面的发展措施建议.

    氢能航空氢能飞机氢能动力氢燃料发动机燃氢涡轮发动机

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    氢预冷涡轮发动机研究进展及关键技术

    郭恒杰贾琳渊郭帅帆韩佳...
    10-19页
    查看更多>>摘要：高速涡轮发动机及其组合动力装置是高超声速飞行器技术的基础和关键.随着飞行马赫数提高,来流空气总温显著升高,发动机推力急剧减小.在此背景下,进气预冷成为扩展航空涡轮发动机工作速域的主要方向.液氢同时具备高热值和高热沉,是燃料换热预冷的理想工质.因此,氢预冷涡轮发动机被视为实现临近空间高超声速飞行的重要技术之一.回顾了国外氢预冷吸气式发动机的发展历程,分析了各型发动机的主要特点,并根据预冷目的归纳总结了面向氢氧火箭以及面向冲压或涡喷发动机的2类氢预冷技术.在此基础上,考虑氢预冷涡轮发动机的工作需求,对其研发中的关键技术进行了梳理.与传统航空发动机相比,氢预冷涡轮发动机由于采用了新的循环、燃料和结构,给总体、传热、燃烧、材料等方面带来了诸多挑战.其中的关键技术包括:预冷系统与发动机总体性能的全工况稳态和动态匹配技术;高功重比预冷器的设计、成型和防冰技术;氢燃料动态高精度计量和燃烧控制技术;涉高压氢部件的氢损伤抑制及预测技术等.

    高超声速涡轮发动机进气预冷燃料换热预冷氢燃料

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    航空发动机积垢和在线清洗技术研究进展

    王立文霍金鉴鲁鑫刘强...
    20-27页
    查看更多>>摘要：随着中国民航事业的发展,航空发动机的经济性与安全性至关重要.压气机积垢是造成航空发动机性能降低的主要因素之一,发动机在线清洗是目前经济有效的除垢手段,积垢的清除效果与清洗系统参数密切相关.系统总结了发动机积垢机理和清除技术研究现状,分析评述了用于评估积垢效应的模型,考虑垢质颗粒运动过程中的聚合、破碎和表面侵蚀,进一步量化沉积效应和时间尺度,改进数值模拟过程、提高模型精度等方面尚需优化.同时对在线清洗参数和清洗时机进行了深入讨论,指出了不同在线清洗参数和清洗时机的清洗效果目前还处于初步研究阶段,还应加强对射流系统的喷雾覆盖范围、液滴尺寸和清洗频率的研究,建议在积垢程度、不同压气机尺寸和在线清洗经济性等方面进一步优化清洗工艺参数和清洗时机.

    航空发动机颗粒物沉积沉积模型在线清洗液滴尺寸射流系统

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    大型察打一体无人机发动机能力需求分析

    任东刘诗尧刘亚君张振波...
    28-34页
    查看更多>>摘要：大型察打一体无人机能够更好地兼顾侦察、打击、信息传递等功能,是世界范围内军用大型无人机发展的主要方向之一.无人机用发动机在使用方式、监控维护方面与有人机发动机有显著区别,为了分析起飞质量为15～20 t的大型无人机对发动机的基本性能、能力需求和研制模式,采用基于飞机的约束分析和任务分析的方法对发动机基本性能进行计算分析,结果表明:起飞质量为15～20t的无人机所需发动机的安装推力为39～79 kN.结合有人和无人飞机使用区别,提出大型无人机9个应用场景对应发动机的11个能力领域.在充分考虑中国自主研制发动机交付数量和使用现状基础上,提出了发展低成本无人机动力的"1+N"模式发展技术途径.

    察打一体航空发动机无人机作战能力需求分析发展模式

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    基于飞/发性能一体化快速迭代的循环参数匹配

    曹铭栋王昭高靖俞樊巍...
    35-43页
    查看更多>>摘要：针对150 kN级大涵道比涡扇发动机总体性能参数匹配设计问题,以A340-300飞机对发动机的任务需求为例,采用基于飞/发性能一体化快速迭代优化方法,将飞机/发动机一体化设计与发动机总体性能优化设计进行耦合迭代,对多约束条件下的大涵道比涡扇发动机总体性能方案进行优化设计.结果表明:在保证发动机满足飞机任务需求和任务载荷要求,以及发动机尺寸、质量、污染排放要求等约束条件下,飞机的最大起飞质量较初始方案减轻约14.33％,较A340-300飞机的最大起飞质量减轻约8％～9％;燃油消耗量较初始方案减少约20.6％;在保证发动机与飞机良好匹配性的前提下,通过飞发优化迭代使发动机和飞机的设计难度都有一定程度地降低.采用的研究思路与方法是合理、可行的,具有工程实用价值.

    大涵道比涡扇发动机飞/发性能一体化快速迭代耦合迭代总体性能参数优化

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    2种构型升推组合推进系统装机后地面效应影响仿真

    袁长龙芮长胜韩佳郝燕平...
    44-49页
    查看更多>>摘要：为了解近地环境下不同构型升推组合推进系统装机后的环境适应性和性能差异性,研究了地面效应对推进系统外流升力损失、内流性能损失和气动稳定性等方面的影响.构建了 STOVL飞机+推进系统耦合流场模型,制定了处于同一技术水平的升力发动机和升力风扇2种构型升推组合推进系统方案,对相关参数进行了计算和对比分析.结果表明:推进系统装机后受地面效应影响,在工作环境、性能保持和功能完整性等方面,升力风扇构型明显优于升力发动机构型;相比升力风扇构型,升力发动机构型总升力减小10％,总耗油率提高5％,主发动机压缩部件喘振裕度减小10％;如要保证升力分配比为1.0,总升力同比进一步减小超过23％;为防止推进系统气动失稳,应保证主发动机进气相对温升不超过3.5％、温升率不超过50K/s.

    升推组合地面效应构型对比性能损失稳定性推进系统STOVL飞机

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    基于内收缩比可调的二元TBCC进气道风洞试验及起动特性分析

    严雪阳李中龙俞宗汉黄国平...
    50-56页
    查看更多>>摘要：为拓宽进气道工作马赫数范围,结合型面变几何技术并充分利用迟滞回路效应的优势,基于外压缩面/喉道高度协同调节的二元TBCC进气道模型,采用数值模拟与风洞试验结合的方法,研究了马赫数为4.0的通流状态下进气道内收缩比(即改变喉道高度)增减对起动特性的影响.结果表明:当进气道处于不起动状态时,降低内收缩比使进气道肩部分离包被吞入继而实现再起动;结合纹影和沿程静压分布等分析,进气道入口波系在各内收缩比下与设计值相符,但内流通道的CFD结果与试验结果存在相对误差e,且起动状态下的eq比不起动状态下的eb约低1.5％(eq＜2.7％,ei＜4.2％),表明采用的数值计算方法对于前体激波的预测较为准确,而对于不起动进气道内流静压预测存在误差;获取此类变几何进气道的迟滞回路特性,当内收缩比≤1.79时,进气道正常起动,当内收缩比≥2.54时,进气道不能正常起动,当1.79＜内收缩比＜2.54时,进气道的起动特性由初始状态和内收缩比的增减趋势共同决定.

    进气道风洞试验数值仿真喉道面积变几何内收缩比自起动航空发动机

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    基于过渡态测试数据的高压涡轮盘瞬态热分析模型优化方法

    徐晓娟李宗超邓明春周建军...
    57-63页
    查看更多>>摘要：为了提高发动机高压涡轮盘瞬态温度场的分析精度,提出利用试车过程中旋转部件过渡态壁温测试数据的高压涡轮盘瞬态热分析模型优化方法.引入自适应模拟退火(ASA)优化算法,将典型位置处温度计算值与测试数据之间的均方根误差最小为优化目标,建立了过渡态热分析计算模型优化方法,实现了高压涡轮盘瞬态热分析模型的自动优化.以高压涡轮盘实际历程下壁温测点数据为基准,开展瞬态热分析模型优化及验证.结果表明:优化后热分析模型的节点温度计算值随时间的变化曲线与实测温度变化趋势吻合良好,且在全时间域内高压涡轮盘典型位置处瞬态计算壁温与测试值的平均偏差为11 K,最大偏差为15 K,满足工程计算的精度要求.算例表明高压涡轮盘瞬态热分析模型优化方法在提升温度场修正计算效率的同时具备较高的计算精度.

    瞬态热分析高压涡轮盘温度场计算测试修正优化航空发动机

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    倾斜式周向槽机匣处理对压气机稳定性的影响

    龚文琴周佳星辛佳王伟韬...
    64-71页
    查看更多>>摘要：为分析倾斜周向槽机匣处理对跨声速轴流压气机NASA Rotor 37稳定性的影响,采用数值仿真方法研究了光壁机匣和倾斜周向槽机匣的扩稳效果.结果表明:经过周向槽机匣处理后,叶尖泄漏流被诱导进入周向槽,抑制了低速区的发展且泄漏流经过周向槽流出后能够吹除低能区,改善低速区造成的流道堵塞情况,扩大压气机的稳定工作范围;在设计转速下,5种不同形式的周向槽机匣处理都能够提高压气机的稳定裕度,其中,CT3的扩稳效果最好,稳定裕度提高2.86％,而峰值效率降低最少,仅降低0.7％;通过正交试验优化设计方法发现,样本9对于提升转子的稳定裕度效果最为明显,能够将稳定裕度提升2.95％,但会使峰值效率降低1.56％;当周向槽轴向倾斜方式不同时,会使得周向槽的周向截面及槽内流动发生改变,从而对压气机的稳定裕度和峰值效率造成影响.

    倾斜周向槽机匣处理跨声速轴流压气机数值模拟稳定裕度峰值效率航空发动机

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    航空发动机后向RCS统计特性分析方法

    傅莉崔哲邓洪伟
    72-78页
    查看更多>>摘要：为解决采用传统固定带宽核密度估计方法分析雷达散射截面(RCS)统计特性时精度低的问题,设计了 K最近邻法计算Epanechnikov核密度估计的动态窗宽.以每个相邻样本的欧氏距离判断样本局部密度,通过样本点与最近邻的距离来调整核函数的窗宽以完成核密度估计,并将其用于发动机后向RCS的统计特性分析.采用改进的Epanechnikov核密度估计与传统核密度估计,对服从固定分布的4种RCS随机样本点的累积概率密度函数进行拟合,以验证算法的精度.结果表明:改进的Epanechnikov核密度估计的均方根误差比传统核密度估计的分别减小31.2％、38.8％、38.1％、31.9％.结合第2代RCS统计特性分析模型,以Kolmogorov-Smirnov拟合精度检验为拟合指标,应用改进的Epanechnikov核密度估计计算发动机后向RCS的统计特性并对其规律进行分析可知,对数正态分布更符合C波段和X波段的HH和VV极化的统计特性分布;卡方分布更符合C波段以及Ku波段的HV和VH极化;威布尔分布更符合X波段的HV、VH极化以及Ku波段的HH、VV极化.

    雷达散射截面K最近邻法核密度估计统计特性航空发动机

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