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推进技术
推进技术

郑日恒

月刊

1001-4055

tjjs@sina.com

010-68376141

100074

北京7208信箱26分箱

推进技术/Journal Journal of Propulsion TechnologyCSCD北大核心CSTPCDEI
查看更多>>本刊是由中国航天机电集团公司主管、该公司第三研究院第31研究所主办的全国优秀科技期刊。于1980年创刊，现为双月刊，国内外公开发行。主要刊登各类导弹、运载器和航天器动力装置在理论研究、设计、试验、生产和使用方面的学术论文、研究报告、科技动态、文献综述以及该技术在民用中的推广和应用等文章。旨在促进学术交流和科技成果向商品的转化。《推进技术》的服务对象是从事导弹、运载器和航天器动力装置研制的科学技术人员、高等院校师生及有关的科技管理人员和使用人员。
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    高超声速飞行器内流道燃料超声速气膜防热/减阻协同技术研究进展

    左婧滢章思龙韦健飞李欣...
    1-19页
    查看更多>>摘要：燃料超声速气膜防热/减阻协同技术是能够同时实现高超声速飞行器内流道防热和减阻的重要手段.本文首先论述了高超声速飞行器内流道面临的防热减阻需求和挑战,在此基础上进一步介绍了高超声速飞行器内流道热防护技术、高超声速飞行器内流道减阻技术、燃料超声速气膜防热/减阻协同技术的提出及基本原理,进而针对高超声速飞行器内流道燃料超声速气膜防热/减阻协同技术梳理了相关研究进展和结论.目前,相关研究已经证实了燃料超声速气膜防热和减阻协同的可行性,并且揭示了燃料超声速气膜防热减阻机理及防热/减阻协同特性,但总体而言,国内外对于燃料超声速气膜防热/减阻协同技术的研究相对较少,仍存在许多方面值得深入的探讨和研究,文章最后就未来的研究提出了几点建议.

    超燃冲压发动机氢燃料碳氢燃料超声速气膜防热减阻综述

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    单叶旋翼气动-动力学耦合建模与案例分析

    范中允赵军民王刚
    20-31页
    查看更多>>摘要：为了缓解螺旋桨垂直起降飞行器在起降-巡航时的螺旋桨设计矛盾,提出一种由螺旋桨驱动单叶旋翼的新型动力布局,并针对旋翼布局的不平衡性设计分析建立了气动-动力耦合模型.推导并建立了非定常叶素动量理论-桨叶动力学耦合分析方法,与计算流体力学方法相比稳态计算误差在7.3%以内;对稳态下单叶旋翼动力系统的3轴受力、力矩特性进行逐一分析,提出了单叶旋翼质量分布设计方法,利用动不平衡特性进行配平,可消除稳态下的各轴不平衡力、力矩,使单叶旋翼工作特性类似于对称旋翼;对非稳态条件下的单叶旋翼不平衡特性进行分析,并提出采用过渡函数缓解短时出现的不平衡性,可使动不平衡扭矩下降66.8%,动不平衡力下降72.2%.

    垂直起降单叶旋翼螺旋桨动态配平质量分布设计

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    不确定性下的固体火箭发动机性能精确代理建模方法

    时茗扬李春娜刘洋龚春林...
    32-41页
    查看更多>>摘要：为了在保证固体火箭可靠性的同时尽可能提高其运载能力,需要在方案设计阶段的多学科设计优化(Multidisciplinary Design Optimization,MDO)过程中精确量化发动机推力曲线的不确定性.本文针对考虑不确定性的MDO过程中推力曲线的不确定性难以精确量化以及不确定性分析效率过低的问题,提出了一种精确代理建模方法.通过本征正交分解方法实现发动机推力曲线不确定性的降维表达;建立Kriging代理模型来预测降维后模态系数的前4阶统计矩;使用最大熵法建立模态系数的精确概率分布模型,进而得到推力曲线的精确分布.对星型装药发动机的推力不确定性建模结果表明,推力不确定性分布的预测置信度可达98%;单次不确定性分析时间相比蒙特卡洛方法缩短99.92%.

    固体火箭发动机不确定性建模最大熵法本征正交分解代理模型

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    等离子体合成射流改善S弯进气道气动性能的实验研究

    张富垚梁华刘诗敏杨鹤森...
    42-49页
    查看更多>>摘要：为了对狭缝式S弯进气道中的流动分离进行有效控制,本文基于等离子体合成射流开展了激励特性和相关流动控制实验研究.结果表明:在激励器能量沉积比确定的条件下,等离子体合成射流激励器的放电能量与激励频率无关,然而不同能量沉积比都存在一个最佳激励频率,使得射流速度达到最大.在激励特性诊断的基础上通过风洞实验验证了等离子体合成射流改善狭缝式S弯进气道气动性能的有效性,最佳激励效果为在出口速度为Ma=0.25时使得总压畸变指数降低22.59%.

    狭缝式S弯进气道流动控制等离子体合成射流射流特性二次流

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    对流边界条件下超临界流体层流边界层相似解

    李桢杨瑞赵玉新汪元...
    50-59页
    查看更多>>摘要：在超燃冲压发动机中,燃烧室和尾喷管内的高温燃气使再生冷却通道中的流体达到超临界状态,即在对流边界条件下形成超临界流体边界层,但其基本特性尚未明晰.为此,本文通过相似性解法计算了具有对流边界条件的超临界二氧化碳(SCO2)平板层流边界层,来流压力为8 MPa.文中定义了热对流系数Mθ和局部对流换热常数c,它们分别与平板下表面热流体的温度及对流换热系数呈正相关,并分析了Mθ和c对边界层速度及温度剖面的影响.当c极小时,该问题可退化为绝热壁工况;相反,当c足够大时,它的表征类似于等温壁工况.随着Mθ和c的增大,壁面热流也增大;若来流温度为亚临界,此时边界层将出现跨临界机制,使壁面努塞尔数加剧降低.

    超临界流体对流边界条件层流边界层相似解壁面传热

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    中低转速下静子可调对变循环分离风扇流通能力的影响研究

    安广丰周瑞于贤君刘宝杰...
    60-74页
    查看更多>>摘要：可调静子是变循环分离风扇在中低转速下实现更大流通能力的关键手段.本文针对"2+1"和"1+2"两种构型变循环分离风扇的极限流通能力随进口导叶(IGV)和静子调节的变化规律展开了数值模拟研究.研究结果表明,涵道比和可调静子组合调节情况下,"1+2"变循环分离风扇的极限流通能力更强;而涵道比固定为0.3时,"2+1"变循环分离风扇的极限流通能力更强.进一步的分析表明,IGV的调节角度决定了第一级风扇流量-压比特性线位置,从而决定了风扇的理论极限流通能力;而所有可调静子叶片的调节角度决定了第一级风扇与后面级风扇的匹配状态,从而决定了第一级风扇在自身特性线上匹配的最大流量状态,进而决定了风扇的实际极限流通能力.涵道比和可调静子组合调节情况下,"1+2"变循环分离风扇可用的IGV调节角度更大,因此其极限流通能力更强;涵道比固定情况下变循环分离风扇的极限流通能力与初始状态下各级的匹配有关,对于本文研究的两种构型变循环分离风扇,涵道比为0.3时"2+1"变循环分离风扇各级匹配状态有利于获得更大的可用IGV调节角度,因此其极限流通能力更强.

    变循环发动机变循环分离风扇可调静子极限流通能力级匹配分析

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    基于紊动射流理论的变循环压缩系统降维数值研究

    梁熙文王掩刚吴桐王昊...
    75-83页
    查看更多>>摘要：模式选择阀门是变循环压缩系统模式转换过程中实现参数可调的重要部件,在进行压缩系统性能分析时,高计算效率和计算精度的平衡是研究人员关注的重要内容.本文建立了基于紊动射流理论的降维数值方法,并将其运用于变循环压缩系统数值仿真中,将计算结果与现有的突扩型降维数值方法和全三维模式选择阀门数值方法的计算结果进行对比分析.研究表明:基于紊动射流理论的降维数值方法可以更加准确地预测阀门的压力损失,相比于突扩降维模型平均误差由19.41%下降到5.60%.在小开度下,基于紊动射流理论的降维数值方法可以更加准确地得到前风扇部件在模式转换过程中的总压比和涵道比变化规律,总压比的预测误差由1.07%下降为0.15%,涵道比的预测误差由32.38%下降为3.50%;大开度工况下,所发展的新型降维数值方法与现有的突扩型降维数值方法精度相当.但基于紊动射流理论的降维数值方法通过将模式选择阀门上下游涵道内气动参数相互关联,获得相对准确的模式选择阀门下游速度分布,是一种可用于变循环压缩系统数值模拟的降维方法.

    变循环发动机变循环压缩系统模式选择阀门紊动射流降维数值方法

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    低雷诺数轴流压气机叶型气动优化

    陈璇张明亮李万松杨晨...
    84-93页
    查看更多>>摘要：为研究低雷诺数下轴流压气机叶型优化设计方法,本文验证了准三维求解器MISES对于低雷诺数流动的预测精度,对于V103叶型计算得到的转捩位置与实验值偏差小于5%,证实了其在低雷诺数流动中的可用性;基于多圆弧(MCA)叶型程序,利用增强精英保留遗传算法,搭建轴流压气机叶型准三维气动优化设计平台;以总压损失系数为优化目标,出口气流角为约束条件,对V103叶型进行了低雷诺数单点和高低雷诺数综合优化设计.结果表明:低雷诺数单点优化后,抑制了叶型层流分离泡现象,总压损失系数减小31.31%,性能显著改善;高低雷诺数综合优化后叶型在高雷诺数和低雷诺数下总压损失分别减小了3.05%和3.03%.本文研究结果证明了所发展工具的有效性和考虑雷诺数叶型优化的可行性.

    轴流压气机叶型气动优化准三维多圆弧

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    机动飞行条件下固冲发动机补燃室绝热层烧蚀实验研究

    闫航程吉明刘杰李海波...
    94-102页
    查看更多>>摘要：总体机动飞行引发的过载效应会导致固体火箭冲压发动机补燃室燃气积聚,并在绝热层局部形成烧蚀严重区域.针对这一问题,设计并搭建了一套模拟机动飞行条件下补燃室烧蚀热环境的实验装置,通过数值模拟获得了装置内两相流场参数的变化规律,实现了补燃室内压力、绝热层表面温度、燃气速度、燃气与绝热层间夹角等烧蚀影响参数的可控.利用该装置对某典型固冲发动机机动飞行工况开展了实验,结果表明,实验结果满足补燃室烧蚀严重区域目标参数模拟要求,目标压强为0.45 MPa,实验测量压强为0.467 MPa,与目标压强相对误差为3.78%;实验过程中温度测试结果为1 245 K,1 341 K,与数值仿真结果相比相对误差分别为5.62%和5.14%,数值仿真得到的试件中心温度为2 367 K,与目标温度相比相对误差为2.9%;实验用绝热层在燃气直接作用区域形成了冲刷凹坑,最大烧蚀位置的线烧蚀率约为0.03 mm/s,非直接作用区域试件膨胀,凹坑形状受试件附近流场分布规律影响.

    固冲发动机模拟机动条件富氧两相环境烧蚀实验系统硅橡胶绝热层

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    乙烯富燃燃气旋转爆轰波传播特性实验研究

    刘嘱勇白桥栋韩家祥邱晗...
    103-114页
    查看更多>>摘要：本文以乙烯与氧气燃烧产生的富燃燃气作为燃料,空气为氧化剂,开展了乙烯富燃燃气旋转爆轰波传播特性实验研究.探究了不同传播模态下旋转爆轰波传播特性以及传播模态的影响因素,对不同模态下的时频特性、传播速度及起爆延迟时间等参数进行了对比分析.研究表明:乙烯富燃燃气传播模态及工作当量比区间与一次燃烧产物有关.在单波模态中,当量比为0.67时,获得爆轰波最大传播速度为1 347.4 m/s.空气质量流量增加,乙烯富燃燃气旋转爆轰波传播模态向多波模态发展,爆轰波波头数目增加会导致爆轰波传播速度下降.同种传播模态下,起爆延迟时间随着空气流量增加而缩短.

    旋转爆轰发动机乙烯富燃燃气当量比起爆延迟时间传播模态预燃室

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