- 郭政言;邬俊;孙付军;王任伟;赵明东;李春江;汤卓;曹俊;
逐步减碳至最终实现净零碳排放是未来航空业的发展趋势，而发展氢能航空动力是航空业实现“3060”战略目标的重要举措之一。本文通过文献调研，从氢能航空动力安全性、性能和经济性3个方面论证了氢能应用在航空动力中的可行性，其中当绿氢使用成本与航空煤油持平时，氢燃料短程和中程飞机的运营成本分别比航空煤油降低5.2%和6.3%；总结提炼了氢涡轮、氢燃料电池及氢混合动力系统等氢能航空动力形式面临的技术挑战，并论证了氢能航空动力在环保低排放、航空动力性能提升、高寒高原地区及高超声速飞行应用等方面具有技术优势。
2026年03期 v.47;No.345 6-12页 [查看摘要][在线阅读][下载 1095K] [下载次数：903 ] |[网刊下载次数：0 ] |[引用频次：0 ] |[阅读次数：4 ] - 张兆欢;杜昊宇;徐楷;张晓卿;马骁;帅石金;
固体氧化物燃料电池（SOFC）具有发电效率高、清洁无污染、燃料适应性广和高温工作等优点，有望在航空混合动力系统中得到应用。本文建立了SOFC非均质阳极的介观尺度三维模型。采用四参数随机生成法（QSGS）生成了Ni和钆掺杂氧化铈（GDC）阳极的微观结构。基于格子玻尔兹曼方法 （LBM）建立了质量传递、电荷传递和反应流的介观模型。在650℃和0.1 MPa条件下，模拟结果与参考文献的实验结果一致。同时，漏电流对开路电压的影响不容忽视，这表明在制备过程中添加电子阻挡层的必要性。为了预测航空工况下的性能，对更高的进气压力进行了模拟，结果表明增大进气压力对发动机的性能有显著的改善作用。在极化电压为0.161 V条件下，当进口压力为0.2 MPa,0.3 MPa和0.4 MPa时，反应电流密度分别增加了59%,107%和147%。反应电流沿厚度方向呈明显的非线性分布，且在电解质附近电流密度增大更快。在总极化相同的情况下，活化极化随进口压力的增加而减小，欧姆极化则相反。
2026年03期 v.47;No.345 13-24页 [查看摘要][在线阅读][下载 1614K] [下载次数：84 ] |[网刊下载次数：0 ] |[引用频次：0 ] |[阅读次数：4 ] - 贺振宗;王译浩;张经纬;毛军逵;梁凤丽;王在兴;蒋新宇;
本文针对小型氢燃料电池/锂电池混合电推进系统，分别构建了基于功率跟随策略的能量管理模型以及采用模糊控制策略的能量管理模型，并分析两种能量管理模型对氢燃料电池/锂电池混合电推进系统输出功率匹配、燃料电池工作特性曲线、锂电池SOC、系统效率及氢气需求量等的影响规律。研究结果表明，相比于功率跟随策略，模糊控制策略基本上能有效保证燃料电池输出功率稳定（满足燃料电池功率响应慢的需求），并通过积极调动锂电池来完成变负载功率下“削峰填谷”的作用，实现动力系统能量管控目标。此外，基于功率跟随的混合电推进系统平均系统效率为62.33%，平均氢气需求量为0.568 kg/s。相比于功率跟随策略，模糊控制策略的平均系统效率为63.54%（提高了1.21%），平均氢气需求量为0.470 kg/s（减少了17.25%）。因此，模糊控制策略更适应于氢燃料电池/锂电池混合电推进系统的能量管理。
2026年03期 v.47;No.345 25-40页 [查看摘要][在线阅读][下载 1827K] [下载次数：1112 ] |[网刊下载次数：0 ] |[引用频次：0 ] |[阅读次数：3 ] - 梁振欣;肖为;时瑞军;李定乃;
为了研究氢燃料适应性改进对涡桨发动机特性以及不同热力循环参数下涡桨发动机性能的影响，建立了与试验数据相匹配的某型燃油涡桨发动机及其氢燃料适应性改进后发动机的总体性能仿真模型，计算分析了氢燃料适应性改进前后发动机特性以及不同热力循环参数下的发动机性能。结果表明，氢燃料适应性改进会使发动机涡轮流通能力减弱、涡轮做功能力增强、燃料消耗率大幅下降；采用等输出功率控制规律和等燃气涡轮物理转速控制规律时，能使涡桨发动机拥有更好的高空、高速和高温天性能；采用等动力涡轮进口总温控制规律时，能有效地挖掘涡桨发动机的性能潜力，发动机的输出功率最大可提高约19%，热效率最大可提高约11%；设计点的燃烧室出口总温的变化对氢燃料适应性改进前后性能参数变化量影响显著，并且总温每增加100 K，起飞状态的压气机喘振裕度减小幅度会扩大约0.6%，热效率增大幅度会扩大约0.2%，燃烧室出口总温减小幅度会扩大5～10 K，而设计点的发动机进口换算流量和压气机增压比的变化对氢燃料适应性改进前后性能参数变化量基本无影响或影响有限。
2026年03期 v.47;No.345 41-51页 [查看摘要][在线阅读][下载 1449K] [下载次数：149 ] |[网刊下载次数：0 ] |[引用频次：0 ] |[阅读次数：3 ] - 李嘉怡;林宇震;李笑靥;韩啸;王建臣;于航;
为了探索氢燃料微管扩散燃烧器的关键结构参数对燃烧性能的影响，开展了微管扩散火焰的燃烧特性实验。设计多组对照实验，考察了氢气喷孔直径、微管间距、空气与燃料喷孔排布方式以及进气温度等因素对燃烧噪声、振荡及NO_x排放的影响。实验结果表明：喷孔直径增大会降低燃烧噪声，最高可降低10 dB，并在一定程度上减小NO_x排放；微管间距缩小时火焰干涉增强，噪声升高，但在低压降工况下有助于降低排放；喷孔叉排会增强湍流混合，导致噪声上升与排放增加；加温工况显著提升NO_x生成速率，且排放量与绝热火焰温度呈指数关系，拟合相关性良好（调整后R2均大于0.99）。
2026年03期 v.47;No.345 52-63页 [查看摘要][在线阅读][下载 1898K] [下载次数：134 ] |[网刊下载次数：0 ] |[引用频次：0 ] |[阅读次数：3 ] - 王骁;周华;任祝寅;李春野;高浩卜;卫刚;
氢燃料燃气涡轮发动机是航空业降低碳排放的一项关键技术，研究氢湍流火焰中的差异扩散特性及其导致的燃烧不稳定、局部超绝热火焰温度等对于氢燃料发动机燃烧组织具有重要意义。本文回顾了氢燃烧部分问题的基础研究，阐述了氢火焰差异扩散特性的机理，分析了差异扩散对氢层流/湍流火焰的影响及差异扩散-湍流的相互作用。总结了近期氢湍流燃烧差异扩散的建模进展，包括常用的火焰面类方法、增厚火焰面方法和输运概率密度函数方法，并展望了基于机器学习、自适应网格加密等方法的氢燃烧仿真技术。
2026年03期 v.47;No.345 64-76页 [查看摘要][在线阅读][下载 1487K] [下载次数：191 ] |[网刊下载次数：0 ] |[引用频次：0 ] |[阅读次数：3 ] - 张龙;梁勇;王智辉;周华;任祝寅;
以氢燃料钝体火焰为研究对象，探索其热声振荡过程的内在物理机制和抑制振荡的有效控制策略。通过大涡模拟复现了氢燃料钝体火焰的热声振荡特性，其压力脉动振幅约为1 kPa，脉动主频为195 Hz，并通过特征根分析，识别出不稳定燃烧区域起始于钝体下游两侧的剪切层位置，并集中于回流区末端和计算域下游，不稳定燃烧过程的关键组分为自由基H，关键反应为H_2的链分支反应H_2+M??H+H+M。构建了降阶模型和神经网络相耦合的热声振荡预测模型，模型预测结果同LES仿真数据间的相对误差低于10%，实现了对压力脉动动态特性的高精度预测。设计了滑动多频段移相控制模型，有效抑制了氢燃料钝体火焰的振荡过程，使压力脉动幅值降低了约15%，主频峰值降低了约52%。
2026年03期 v.47;No.345 77-89页 [查看摘要][在线阅读][下载 2172K] [下载次数：376 ] |[网刊下载次数：0 ] |[引用频次：0 ] |[阅读次数：3 ] - 徐世依;冷爽;李成杰;池林儒;刘泽宽;秦江;
针对高空低温低压的环境特征导致高温质子交换膜燃料电池（HT-PEMFC）性能下降的问题，提出两种耦合涡轮增压器的甲醇重整HT-PEMFC混合推进系统方案。根据燃气流路差异分为涡轮增压器前置和后置方案，通过建立热力学建模对比评估其性能潜力。研究表明，加压不仅能够提升燃料电池的输出性能，还能显著提高HT-PEMFC阴极进气温度。当飞行器在7 km海拔运行且压比超过3时，阴极进气温度即可满足要求而无需辅助加热设备。通过在系统中集成涡轮增压器可显著提高系统比推力和当量功率，并使当量耗油率大幅降低，但同时也会降低尾喷管推力。此外，涡轮增压器的布置位置会直接影响重整器。涡轮增压器前置方案因重整器传热温差限制，在较高过量空气系数和燃料利用率时需向催化燃烧器补注甲醇燃料。综合热力学性能分析表明，涡轮增压器前置方案在系统能量效率方面更具优势，可视为最佳方案。
2026年03期 v.47;No.345 90-100页 [查看摘要][在线阅读][下载 1507K] [下载次数：332 ] |[网刊下载次数：0 ] |[引用频次：0 ] |[阅读次数：4 ]
- 李怡;张倩;赵家资;徐慎忍;乔磊;王丁喜;
为提高Newton-Krylov全隐式时间推进方法在基于雷诺平均纳维-斯托克斯（Reynolds-Averaged Navier-Stokes,RANS）方程的飞机外流场模拟中的计算效率与鲁棒性，本文提出了一种鲁棒的库朗数自适应调节策略。该策略通过动态调整时间步长，平衡非线性迭代的收敛性与计算效率。同时，结合精确雅可比矩阵的解析计算，确保Newton-Krylov方法的二次收敛特性，避免数值离散误差对迭代过程的干扰，实现了基于牛顿迭代方法的全隐式时间推进方法，并基于此方法开发了库朗数自适应全隐式RANS CFD求解器。最后，在一系列飞机外流算例上验证了本文所发展的流场求解方法的计算精度、收敛效率与鲁棒性。
2026年03期 v.47;No.345 146-160页 [查看摘要][在线阅读][下载 1911K] [下载次数：126 ] |[网刊下载次数：0 ] |[引用频次：0 ] |[阅读次数：3 ] - 吴浩;夏林生;梁宁;卢艺文;卜延鹏;曹琳琳;吴大转;
不同缩比尺度下轮缘推进器间隙内流动结构及流动损失的变化规律仍不够明确。本文采用CFD方法对多个间隙方案进行了数值模拟研究，以探究轮缘推进器环形间隙内流场特性及其在不同缩比尺度下的变化规律。研究结果表明：轮缘推进器环形间隙内的逆向流动会在转子环表面产生摩擦损耗扭矩，影响轮缘推进器的推进效率。经计算，转子环扭矩约占总扭矩的1%～1.8%，且进速系数越高、推进器尺度越小，转子环摩擦损耗扭矩占比越高。轮缘推进器环形间隙内存在复杂的三维流动，推进器尺度越大，间隙内流体的轴向速度分量越大，相同时间内间隙流的泄出流量越大。经提取，推进器尺度由小到大对应的泄出流量分别为1.3,5.5,23.5 kg/s。倒圆角的轮缘推进器环形间隙流道构型可有效改善间隙内的流动分离，降低流动损失。
2026年03期 v.47;No.345 161-172页 [查看摘要][在线阅读][下载 2966K] [下载次数：237 ] |[网刊下载次数：0 ] |[引用频次：0 ] |[阅读次数：3 ] - 李世涵;白波;许承天;李志刚;李军;
为了获取高性能燃气涡轮动叶凹槽状叶顶结构，建立了遗传算法结合元模型人工神经网络（ANN）/支持向量机（SVM）方法的气膜冷却凹槽状叶顶多目标优化设计系统，优化变量为肩壁高度和宽度，目标函数为动叶平均总压损失系数■和叶顶平均传热系数■。数值预测凹槽状叶顶气热性能与实验数据吻合良好，验证了数值方法的有效性。结果表明：在0.5%～3%叶高的肩壁宽度以及1%～2.5%叶高的肩壁高度的区间内，叶顶平均传热系数■大体上均随肩壁高度增加和肩壁宽度减小而降低。动叶平均总压损失系数■随肩壁高度的增加先减小后增大，约在1.8%叶高的肩壁高度附近达到最低值，而随肩壁宽度的增加呈现先增大后减小，约在2%叶高的肩壁宽度处达到最大值。优化设计获得0.5%叶高的肩壁宽度和2.1%叶高的肩壁高度的凹槽状叶顶具有最佳气热性能。相比于参考设计，优化设计的■降低了0.97%，同时■降低了8.6%，叶顶平均气膜冷却有效度■提高了12.6%。流场分析发现，■与泄漏流率在吸力侧的分布和数量相关，而■和■则与泄漏流对叶顶的冲击和凹槽内冷气向吸力侧的扩散相关。
2026年03期 v.47;No.345 173-185页 [查看摘要][在线阅读][下载 2162K] [下载次数：252 ] |[网刊下载次数：0 ] |[引用频次：0 ] |[阅读次数：4 ] - 宁琪月;俞凯凯;张文军;林柔;徐惊雷;
针对单边膨胀喷管（Single Expansion Ramp Nozzle,SERN）在非设计工况下产生推力损失的问题，提出了利用可渗透材料改善过膨胀状态下的SERN推力性能的方法。采用数值模拟方法研究了低落压比（Nozzle Pressure Ratio,NPR,NPR=2～8）下的可渗透SERN相对于原始SERN的流场结构、壁面压力曲线、推力性能的变化情况；并针对可渗透材料自身特性（黏性阻力系数、惯性阻力系数、孔隙角度）开展了对可渗透SERN推力性能影响规律的探究。结果表明：可渗透材料显著地影响了SERN的流场结构和壁面压力，可以提升喷管在低落压比状态下的推力性能。在本文计算工况下，喷管推力性能提升至少9.43%。此时，可渗透SERN的推力增益随着黏性阻力系数和惯性阻力系数的增大而减小；随着孔隙角度的增加，推力增益则呈现出先增加后减小的趋势，即存在一个最优孔隙角度θ，使喷管推力性能最优，此时θ=50°。
2026年03期 v.47;No.345 186-197页 [查看摘要][在线阅读][下载 1843K] [下载次数：167 ] |[网刊下载次数：0 ] |[引用频次：0 ] |[阅读次数：4 ] - 贺旭照;马绍贤;卫锋;陈圣兵;
基于发展的最小阻力锥导乘波体及流线追踪三维内转式进气道一体化设计方法，以及设计获得的一体化乘波体进气道构型，在Φ1 m高超声速风洞中开展了马赫数4,5,6条件下的风洞实验研究。测量获得了乘波体进气道模型表面静压、流量筒皮托压（静压）等参数，同时获得了流场高清纹影图像。通过获得的试验数据，分析了乘波体进气道构型在不同工况下的起动、抗反压、流量等特性，所获性能规律为该新型一体化乘波体进气道的拓展应用提供了技术支撑。
2026年03期 v.47;No.345 198-205页 [查看摘要][在线阅读][下载 1666K] [下载次数：163 ] |[网刊下载次数：0 ] |[引用频次：0 ] |[阅读次数：3 ]
- 董新刚;蔡瑞鹏;黄礼铿;张璞;杨玉新;
为了揭示固体火箭超燃冲压发动机的燃烧模态转换特性，本文设计了双模一体固体火箭超燃冲压发动机燃烧室构型，并开展了实验研究。结果显示，发动机在从超燃模态转换为亚燃模态时，转换空燃比为8.88；发动机从亚燃模态转换为超燃模态时，存在滞环现象，转换空燃比为9.40。发动机处于超燃模态时，燃烧室压强在0.1 MPa附近；处于亚燃模态时，燃烧室压强在0.2 MPa附近。亚燃模态与超燃模态相比，台架推力增益为0.6 kN左右，亚燃模态推力性能高于超燃模态推力性能。超燃模态热流密度较低，燃烧室段最高热流密度为2.8 MW/m~2；亚燃模态时，热流密度峰值为4.1 MW/m~2，亚燃模态的热防护压力更高。
2026年03期 v.47;No.345 206-213页 [查看摘要][在线阅读][下载 1411K] [下载次数：324 ] |[网刊下载次数：0 ] |[引用频次：0 ] |[阅读次数：4 ] - 孔令琪;宋坤;曹含章;吕子汀;韩旺;杨立军;
液氢/液氧富燃补燃循环发动机预燃室（即燃气发生器）产生的高温富氢燃气会与低温液氧一起进入主燃烧室进行燃烧，由于高温富氢燃气的高反应活性以及主燃烧室高压力环境，主燃烧室极易出现自点火现象，自点火与火焰的相互作用可能会导致出现类似“敲缸”的现象，因此亟需研究自点火发生的参数边界。针对此问题，本研究开发了跨/超临界非稳态小火焰面模型，开展了非稳态跨/超临界小火焰面计算研究，探究了高温富氢燃气/液氧的自点火特性。结果表明，燃气发生器全局当量比和标量耗散率会显著影响主燃烧室中混合物的自点火延迟时间。通过对多种工况的大量计算，确定了主燃烧室的自点火延迟时间范围为0.143 4～5.892 5 ms，并在燃气发生器全局当量比与标量耗散率空间确定了自点火发生的边界。
2026年03期 v.47;No.345 214-223页 [查看摘要][在线阅读][下载 1452K] [下载次数：70 ] |[网刊下载次数：0 ] |[引用频次：0 ] |[阅读次数：3 ] - 杨海洋;赵婷;陈明亮;周文元;
自燃可贮存推进剂广泛应用于空间双组元姿轨控发动机，其点火特性直接决定发动机的工作可靠性。本文以采用MON-3/MMH推进剂组合的160 N发动机为研究对象，开展了不同环境温度和氧燃时序下的高空模拟点火实验。实验结果表明：低温环境会导致比常温环境更大的点火压力峰和更长的点火延迟时间；氧化剂单独进入燃烧室后会出现闪蒸和预增压现象；在一定时差范围内，氧阀先开有利于缩短发动机的响应时间，燃阀先开有利于抑制点火压力峰和缩短点火延迟时间；将推进剂充填时间考虑在内，MON-3/MMH的点火延迟时间为3～5 ms。
2026年03期 v.47;No.345 224-231页 [查看摘要][在线阅读][下载 1477K] [下载次数：161 ] |[网刊下载次数：0 ] |[引用频次：0 ] |[阅读次数：3 ] - 张天伦;张济;李洋;陈文彬;贺宜红;周文武;
扰流柱单元是涡轮叶片内部冷却中常见的增强换热的手段。随着先进加工方法的成熟发展，部分涡轮叶片逐步开始采用增材制造的方式进行加工。为了研究增材制造表面特征对扰流柱流动换热的影响，本文开展计算机断层扫描（Computed Tomography,CT）实验，测得铸造和增材制造加工的涡轮叶片扰流柱单元的表面特征，表面特征显示增材制造相较于铸造平均增加了85%的粗糙度，且圆形度较低。采用数值模拟的方式依次探索了包括光滑扰流柱在内的三种扰流柱在不同雷诺数下的流动换热特性。仿真结果表明：仅从增加粗糙度的角度考虑，加工方式引入的表面粗糙度变化能够增强换热，相对于光滑壁面设置，增材制造的提升换热效果更加明显，最大分别可以提升21%和10%的上下端壁换热，同时增材制造工艺也会导致流动损失增加；进一步考虑加工方式引入的表面形貌的变化，增材制造的扰流柱表面起伏较大，引起流动在扰流柱表面过早分离，对换热起到了削弱的作用。
2026年03期 v.47;No.345 232-241页 [查看摘要][在线阅读][下载 1778K] [下载次数：267 ] |[网刊下载次数：0 ] |[引用频次：0 ] |[阅读次数：3 ] - 梁红侠;刘付生;卢景旭;索建秦;黎明;
针对高温升、高热负荷燃烧室火焰筒热防护问题，设计了四种切向发散小孔排布方式以改善火焰筒冷却气流分布均匀性，消除局部热斑。建立了应用切向发散冷却技术的单管燃烧室模型，采用流热耦合的方法，对其流场特性和火焰筒壁温进行了数值模拟研究。结果表明，冷却空气比例为18.8%时，燃烧室温升均达到1 200 K，四种孔排布方案总压损失约为4.23%，燃烧效率均为99.4%，出口温度分布系数（Overall Temperature Distribution Factor,OTDF）为0.27左右；燃烧室内流场与温度场呈现的周向不均匀性，不利于火焰筒局部冷却；不同均匀孔排布方式，轴向间距相差不大时，周向间距越小越有利于提高冷却性能；非均匀孔排布方案使综合冷却效率最大提升3%以上，较基准方案最高壁温降低79 K，且壁温梯度不大于44 K/cm，完全满足高温升燃烧室对壁温的要求。
2026年03期 v.47;No.345 242-253页 [查看摘要][在线阅读][下载 2387K] [下载次数：191 ] |[网刊下载次数：0 ] |[引用频次：0 ] |[阅读次数：3 ] - 万星辰;王鲁庆;马宏昊;陈建华;冯诗愚;
RP-3航空煤油是目前国内主要的航空燃料之一，目前已被广泛应用于各类民用和军用飞机。为了研究当量比、初始压力和温度对RP-3燃爆性能的影响，在球形定容燃烧室内测量了当量比为0.9～1.5，初始压力为60～100 kPa，温度为493～513 K时，RP-3/空气混合气的爆炸压力。研究结果表明，当量比为1.1时，最大爆炸压力和最大爆炸压力上升速率以及爆炸威力指数均最大，此时反应最为充分；随着初始压力增大，最大爆炸压力和最大爆炸压力上升速率以及爆炸威力指数均增大，且无量纲最大爆炸压力不受初始压力的影响；随着温度增大，最大爆炸压力减小，在贫燃或富燃时，最大爆炸压力上升速率和爆炸威力指数不随温度单调变化。
2026年03期 v.47;No.345 254-261页 [查看摘要][在线阅读][下载 1424K] [下载次数：200 ] |[网刊下载次数：0 ] |[引用频次：0 ] |[阅读次数：3 ]