- 吕秀文;李苏阳;产世宁;富庆飞;邢菲;
波转子在航空发动机里可以替代压气机和涡轮，既可以运用非定常激波增压，提高发动机增压比、提升性能；也可以运用烟气回流现象，改善燃烧室进气条件，降低污染排放。为了分析波转子主动调节燃烧条件的可行性，本文将以调转速工况为基础，重点研究波转子转速工况与几何设计对烟气回流作用下的混气温度、掺混交界面位置的调节作用。结果表明：长细比的减小会让波转子2号端口混气温度升高、掺混交界面位置上移，而转速工况以及长细比不变时均不会产生这种单调的影响。与此同时，通道宽度越宽，空气占据面积越大，掺混越充分。调转速工况对掺混温度、掺混交界面位置改变最大，但转速小于等于0.85倍基准转速时开始发生倒流。
2025年05期 v.46;No.335 27-37页 [查看摘要][在线阅读][下载 1695K] [下载次数：157 ] |[网刊下载次数：0 ] |[引用频次：0 ] |[阅读次数：2 ] - 张朝勃;苗慧慧;刘金鑫;陈雪峰;
为研究双变循环发动机分流段的气动特性，设计了双扇叶型变几何分流环机构，针对双变循环发动机的Ma0.8,Ma2.35以及Ma4.0三种典型工况优化了所设计的变几何分流环型线，通过数值计算研究了各工况下不同分流环型线时各分流段流场。当工作在涡扇模式分流环角度为11.6°时，壁面曲率半径从前缘端部至尾部逐渐增大的分流环前缘型线可以有效削弱气流绕前缘壁面的法向压力梯度及涵道内的轴向逆压梯度，减小附面层厚度，抑制气流分离。当工作在涡喷模式分流环角度为-31.8°时，分流环下壁面为二次曲线型的凸曲面，且喉道面积较小时可以提高气流动能，抵消逆压梯度，缩小分离区面积，减小总压损失；进一步研究发现喉道面积并非越小越好，更小的喉道面积会导致更大的逆压梯度而加重气流分离程度。
2025年05期 v.46;No.335 38-48页 [查看摘要][在线阅读][下载 1502K] [下载次数：380 ] |[网刊下载次数：0 ] |[引用频次：1 ] |[阅读次数：3 ] - 穆宇旸;徐家宽;李艺;郑国雨;乔磊;白俊强;
在航空发动机领域中，大负荷低压涡轮叶片表面的流动受强逆压梯度影响，易产生具有高度非定常特性的转捩-分离流。而基于雷诺平均方法 （Reynolds Averaged Navier-Stokes,RANS）的转捩模型难以对该现象进行精确模拟。为了提升预测精度，本研究在改进的极大涡模拟方法 （Very Large Eddy Simulation,VLES）基础上耦合适用于叶轮机械流动的γ转捩模型，从而形成了γ-VLES混合预测模型。本研究采用该模型对Pak-B低压涡轮叶片表面的层流分离泡诱导转捩及分离流演化现象进行预测。研究结果表明：γ-VLES模型能够准确计算叶片表面的时均压力系数和速度型，并展现了长分离泡内部瞬态流场中周期性涡的演化脱落过程。模拟结果与实验结果高度吻合，有效克服了RANS框架下γ-Re_(θt)和γ转捩模型在转捩-分离流预测方面的局限。
2025年05期 v.46;No.335 49-60页 [查看摘要][在线阅读][下载 1343K] [下载次数：286 ] |[网刊下载次数：0 ] |[引用频次：0 ] |[阅读次数：2 ] - 曾维;李星剑;徐嘉沛;李育隆;杨正南;
改善微型燃气轮机性能是国内外学者关注的热点问题。湿压缩技术通过向压气机内喷入冷却剂，利用液滴蒸发吸热降低压气机功耗，是提高微燃机性能的有效手段。本文针对微型燃气轮机湿压缩过程，以NASA CC3离心压缩机作为研究对象，利用CFX软件，选择拉格朗日颗粒追踪模型和k-ε湍流模型对压气机湿压缩过程进行数值模拟，研究以水和异辛烷为不同喷雾工质的条件下，湿压缩对压气机的压缩性能及流场的影响。结果表明，异辛烷和液态水湿压缩都能增大压气机流量，减少单位工质耗功，但不同液滴的蒸发特性导致湿压缩效果有所不同；异辛烷和液态水两种喷雾工质在湿压缩过程中内部流场分布基本一致；液滴直径小于20μm时，液态水湿压缩效果更好，当液滴直径大于20μm时，异辛烷湿压缩在增大主流流量和气流的冷却效果上显现出优势。
2025年05期 v.46;No.335 61-74页 [查看摘要][在线阅读][下载 2109K] [下载次数：296 ] |[网刊下载次数：0 ] |[引用频次：1 ] |[阅读次数：2 ] - 向康深;张良吉;陈伟杰;连健欣;乔渭阳;
涡轮噪声将成为未来超扇发动机主导噪声源之一，由于目前涡轮噪声研究的匮乏，急需开展涡轮气动噪声控制方法和降噪规律研究，降低涡轮噪声成为发展“超安静”发动机瓶颈的可能性。本文采用单级轴流涡轮声学实验台NPU-Turb对URANS/AA (Unsteady Reynolds-averaged Navier-Stokes equation/Acoustic analogy)混合模型进行了实验验证，结果表明，与NPU-Turb管道声模态实验数据相比，URANS/AA混合模型预测最大误差为2.2 dB，可以作为有效的涡轮单音噪声预测方法。基于URANS/AA混合模型，选取更具代表性的GE E3末级低压涡轮为研究对象，进一步探索不同仿生构型（锯齿尾缘静叶SS、锯齿前缘动叶SR和复合构型SS/SR）对涡轮气动性能、尾迹干涉单音噪声和模态结构的影响。结果表明，相对于基准构型，SS更有利于提升涡轮气动效率（效率收益最大为0.80%）,SS/SR更有利于增加单音噪声降噪收益（降噪收益最大为1BPF的5.5 dB和2BPF的8.2 dB）。整体上锯齿幅值与锯齿波长的比值（A/W）越大，效率收益越低，噪声收益越大。锯齿结构对径向模态声功率级的影响与径向模态数的变化趋势呈现出非周期性波浪变化，且不同仿生构型均可以有效降低主导径向模态（1BPF时的0阶和1阶径向模态，2BPF时的2～5阶径向模态）的声功率级，进而带来噪声的降低，这为仿生锯齿控制模态结构进而控制叶轮机噪声提供了新的研究方向。
2025年05期 v.46;No.335 75-85页 [查看摘要][在线阅读][下载 1754K] [下载次数：150 ] |[网刊下载次数：0 ] |[引用频次：0 ] |[阅读次数：2 ] - 周游天;苏诗佳;王英豪;李军;
针对我国现行军用航空发动机稳定性评定标准GJB/Z 64A-2004中，所使用的移动插板畸变发生器只能控制综合畸变指数而无法控制综合畸变指数中的稳/动态畸变指数比例的问题，本文在现有移动插板畸变发生器的基础上，提出一种稳/动态畸变指数比例可调控的畸变发生器设计方案。结果表明，开孔式插板畸变发生器能够有效减少插板畸变流场中的压力脉动，稳/动态畸变指数比例平均增加了21.8%，串联疏密网型畸变发生器后稳/动态畸变指数比例平均减少了15.5%，所设计的新型畸变发生器能在保持原本移动插板畸变流场特征基本不变的前提下，实现对动态畸变指数的调控，稳/动态畸变指数比例调控范围可以达到1.1～1.8。
2025年05期 v.46;No.335 86-96页 [查看摘要][在线阅读][下载 1967K] [下载次数：162 ] |[网刊下载次数：0 ] |[引用频次：0 ] |[阅读次数：2 ] - 王凯;徐敬畏;赵四维;庄宿国;许开富;陈晖;刘厚林;
液体火箭发动机液氧涡轮泵在运行过程中时常发生空化现象，复杂的空化流动对液封轮的密封性能造成影响。因此，本文在考虑热力学效应空化模型的基础上，从内部流动的角度深入分析了液氧涡轮泵首级液封轮密封性能和低温空化特性。研究表明：与工作介质为液氮的试验结果相比，监测点的温度及压力的最大计算偏差分别为2.17%和6.13%；空化过程中伴随的离心效应促使液封轮后腔内形成汽相，有效抑制了泄漏；在入口压力为2.0 MPa,2.5 MPa,3.0 MPa时，相对于液相条件下的泄漏工况，泄漏流量分别减少了37.12%,46.31%和44.32%；尽管空化有助于减少泄漏，但相较于理想的液相环境，整体的封压能力仍有所下降；泄漏不明显时，汽相会在压力侧形成强烈的诱导涡（IV），而液相则主导产生前向台阶涡（FFSV）；泄漏严重时，空化主要集中在槽形结构内部，形成后相台阶涡（BFSV），同时在结构外侧间隙可见片状空化；液封轮内空化主要有槽内空化和外侧间隙的附着空化两种类型；当入口压力较低时，槽内外形成环形的汽液界面，有效阻止了泄漏的发生，然而当入口压力增大后，外侧间隙的环形界面消失，槽内空化被限制在吸力面侧，外侧间隙则形成了以液相为主的泄漏通道。
2025年05期 v.46;No.335 97-111页 [查看摘要][在线阅读][下载 2365K] [下载次数：369 ] |[网刊下载次数：0 ] |[引用频次：0 ] |[阅读次数：2 ] - 乔明坤;徐惊雷;陈匡世;
为了探索提高宽域喷管推力性能的可行途径，提出了一种耦合火箭推力室的高性能非对称喷管设计方法，通过数值模拟研究了有/无火箭推力室及其参数配置对非对称喷管推力性能的影响。研究结果表明，耦合火箭推力室会显著改变喷管内流场结构，引入激波并产生一定尺度的回流区；全飞行包线内，火箭推力室的合理布局可以对主喷管产生一定推力增益，推力系数最多可增加18.02%，且耦合火箭推力室后的组合喷管在相同工况下产生的总推力大于主喷管单独工作和火箭推力室单独工作产生的推力之和，产生了“1+1>2”的效果；不同工况下，火箭推力室的出口马赫数、流量、安装角度等因素对火箭推力室增益效果有一定影响；当火箭推力室的流量和安装角度足够大时，会造成喷管主流的严重分离，导致主喷管不起动。耦合火箭推力室可以提高喷管低马赫数下的推力性能，在全包线范围内增大喷管推力，但需控制推力室流量和安装角度在合理范围内。
2025年05期 v.46;No.335 112-122页 [查看摘要][在线阅读][下载 1657K] [下载次数：214 ] |[网刊下载次数：0 ] |[引用频次：0 ] |[阅读次数：3 ] - 崔祚;薛牧遥;尹超;
基于雷诺时均Navier-Stokes (RANS)方法和流体体积（VOF）方法，建立水下燃气射流仿真模型，研究水下发射超声速燃气射流的流场特性，分析不同水深和不同扩张比对燃气射流物理过程的具体影响。结果表明，水下发射燃气射流的形态在很大程度上取决于喷管扩张比和水深两个参数。在同一水深条件下，当扩张比为1.8时，燃气泡呈现“蘑菇”状，沿喷管轴线周期性膨胀和颈缩。扩张比为4.25时，燃气泡呈现向周围不断扩张的射流状态，膨胀和颈缩速度快且发生位置不再对称。水下发射流场压力的振荡特性与燃气泡气液界面的不稳定性直接相关，远离燃气泡的区域压力扰动小。水深越深，同一扩张比喷管平均推力越小；同一水深，发动机扩张比越大，对应的推力振荡越大。
2025年05期 v.46;No.335 123-133页 [查看摘要][在线阅读][下载 1535K] [下载次数：335 ] |[网刊下载次数：0 ] |[引用频次：0 ] |[阅读次数：2 ]
- 谭峻然;宫继双;张义宁;孙孔倩;
在工程化应用的背景下，为了探究不同来流温度下煤油/空气两相旋转爆震在外凹腔燃烧室内的燃烧特性，在直径为300 mm长500 mm的外凹腔燃烧室中开展了煤油和正常氧含量空气两相旋转爆震的实验研究。分别在650 K,900 K和1 200 K三种不同来流温度下实现了稳定自持的旋转爆震燃烧，探究了三种不同来流温度对外凹腔燃烧室内旋转爆震波传播特性的影响。实验结果发现，在进出口高度比为0.83时1 200 K和900 K的来流温度下均能形成旋转爆震，而650 K来流温度下燃烧室内以爆燃形式运行；在进出口高度比值为1时650 K来流空气下才能形成旋转爆震。1 200 K来流温度当量比为1时爆震波以单波模态运行，爆震波速度约为1 300 m/s；在该温度下发现了爆震波的反转现象。900 K来流温度当量比为1时，燃烧室内爆震波以双波对撞模态为主，爆震波速度约为1 090 m/s；在650 K来流温度当量比为0.88时，波速约为907 m/s。在凹腔燃烧室中来流温度越高，爆震波的速度损失越小；在较强的爆震波运行模态下，凹腔后的燃烧室段内仍能检测到较强的压力波动。
2025年05期 v.46;No.335 134-143页 [查看摘要][在线阅读][下载 1472K] [下载次数：482 ] |[网刊下载次数：0 ] |[引用频次：1 ] |[阅读次数：3 ] - 杨凯淇;姚亚东;郭康康;仝毅恒;林伟;聂万胜;
为研究液体火箭发动机不稳定燃烧非线性特征，探究不稳定燃烧模态转换过程，针对单喷嘴气氧和气甲烷缩尺火箭发动机开展了热试车试验，采用相空间重构、最大Lyapunov指数和递归图等非线性时间序列分析法对试验脉动压力信号进行分析。试验捕捉到中频不稳定燃烧向一阶纵向高频不稳定燃烧转变过程。脉动压力时间序列的相空间重构显示出明显的双峰现象。全时间序列最大Lyapunov指数表明不稳定燃烧从中频到高频的转换过程中有明显奇异点，热声极限环阶段的最大Lyapunov指数是整个时间序列中最小值。递归图与递归量化对比分析显示了不同不稳定燃烧阶段对角线特征的差异性。对热试车试验脉动压力信号的非线性动力学分析表明：随机压力峰是诱发缩尺发动机发生中频不稳定燃烧向一阶纵向高频不稳定燃烧转变现象的关键。系统发生一阶纵向高频燃烧不稳定与亚临界分岔有关，随机压力峰是触发亚临界分岔的诱因。
2025年05期 v.46;No.335 144-157页 [查看摘要][在线阅读][下载 2261K] [下载次数：320 ] |[网刊下载次数：0 ] |[引用频次：0 ] |[阅读次数：2 ] - 张金金;肖坤;康乐;马朝恺;
微混喷嘴的掺混特性对提高氢燃料燃烧均匀性，降低氮氧化物排放，避免回火和燃烧不稳定性等氢燃烧关键问题至为重要。本文采用数值模拟的方法对单管微混喷嘴的冷态内部流动和氢燃料/空气掺混特性展开了研究，考察了不同喷管形状和有无燃料入口前内置小支板对喷嘴压力损失和掺混均匀度的影响。以四种不同微混喷嘴作为研究对象，分别为圆型喷嘴、带小支板的圆型喷嘴、三角型喷嘴和带小支板的三角型喷嘴。在压力损失小于2%限制条件下，对两种带有小支板的喷嘴进行了正交设计优化，进而与无小支板设计开展对比分析。研究发现，圆型喷嘴和三角型喷嘴出口的掺混均匀性指数分别为0.83和0.94。加入小支板后，其导致的流动分离和低压区使得燃料的穿透性更强，促进了燃料和空气的掺混。带小支板的圆型喷嘴掺混均匀度提高8.4%，带小支板的三角型喷嘴掺混均匀度提高2.1%。结果表明，与圆型喷嘴相比，三角型喷嘴可有效强化氢燃料/空气掺混；增加小支板对圆型喷嘴的掺混均匀度提高幅度较大；而三角型喷嘴在无小支板条件下掺混均匀度已较高，所以增加小支板带来的提升较小。综上所述，通过改变喷嘴形状或增设小支板可在较小压力损失下实现掺混均匀度的提高。
2025年05期 v.46;No.335 158-169页 [查看摘要][在线阅读][下载 2184K] [下载次数：236 ] |[网刊下载次数：0 ] |[引用频次：0 ] |[阅读次数：3 ] - 王瑞;赵越;王昱;张航;吴迎春;宋阁;刘涛;陈思;吴学成;
为获取近喷嘴燃烧油雾场三维多参数雾化特性，构建了双相机高分辨全息粒子追踪测速系统，以开放空间燃烧喷雾为研究对象，实现了对某型旋流杯雾化喷嘴出口燃烧油雾场约20 cm3内雾滴粒径与速度的三维、高分辨同时测量，并与同工况下冷态喷雾进行对比分析。结果表明，离轴全息可以克服湍流燃烧场内折射率梯度变化，重建得到清晰的油雾粒子图像；热态喷雾位于旋流杯出口1～2 mm内小液滴迅速蒸发，致使该区域25μm以下颗粒数目占比不足同工况冷态喷雾的1/3；旋流杯出口以下约20 mm空间内，热态喷雾液滴索特平均直径（Sauter mean diameter,SMD）分布向下游发展呈单调升高趋势，雾滴主要聚集在边缘高速射流区；热态喷雾液滴以射流运动为主，不存在显著回流区，视场内最大轴向速度较冷态对应位置高2～4 m/s。
2025年05期 v.46;No.335 170-179页 [查看摘要][在线阅读][下载 1468K] [下载次数：218 ] |[网刊下载次数：0 ] |[引用频次：0 ] |[阅读次数：2 ] - 黄吕萌;徐劲轩;杨诏;陈占明;
本文针对渐缩型旋转爆震燃烧室结构优化，通过二维仿三维手段开展了不同收缩比下的爆震燃烧数值模拟研究。研究发现，相比于等直流道，渐缩流道的收缩效应在提高燃烧室出口的总压方面更具优势，增压的机制来源于渐缩流道能够限制燃烧产物的周向膨胀而促使其转化为出口轴向速度的分量。此外，随着渐缩爆震燃烧室收缩比的减小，爆震燃烧室的沿程总压增大，爆震强度提高，在收缩比达到0.4时爆震波强度达到峰值；但燃烧室平均进气马赫数降低，导致燃料再填充高度降低，流场稳定性下降；如果收缩比不断减小，甚至会导致爆震波解耦（收缩比为0.3时发生解耦）。因此，将渐缩流道应用于旋转爆震燃烧室以提高燃烧室的增压比是提升爆震发动机推进性能重要研究方向，也为旋转爆震发动机进一步的结构优化提供了可行途径。
2025年05期 v.46;No.335 180-188页 [查看摘要][在线阅读][下载 1432K] [下载次数：460 ] |[网刊下载次数：0 ] |[引用频次：1 ] |[阅读次数：2 ] - 张玮杰;李德立;金武;王金华;黄佐华;
为揭示旋流强度对中心分级燃烧室高温区的影响作用，采用大涡模拟（LES）研究了不同旋流数下的高温区形成、演化和耗散过程及其对燃烧室出口温度分布的影响机制。大涡模拟中的燃烧模型采用火焰面生成流型（FGM）方法，并基于粒子示踪测速（PIV）和OH组分平面激光诱导荧光（OH-PLIF）进行实验验证。结果表明，强旋流使燃烧室出口温度概率密度分布（PDF）峰值减小，出口温度分布系数（OTDF）和热斑面积比（HAR）也降低。同时，火焰扩张角增大，火焰更为紧缩，中心回流区也沿径向扩张，使高温产物回流加强、驻留时间更长。此外，剪切层涡被强化，径向对流作用增大，使级间混合加强并降低温度梯度。在燃烧室下游，高旋流数也强化了低温流体对高温微团的掺混和冷却耗散作用，避免了高温微团直接迁移到燃烧室出口。基于以上结果，得出高旋流数可显著提升出口温度分布均匀性的结论，并揭示了强旋流在主燃区及其下游抑制高温区的主要机制。
2025年05期 v.46;No.335 189-200页 [查看摘要][在线阅读][下载 1694K] [下载次数：476 ] |[网刊下载次数：0 ] |[引用频次：1 ] |[阅读次数：2 ] - 杨鹏年;夏智勋;马立坤;刘宇尘;赵李北;屈影;
为揭示固体火箭超燃冲压发动机中凝相产物的空间分布特性，本文提出了一种模块化的地面直连试验装置，用以实现超声速燃烧室内沿程凝相产物的有效收集。通过运用X射线衍射（XRD）、扫描电子显微镜（SEM）和电子衍射能谱（EDS）等技术，对收集到的凝相产物进行了物相组成、形貌特征和元素组成的空间分布特性分析。结果显示：（1）含硼贫氧推进剂一次燃烧产物中的凝相组分主要包括B,C,NH_4Cl,KCl,BN,B_4C,B_2O_3,H_3BO_3,Al_2O_3，而在超声速燃烧室中，凝相组分主要为B,C,BN,B_4C,B_2O_3,Al_2O_3;(2）喉部凝相产物主要由微米级的块状物和百纳米级的颗粒物组成，其中硼和碳元素的质量分数分别为44.78%和52.48%;(3）在燃烧室内，凝相产物始终包含块状物和颗粒物，前置凹腔处的凝相产物表面形成了孔洞结构，后置凹腔处的凝相产物中团聚体粒径显著增加，出口处的凝相产物则呈现玻璃态特征；（4）凝相产物中，硼和碳元素（以及氧元素）的质量分数在喉部至前置凹腔区域迅速降低（增加），与喉部相比，前置凹腔处的凝相产物中硼和碳元素（以及氧元素）的质量分数降低（增加）至0.57/0.36 (61.9）倍。这些发现强调了增加燃烧室内高温高压区域或延长含能凝相物质在高温高压区域中的停留时间，对于提升含硼贫氧推进剂燃烧效率的重要性。
2025年05期 v.46;No.335 201-209页 [查看摘要][在线阅读][下载 1348K] [下载次数：355 ] |[网刊下载次数：0 ] |[引用频次：2 ] |[阅读次数：1 ] - 王源鹤;郭临稷;王嗣鹏;邬泽宇;罗翔;
为克服传统CFD计算时间及成本耗费大，难以在短时间内预测多种结构及工况的旋转盘腔换热参数的困难，本文提出了基于卷积神经网络（CNN）的一种数据驱动的旋转腔换热参数预测方法。基于雷诺平均N-S方程对轴向通流旋转盘腔进行数值模拟，分析旋转腔换热特性，确定影响换热的主要特征参数，建立预测模型实现对旋转腔换热参数的预测。结果显示，盘面高半径处换热受旋转引起的自然对流作用明显，低半径处以通流冲击和回流换热为主，罗斯比数Ro相同时盘面周向平均努塞尔数Nu分布规律相似，增大盘心间隙比G_c能够增加腔内换热，且在高转速、高半径处作用明显；盘罩平均努塞尔数■随旋转雷诺数Re_ω增加而增加，不同Re_ω下■随Ro增大先增加后减小，峰值均在Ro=1.5，增加G_c促进盘罩换热；卷积神经网络提取输入的工况及结构特征信息后对盘面及盘罩的换热参数进行预测，预测精度均高于90%。
2025年05期 v.46;No.335 210-223页 [查看摘要][在线阅读][下载 1979K] [下载次数：261 ] |[网刊下载次数：0 ] |[引用频次：0 ] |[阅读次数：1 ] - 王彦红;黄帅岭;东明;李雨健;
为了提升空气-燃料换热器的换热性能，进行了花瓣螺纹通道内超临界正癸烷换热数值研究。探究了正癸烷压力和通道花瓣数目对流动方向和花瓣周向换热的影响。通过温度场、速度场、湍动能、湍流耗散率阐述了旋流换热问题，通过螺旋强度和相对二次流强度定量表征了旋流作用和二次流的影响。基于斯坦顿数和综合换热系数评价了花瓣螺纹通道的增强换热问题。建立了花瓣螺纹通道超临界正癸烷换热关联式。结果表明：花瓣螺纹通道旋流效应减薄了类气膜层，传热恶化减弱，相比圆通道换热性能更好，综合换热系数处于1.05～1.78。正癸烷压力越高，旋流越强，传热恶化越弱，花瓣内热边界层越均匀，综合换热性能越好。通道花瓣数目越多，旋流越强，传热恶化越延后，花瓣内热边界层越均匀，综合换热性能越好。
2025年05期 v.46;No.335 224-235页 [查看摘要][在线阅读][下载 2170K] [下载次数：147 ] |[网刊下载次数：0 ] |[引用频次：0 ] |[阅读次数：2 ]