- 钟兢军;胡义;赵傲;吴宛洋;
可控转速机匣是一种新型的机匣处理方法，将机匣设计为可转动环段与固定环段两个部分，可转动环段会对转子叶顶区域的气流施加周向附加作用力并改变叶顶区域的周向压力梯度，进而对压气机级的稳定工作裕度产生影响。针对可转动环段在不同转动方向下的数值研究结果表明：当可控转速机匣与转子转动方向相反时，叶顶区域周向压力梯度的增大，加剧了转子的叶顶泄漏程度，泄漏涡及其破碎后气流的流动轨迹向相邻叶片压力面偏移，导致静子进口冲角逐渐减小至负冲角，压气机级失速提前。而当可控转速机匣与转子转动方向相同时，叶顶区域的周向压力梯度减少，降低了叶顶泄漏流动的原始驱动力，同时转子叶顶区域的泄漏涡及破碎后气流的流动轨迹远离相邻叶片压力面，通流能力增强。但静子进口冲角的增加使得静子吸力面分离加剧，限制了其扩稳能力的进一步提高，压气机级的稳定工作裕度最大可提升45.44%。
2023年08期 v.44;No.314 22-32页 [查看摘要][在线阅读][下载 4179K] [下载次数：293 ] |[网刊下载次数：38 ] |[引用频次：2 ] |[阅读次数：93 ] - 史旭阳;吴艳辉;范鑫;
为了验证周向单槽机匣处理调控高压涡轮叶尖泄漏流的效果，本文在GE-E~3高压涡轮第一级的机匣上引入周向单槽式机匣处理，通过数值模拟手段研究了周向单槽的轴向位置、槽宽和槽深对叶尖泄漏流调控的影响及周向单槽调控叶尖泄漏流的物理机制。结果表明：周向单槽的引入虽然会使叶尖泄漏涡尺寸变大，但会显著降低叶尖泄漏涡及机匣通道涡的强度，使得涡轮转子通道内流动总损失降低，涡轮级效率提高。在设计工况下获得的最优结构参数的周向单槽，可以使涡轮转子通道内的流动损失相对减小9.10%，涡轮转子的效率提高0.40%，级效率提高0.85%。同时发现设计工况下获得的最优结构参数的周向单槽结构，在非设计工况时也有良好的控制效果。
2023年08期 v.44;No.314 33-41页 [查看摘要][在线阅读][下载 2882K] [下载次数：318 ] |[网刊下载次数：22 ] |[引用频次：4 ] |[阅读次数：45 ] - 张兴龙;李佳翱;张天宏;
在航空发动机控制系统半物理仿真试验中，通过模拟压气机失速时的高频脉动气压可验证喘振传感器与失稳检测系统的可靠性，从而避免逼喘试验的高成本与高风险。针对当前脉动气压发生器普遍存在的脉动特征耦合问题，提出了一种基于特征解耦控制的压气机失速脉动气压模拟方法。首先介绍了气压模拟系统的总体设计方案；随后建立气压模拟系统的综合模型并通过仿真分析其输入输出特性；基于此，提出一种充放气比例阀和旋转阀的组合控制策略；最后以不同脉动特征的气压为模拟目标，进行多组仿真与试验。结果表明，所设计的阀门组合及特征解耦控制策略可实现脉动频率0～200Hz、脉动幅值比0～0.4及基准压力800kPa范围内的脉动气压动态调节，满足压气机多种失稳模式下的失速压力信号模拟需求。
2023年08期 v.44;No.314 42-52页 [查看摘要][在线阅读][下载 2763K] [下载次数：235 ] |[网刊下载次数：47 ] |[引用频次：1 ] |[阅读次数：49 ] - 黄浩;丰志伟;马立坤;杨涛;李国强;
为了探究凝相颗粒参数对固体火箭超燃冲压发动机尾喷管性能的影响规律，本文使用数值仿真方法，研究了颗粒的粒径、温度、入射角度及入射部位对轴对称超声速两相流喷管性能的影响。采用轴对称RANS控制方程和SST k-ω湍流模型模拟气相流场，颗粒轨迹则利用欧拉-拉格朗日方法计算。通过与文献试验结果对比，验证了数值方法的有效性。结果表明，增强两相之间的能量交互作用，是提高喷管性能的根本原因。减小颗粒粒径、提高颗粒温度、增大颗粒入射角和颗粒入射部位靠近壁面，均能增强两相之间的能量交互作用。其中，颗粒粒径变化对性能的影响最大，达到9%左右；颗粒温度次之，约为3%；颗粒入射角和入射区域对性能的影响较小，分别为1.2%和1.4%左右。
2023年08期 v.44;No.314 53-60页 [查看摘要][在线阅读][下载 2939K] [下载次数：469 ] |[网刊下载次数：25 ] |[引用频次：6 ] |[阅读次数：38 ] - 陶源;刘宝杰;
串列叶片可以突破常规压气机气动负荷的限制，具有良好的工程应用前景。但跨声速串列转子通道内激波系结构复杂，控制难度较大，导致气动效率偏低。为解决上述问题，利用数值模拟的方法对比了串列转子前排在串列和单转子条件下气动参数、流场的变化规律，分析了跨声速串列转子前/后排气动耦合机理，并完成了优化设计。结果表明：（1）串列条件下，前排落后角、总压比沿叶高分布规律发生变化，槽道正激波显著增强，是导致跨声速串列转子效率水平低下的根本原因；（2）针对跨声速串列叶型的优化可以实现流场的定制设计，优化后前/后排匹配工作状态及激波结构显著改善；（3）优化后的串列转子失速裕度提升约6%、设计点等熵效率提升约1.5%，证明了本文提出的优化设计思路及方法的有效性。
2023年08期 v.44;No.314 61-69页 [查看摘要][在线阅读][下载 2739K] [下载次数：282 ] |[网刊下载次数：45 ] |[引用频次：2 ] |[阅读次数：33 ] - 王新宝;李健斌;金熠;陈龙奎;黄生洪;翟超;常光;刘中臣;
为模拟高超声速风洞中水蒸汽凝结现象，设计了一种基于稀疏波反射原理的凝结实验系统，采用“空间等效时间”思想，在固定位置测量流场随时间的变化，实现了0.14～1.4ms亚毫秒时间尺度的凝结。通过吸收光谱测量方法实现了凝结过程中流场温度、水蒸汽含量的高时间分辨率（100kHz）测量，对小时间尺度凝结现象的影响因素进行了分析。结果表明：不同亚毫秒时间尺度下凝结规律相同；水蒸汽含量或试验段初始压力增加，凝结发生越快，即喷管中的凝结位置越靠前，而发生凝结时的拐点温度越高；初始压力与水蒸汽含量不变时，压力下降速度越快，发生凝结位置越靠前，发生凝结时拐点温度相同。
2023年08期 v.44;No.314 70-77页 [查看摘要][在线阅读][下载 1843K] [下载次数：124 ] |[网刊下载次数：22 ] |[引用频次：0 ] |[阅读次数：27 ] - 王润洲;谢旅荣;周林;张义宁;胡蓉;卜炜峻;
为给前体带有悬臂预喷注结构的吸气式高超声速飞行器进气道设计提供参考，本文设计了一种带有悬臂预喷注结构的压缩斜楔模型，采用数值仿真方法研究了该结构喷注前后的流场特性，并分析了悬臂截面形状变化以及悬臂外径变化对该流场的影响。结果表明：在楔面上设置悬臂预喷注结构，其产生的诱导激波会增加楔面激波的强度和激波角，并在悬臂下游产生一定范围的低总压区域，喷注后在悬臂喷注结构下游可获得面积较大、距壁面一定距离且氢气与空气分布较均匀的掺混区域。不同悬臂截面形状对楔面激波的影响较小，使用方形截面的悬臂结构会增加悬臂下游低总压区域的范围，但氢气与主流的掺混性能有显著提高。增加悬臂外径会使悬臂诱导激波对楔面激波的影响增加，悬臂后方低总压区域的范围增大，但在本文研究范围内对氢气与主流的掺混性能影响较小。因此，在前体带有预喷注结构的进气道设计过程，可根据要求选择合适的悬臂截面形状，而在使用圆形截面悬臂时尽可能选择较小的悬臂半径。
2023年08期 v.44;No.314 78-92页 [查看摘要][在线阅读][下载 4747K] [下载次数：179 ] |[网刊下载次数：45 ] |[引用频次：2 ] |[阅读次数：56 ]
- 张博伦;夏军;申志强;朱惠人;
采用实验方法研究了跨声速流中圆锥孔在涡轮动叶叶顶上的气膜冷却特性。通过压敏漆测试技术系统全面分析了质量流量比和密度比对带圆锥孔凹槽叶顶上气膜冷却效率分布的影响规律。基于轴向弦长的叶栅通道入口雷诺数为3.68×10~5，叶栅通道出口马赫数为1.05。质量流量比为0.1%+0.05%,0.14%+0.07%和0.21%+0.105%。密度比为1,1.5和2。结果表明：质量流量比越小，叶顶上圆锥孔的导流作用越强，冷气在叶顶上的覆盖面积增加。质量流量比过大时冷气集中成束从圆锥孔射出，冷气在叶顶上扩散性较差。随着密度比增加，叶顶上的气膜冷却效果逐渐改善，特别是大质量流量比条件下。
2023年08期 v.44;No.314 93-102页 [查看摘要][在线阅读][下载 2972K] [下载次数：241 ] |[网刊下载次数：19 ] |[引用频次：2 ] |[阅读次数：40 ] - 赵熙;韩光禄;刘佳华;罗翔;刘冬冬;
为了研究轮缘封严附近凸起的形状对封严效率的影响，采用测量二氧化碳体积分数、腔内压力的实验方法，研究了几种典型的凸起形状对封严效率、腔内压力、腔内流场和无量纲最小封严流量的影响，目的是获得最佳的凸起形状。结果表明，凸起形状的变化对腔内的静压影响不大，封严环附近的静压变化几乎可以忽略不计。而总压和封严效率将随着凸起形状的变化而不同。安装凸起会整体提升腔内的旋流比。当凸起形状为六面体时，腔内的总压和封严效率最大，其无量纲最小封严流量相比于光滑盘平均减少了32%。
2023年08期 v.44;No.314 103-110页 [查看摘要][在线阅读][下载 2164K] [下载次数：170 ] |[网刊下载次数：23 ] |[引用频次：1 ] |[阅读次数：44 ] - 郭青林;彭畅新;王凌羿;郑龙席;卢杰;
针对脉冲爆震涡轮发动机（PDTE）回流脉冲爆震燃烧室的起爆特性建立了数值仿真模型并进行了实验验证，使用校验过的模型对比分析了不同回流脉冲爆震燃烧室前直段长度对爆震波生成的影响规律。结果表明，本文建立的仿真模型和方法能够正确预测试验条件下回流脉冲爆震燃烧室内的爆震燃烧传播过程，数值模拟结果与试验基本相符。仿真结果显示，当前直段长度小于4倍管径时，弯管内高温区与高压区发生分离，燃烧波未转变成爆震波。当前直段大于6倍管径时，随着前直段的加长，爆震波生成位置距离弯段出口越近，但总的起爆距离加长。在设计回流脉冲爆震燃烧室时，可通过增加前直段长度来缩短压气机和涡轮间的轴向距离，但会增加爆震室总长度。
2023年08期 v.44;No.314 111-118页 [查看摘要][在线阅读][下载 2298K] [下载次数：208 ] |[网刊下载次数：18 ] |[引用频次：1 ] |[阅读次数：39 ] - 申力鑫;王昌浩;方刚毅;邢菲;黄世玉;
为了全面加深对旋转锥形液膜一次破碎机理的认识，采用高速阴影法对离心喷嘴的喷雾场进行了试验拍摄，并基于喷雾场形态特征详细描述了7种喷雾形态随压降的变化过程，分析了液膜表面波动与液膜穿孔的关系以及导致液膜破碎的机理，重点关注了波动、穿孔和湍流这三种锥形喷雾形态，并对其表面波动特征随压降的变化规律进行了研究。研究表明：液膜的表面波动和液膜穿孔均是由初始速度波动引起的液体聚集从而形成波峰和波谷导致的，在三种锥形喷雾形态中这两种特征一直存在；随着压降增大，在波动锥形喷雾形态中液膜表面波动的波长、振幅和频率均逐渐变大，在穿孔锥形和湍流锥形喷雾形态中液膜表面波动的波长和振幅逐渐减小，频率逐渐增大，且在湍流锥形喷雾形态中，频率组成随压降增大越加混乱。
2023年08期 v.44;No.314 119-130页 [查看摘要][在线阅读][下载 4345K] [下载次数：356 ] |[网刊下载次数：40 ] |[引用频次：4 ] |[阅读次数：30 ] - 马存祥;唐军;邓远灏;郭凯;房人麟;雷浩;
为了实现航空发动机超低NO_x超低排放的目标，本文提出贫油预混预蒸发低排放燃烧室主燃级采用旋流直射式喷嘴技术，达到主燃级燃油和空气强化混合的效果，获得良好均匀性的油气混合物进行燃烧。在单头部燃烧室试验件上实验研究了LTO循环4个工况（慢车、进场、爬升和起飞）的燃烧性能和污染排放性能。研究结果表明：除慢车工况的燃烧效率接近0.99外，其余工况的燃烧效率均大于0.995；在LTO循环内，CO,UHC和NO_x排放均比CAEP/6排放标准降低50%以上，且NO_x比CAEP/6低72.5%，达到了超低排放的目标；同时与其他各型低排放燃烧室相比，起飞工况、爬升工况的NO_x排放在LTO循环中的占比均有较大幅度的降低。
2023年08期 v.44;No.314 131-141页 [查看摘要][在线阅读][下载 2324K] [下载次数：338 ] |[网刊下载次数：32 ] |[引用频次：7 ] |[阅读次数：50 ] - 王玉清;秦飞;刘振德;蒋妮;朱韶华;
针对燃烧室高速气流中低压组织燃烧需求，本文分析驻涡稳定器-径向稳定器组合结构的燃烧性能，对驻涡燃烧室传焰和稳焰结构的优化设计提供支撑。研究采用实验和数值模拟相结合的方法，在0.06～0.08MPa的负压条件下，获得了组合稳定器结构的燃烧效率、出口温度分布和热态流场。结果表明，径向稳定器的存在使得燃烧室出口产生了明显的温度不均匀现象；降低燃烧室总压将导致燃烧效率明显恶化，总压每下降0.01MPa，对应的燃烧效率将下降约5%。燃烧区的位置与流场息息相关，在热态燃烧过程中，高温区集中在凹腔侧边和径向稳定器外侧，燃烧室中央部分存在来源于凹腔值班级、并沿径向稳定器传播的火焰。余气系数的提升将增加主流供油的穿透深度，导致燃烧区进一步集中在燃烧室两侧，出口温度不均匀程度将由此上升，当余气系数下降到2以下时，燃烧室两侧燃油的富集将导致燃烧效率下降。
2023年08期 v.44;No.314 142-151页 [查看摘要][在线阅读][下载 4971K] [下载次数：330 ] |[网刊下载次数：72 ] |[引用频次：2 ] |[阅读次数：46 ] - 陈志霄;陆阳;范学军;
空气预冷器用于在短时间内将高温来流空气高效冷却，是预冷吸气式空天发动机的核心部件。提出一种逆流管翅式的空气预冷器换热构型，经过与SABRE预冷器构型的比较，说明该新构型的预冷器可实现性更好。针对该构型，基于换热单元内部热通量平衡的基本假设，提出了一套流动及冷却效果的计算评估方法，考虑了冷却剂以及空气的流动摩擦损失。为解决以复杂碳氢燃料为冷却工质的空气预冷器设计难题，高温空气物性的计算使用NASA的物性拟合公式，碳氢燃料冷却工质及其裂解产物的物性计算，采用组分替代模型结合SUPERTRAPP物性计算子程序来实现；当燃料达到裂解温度后，采用燃料裂解机理计算更新燃料组分。此外为验证计算模型及程序的准确性，利用CFD软件与该程序进行同工况的比较计算，初步验证了该方法的可靠性，且采用本方法进行考虑碳氢燃料裂解的空气预冷器的典型工况计算，时间不超过30min。这一兼顾准确性和运算效率的新方法可用于逆流管翅式空气预冷器性能的快速评估。
2023年08期 v.44;No.314 152-159页 [查看摘要][在线阅读][下载 1572K] [下载次数：289 ] |[网刊下载次数：18 ] |[引用频次：2 ] |[阅读次数：38 ] - 李灏;黄护林;张义宁;刘琛源;
高超声速飞行器因无涡轮而失去发电能力，利用尾喷管中磁流体（Magnetohydrodynamic,MHD）发电机进行发电可以有效解决这一问题。本文采用Fluent商业软件对高超声速飞行器尾喷管中MHD发电机的性能进行了数值研究。研究发现，当磁流体发电通道入口气体的马赫数设置为1.1时，入口气体的马赫数被迫降低至亚声速时，其才能流进通道，但气体的速度沿流向不断上升，并在发电通道出口处达到当地声速。局部磁场使MHD发电机两端出现了端部效应，导致MHD发电机的进出口附近产生了涡电流，进而降低了MHD发电机的性能。在端部效应和MHD射流效应的耦合下，发电通道流向横截面中心的气体总焓沿流向非均匀下降，在发电机入口电极处，其总焓略有增加并达到最大值；在发电机出口电极处，其总焓出现一极小值；横截面上气体总焓的平均值沿流向却均匀下降。不同电极对数的MHD发电机的数值结果表明，分段电极法拉第型MHD发电机的电极对数越多，MHD发电机内的霍尔效应越弱，焓提取率与发电效率越高。当6对电极的MHD发电机分别忽略和考虑霍尔效应时，其焓提取率相差了0.05%，发电效率相差了6.5%。
2023年08期 v.44;No.314 160-172页 [查看摘要][在线阅读][下载 2816K] [下载次数：434 ] |[网刊下载次数：40 ] |[引用频次：1 ] |[阅读次数：37 ]