- 缪骏宇;程宇立;饶宇;于靖波;
针对低雷诺数工况下气流容易在旋转螺旋桨的吸力面上发生层流分离，导致螺旋桨气动性能下降的情况，本文研究了一种在基准螺旋桨的吸力面上分区域安装三角形涡流发生器的层流分离被动控制方法。使用仅求解一个带有湍流间歇性因子γ输运方程的Intermittency Transition模型以及多参考系模型，对基准螺旋桨和改进后螺旋桨分别进行了数值模拟研究。对比分析基准螺旋桨与改进后螺旋桨的数值计算结果，发现改进后螺旋桨的气动性能得到提升，吸力面上层流分离得到显著控制。其中在SD8000翼型至叶根区域内安装22组涡流发生器的改进后螺旋桨气动性能最优，拉力较基准螺旋桨提高了4.22%，气动效率较基准螺旋桨提高了0.40%。由螺旋桨周围附近流场结构的变化分析可知，吸力面安装涡流发生器引发的气流提前转捩和湍流再附着是导致螺旋桨气动性能提升的主要原因。
2026年04期 v.47;No.346 82-95页 [查看摘要][在线阅读][下载 1732K] [下载次数：319 ] |[网刊下载次数：0 ] |[引用频次：0 ] |[阅读次数：0 ] - 王维;王俊龙;余杰;陈思豪;任佳蒙;罗兴锜;
为探索可实现轴流泵失稳后快速恢复的流动控制方法，本文提出了基于端壁射流的主动流动控制策略，通过实验与全通道非定常数值模拟相结合的方法探究其失速恢复机理。基于轴流泵扬程特性曲线的驼峰区特征构建了失速预警系统，并对不同失速工况下的恢复效果进行了实验验证。研究结果表明，在失速锁定模式下，端壁射流可将运行在任意失速工况下的轴流泵恢复至稳定状态。当系统在浅失速工况触发预警时，端壁射流可在3 s内完成失速恢复，随后经被动控制阶段最终实现扬程较于原始失速工况提升25%。流动机理分析表明，端壁射流通过泄漏流前缘溢流抑制和通道涡消除的双重作用，促使轴流泵叶顶的复杂涡系恢复为稳定的旋拧涡结构，从而使轴流泵退出失速工况。本研究提出的失速预警/端壁射流协同流动控制方法可实现轴流泵失速后的快速恢复，为轴流泵安全稳定运行提供了解决思路。
2026年04期 v.47;No.346 96-105页 [查看摘要][在线阅读][下载 1522K] [下载次数：127 ] |[网刊下载次数：0 ] |[引用频次：0 ] |[阅读次数：0 ] - 刘育心;宝艳飞;孔晓治;刘存良;
考虑壁面耦合传热及轮盘换热的影响，对掌握真实涡轮预旋供气系统冷却效果、盘腔换热特性及轮盘可靠性具有重要意义。因此，本文通过对涡轮低位盖板式预旋供气系统与轮盘进行流热耦合计算，分析了进口气流温度、系统压比对系统流动特性及温降特性的影响。结果表明：当压比和转速一定时，随着进口气流温度T_(in)降低，旋转比降低，熵增增大，导致预旋供气系统无量纲温降Θ_(sys)减小；T_(in)降低40 K，Θ_(sys)减小67.1%。轮盘与盖板腔耦合壁面努塞尔数随T_(in)降低而增大，气流对轮盘接受孔出口半径（当地半径与轮盘外径之比为0.761）处的冲击冷却效果增强。当进口气流温度及转速一定时，随着系统压比的增大，系统各特征截面压力增大，且旋转比明显增大，使喷嘴后端气流相对总温降低，进而系统无量纲温降增大。压比R_p由1.30增大到1.50，Θ_(sys)增大5.93倍。轮盘耦合壁面Nu随压比的增大而增大，气流对轮盘冷却效果增强。考虑转盘壁面传热影响时，预旋供气系统总温降较基础模型降低，因为轮盘传热使气流温度在接受孔后端盖板腔内出现升高，最终导致系统温降减小。
2026年04期 v.47;No.346 106-117页 [查看摘要][在线阅读][下载 1879K] [下载次数：145 ] |[网刊下载次数：0 ] |[引用频次：0 ] |[阅读次数：0 ] - 陈信安;郭永博;曾令国;靳雨树;孟繁星;陆林;
风洞的燃烧加热器在模拟1 200 K以下的低总温试验状态时，需在下游注入常温空气以减小燃烧室氧燃比，以得到满足试验要求的气体温度，但此时高温主流气体与常温掺混空气的混合过程产生的扰动将降低加热器流场的均匀性，极大地影响了试验的可靠性，因此，需通过调整掺混段的结构布局与几何参数，以提高掺混效果及流场均匀性。本文通过仿真模拟的方法，研究了横向射流角度、射流孔大小、混气位置、结构长度等因素对横向射流流场掺混特性的影响机制，以及对流场均匀性的影响规律。研究发现，射流孔径尺寸对掺混流场均匀性影响较小，射流角度、掺混位置及混气段长度对掺混流场均匀性的影响较为显著，掺混段出口的总温偏差随射流角度的减小而增大；通过增大射流角度可以使总温均匀性提升52.29%，同时，在800 mm附近存在一个最优掺混位置、在700 mm附近存在一个最优混气段长度使射流掺混流场具备较好的掺混效果。
2026年04期 v.47;No.346 118-131页 [查看摘要][在线阅读][下载 2198K] [下载次数：86 ] |[网刊下载次数：0 ] |[引用频次：0 ] |[阅读次数：0 ] - 曲俐鹏;任喆;杨大伟;刘甫州;
为改善Ma=3.5时超声速进气道S弯方转圆扩张段出口的总压分布不均匀程度，结合扩张段内流动结构特征，提出了一种基于翼形分流片的流动控制方法，通过数值模拟获得了其典型设计参数对扩张段激波串后流动结构及出口总压畸变的影响规律，并完成了典型状态风洞试验验证。结果表明：激波串核心流动的非对称偏转及高/低总压区的周向迁移是引起出口截面总压分布不均匀的主要原因，而翼型分流片可改变出口截面高总压区的分布形状，从而使得出口周向总压畸变下降。相比于宽度，分流片高度及布局位置对扩张段内流动结构及出口高总压区分布形状的影响较大，当分流片布局在激波串后缘，且高度接近或略高于出口半径时，数值仿真及试验状态下的出口周向总压畸变下降幅度可达36%左右，而总压恢复系数下降幅度不超过0.7%。
2026年04期 v.47;No.346 132-147页 [查看摘要][在线阅读][下载 2423K] [下载次数：139 ] |[网刊下载次数：0 ] |[引用频次：0 ] |[阅读次数：0 ] - 曹佳鹏;单勇;张靖周;
构建涡轴发动机排气管热态测试系统，并开展了排气管壁面压力与出口温度场的实验测试。在实验验证基础上，基于三维数值仿真，探讨了排气管入口旋流与主要结构参数对其流动特征与气动性能的影响规律。结果表明：排气管入口旋流会造成排气管内流动的不对称性，但对排气管内的整体流动趋势及其气动性能影响不明显；排气管出口面积比A_2/A_0为0.9～1.9内，增大A_2/A_0，使排气管内侧回流区范围扩大，导致出口低温区面积显著增大；因流道扩张，增压减速（减少冲击损失）和回流区扩大（增加分离损失）的双重作用，导致总压恢复系数基本保持不变。在排气管弯曲角度α为50°～75°内，减小α值，显著缩小内侧回流区范围，出口低温区范围随之缩小，且其形态由一个大回流区演变为两个小回流区；同时，较小α下的排气管型面平缓（冲击损失小）与小范围回流区（分离损失小），使气动损失明显降低。在排气管出口宽高比w_(out)/h_(out)为1.38～2.38内，增大w_(out)/h_(out)后，出口低温区逐渐拉长，最终分离为两个区域；伴随回流区缩小带来的流动分离损失降低，总压恢复系数逐渐提升，当w_(out)/h_(out)≥1.98时，总压恢复系数趋于稳定。
2026年04期 v.47;No.346 148-158页 [查看摘要][在线阅读][下载 1795K] [下载次数：85 ] |[网刊下载次数：0 ] |[引用频次：0 ] |[阅读次数：1 ]
- 王士奇;赵鹏;刘英杰;文清兰;董跃路;马梁;贾志刚;温泉;
为探究自激扫掠喷嘴在变温气流条件下对加力燃烧性能的优化潜力，本研究分别采用含有10个自激扫掠喷嘴的加力燃油喷杆以及喷孔数量、喷点位置、喷孔总流量数均一致的直射式喷杆，基于矩形加力燃烧性能测试平台，在400 K、500 K和600 K的气流总温，以及相同的气流速度（马赫数0.22）工况下，对出口截面的燃气成分、流道沿程的燃气温度及壁面动态压力数据进行了对比分析。结果表明，相较于直射式喷嘴，在500 K及以上气流温度下，自激扫掠喷嘴能够显著拓宽稳定工作边界，但是在400 K的低温条件下，采用自激扫掠喷嘴时的富油熄火边界变窄；在研究的气流温度范围内，自激扫掠喷嘴均能够在宽油气当量比范围内提高燃烧效率，最高可改善10%。在距离喷油杆越远的截面，气流温度越低，自激扫掠喷嘴对燃烧效率的提升越明显；而在距离喷油杆越近的位置，气流温度越高，自激扫掠喷嘴对燃烧效率的提升越明显。在较高当量比下，采用直射式喷杆时，在三个气流总温工况下，均激发出了200 Hz以下的低频纵向热声耦合燃烧振荡，压力相对振幅最高达到23.4%；而同等工况下，采用自激扫掠喷杆的燃烧压力脉动幅值均在3%以内，热声耦合燃烧振荡现象被有效抑制。
2026年04期 v.47;No.346 159-171页 [查看摘要][在线阅读][下载 1626K] [下载次数：228 ] |[网刊下载次数：0 ] |[引用频次：0 ] |[阅读次数：0 ] - 段围;王建臣;许全宏;惠鑫;杨帆;
本文针对小型航空发动机燃烧室的燃油雾化特性进行研究，设计了不同燃油空气掺混管结构，通过实验与数值仿真相结合来探究其对高通流条件下燃油雾化特性的影响规律。采用激光粒度分析仪测量了不同掺混管结构的索特平均直径；采用平面米氏散射测量了燃油浓度分布，并开展了点火实验研究。实验结果表明，前端切向孔旋流配合后端方槽同旋向旋流的掺混管结构雾化性能较好，喷雾张角较大。数值仿真结果表明，上述结构具有较大的旋流数和饱满的回流区，使油气掺混更均匀，在高流速下表现出良好的雾化性能，其中，最优的方案表现出较好的点火性能。
2026年04期 v.47;No.346 172-182页 [查看摘要][在线阅读][下载 1442K] [下载次数：108 ] |[网刊下载次数：0 ] |[引用频次：0 ] |[阅读次数：0 ] - 黄希瀚;马洪安;付益博;刘凯;许昕婷;曾文;
针对某型航空发动机双级轴向旋流燃烧室，采用PLIF/Mie同步测试技术，结合单台双波长激光系统（266 nm激发煤油荧光，532 nm作为Mie散射信号源），系统分析了不同空气/燃油流量工况下的喷雾场特性，以优化光路设计并解决高浓度燃油对散射信号的吸收干扰问题。通过双波长合束光路（266 nm高反/532 nm高透滤光）消除1 064 nm杂散光，提升测试精度；改进探测系统（紫外镜头+带通滤光片）使收光效率提高4倍，信噪比增加。根据结果分析得出：空气流量增加显著扩展油雾锥角，回流区燃油浓度提升，利于混合与点火。本征正交分解（POD）分析显示前三阶模态能量占比超99%，证实燃烧室流动掺混状态稳定。空气流量提升使雾化索特平均直径（SMD）呈现先升高后降低的趋势，燃油流量增至20.530 g/s时SMD达30μm，但分布均匀性改善。标定实验验证SMD反演误差为1.3%～9.1%，雾化粒度均<30μm，满足点火性能需求。
2026年04期 v.47;No.346 183-191页 [查看摘要][在线阅读][下载 1536K] [下载次数：202 ] |[网刊下载次数：0 ] |[引用频次：0 ] |[阅读次数：0 ] - 魏杰立;朱志祥;朱焕宇;何小民;
为了获得压比和温比对超/亚声速混合层油雾特征的影响规律，开展了试验和数值计算研究。采用粒子图像测速（Particle Image Velocimetry,PIV）系统拍摄记录混合层内油雾分布，数值模拟不同压比和温比时混合层内油雾运动和破碎特性。试验和数值模拟的结果均表明，随着压比增加，混合层油雾空间分布形状由平直型转变为波纹型。同时，数值模拟结果表明，压比大于1时，混合层内油雾存在“逸出-再入”过程，导致索特平均粒径（Sauter Mean Diameter,SMD）分布出现新的平台段，且压比由0.8增加至1.46时，混合层内最终油雾SMD从66.1μm降低至48.3μm。随着温比增加，试验拍摄的油雾空间分布基本不变，下游区域的PIV图像反射光强减弱，数值模拟的混合层油雾SMD降低，燃油汽化量增加。虽然温比增加（超声速气流静温升高）可以促进混合层内油雾的汽化，但是同时提高了超声速气流速度，混合层高温区域油滴停留时间缩短，因此促进燃油汽化的作用有限。
2026年04期 v.47;No.346 192-202页 [查看摘要][在线阅读][下载 1720K] [下载次数：73 ] |[网刊下载次数：0 ] |[引用频次：0 ] |[阅读次数：0 ] - 王志新;程煜;潘帅兵;潘科玮;杨永强;陈晓龙;张亮;
固体姿轨控发动机采用燃气阀门作为其执行机构，可实现空间多向推力的可控输出。针对复杂飞行任务对固体姿轨控动力的需求，本文研制了冷气驱动先导式燃气阀门，通过搭建的冷气实验系统，验证了该燃气阀门的可靠切换作动性能；通过匹配设计的双脉冲燃烧室，搭载三燃气阀门完成2次热加载环境下的性能考核，结果表明：2个脉冲工作期间，燃气阀门全过程工作正常，开启响应时间≤15 ms，关闭响应时间≤14 ms；极端工况下，阀门最高可响应50 Hz的控制频率，证明该结构形式的燃气阀门能够适应多次工作的热加载环境，其响应特性与可靠性均得到有效验证。
2026年04期 v.47;No.346 203-211页 [查看摘要][在线阅读][下载 1601K] [下载次数：68 ] |[网刊下载次数：0 ] |[引用频次：0 ] |[阅读次数：0 ] - 徐天罡;彭乐钦;吴慧博;杨岸龙;杨宝娥;连俊恺;
喷嘴雾化影响了推进剂混合和蒸发效果，是燃烧前的准备过程。针对敞口式液液双离心喷嘴高反压下雾化特性实验研究缺乏问题，本文开展了常压至5 MPa反压下雾化特性实验，采用高速雾化阴影图像拍摄法和相位多普勒粒子分析测量法，分别获得不同反压下的喷雾场形态、液滴粒径与速度分布信息。实验结果表明：反压影响雾化形态和雾化角，反压从常压变化至5 MPa，雾化角从80.1°减小至58.4°；喷嘴下游40 mm处雾化主流区的液滴平均粒径先从常压下138μm减小至1 MPa下的107μm，而后增大至5 MPa下的139μm，液滴速度从常压的33 m/s减小至1～5 MPa下的3～11 m/s；虽然反压环境下有利于液滴破碎，但也存在液滴聚合现象，且在5 MPa反压下，喷嘴下游30～40 mm处液滴聚合现象更加明显。
2026年04期 v.47;No.346 212-219页 [查看摘要][在线阅读][下载 1475K] [下载次数：156 ] |[网刊下载次数：0 ] |[引用频次：0 ] |[阅读次数：0 ] - 邓伟;叶林;梁喜源;王文璇;刘存良;李鹏刚;牛夕莹;
涡轮级间装配间隙显著影响着端壁表面换热分布及气膜射流流场结构。针对该种装配间隙致使的端壁冷却效率衰减问题，本文设计了一种带有交错装配间隙的Z型槽结构，采用SST k-ω湍流模型数值模拟对比了Z型槽结构与传统缝隙的冷却性能差异及影响机制，探究了转角段角度对带有交错装配间隙的涡轮叶片端壁气膜冷却性能及流动掺混结构的影响规律。研究结果表明，Z型槽装配间隙结构可以有效地避免叶栅通道喉部附近端壁表面未冷却高温区的出现；槽内流体冲击到不同转角角度的Z型槽装配间隙转角段处壁面后会形成涡旋强度、覆盖范围不同的对转涡对，从而影响到Z型槽装配间隙转角段后段下游壁面气膜覆盖效果以及下游叶片压力面侧气膜孔冷气射流卷入凹槽内的情况，改变了气膜冷却效率和槽内绝热壁温分布；相同工况下，锐角Z型凹槽冲击转角段壁面形成的高强度、宽范围对转涡对对叶片压力面侧气膜孔冷气射流的卷吸能力更强，进而在槽内同一位置处冷气与主流燃气的掺混程度更强，有效地降低了槽内温度，改善了装配间隙槽内绝热温度分布情况。
2026年04期 v.47;No.346 220-232页 [查看摘要][在线阅读][下载 1816K] [下载次数：233 ] |[网刊下载次数：0 ] |[引用频次：0 ] |[阅读次数：0 ] - 梁鸽;李轲;王磊;厉彦忠;
某低温火箭采用共底贮箱结构形式，液氧贮箱在上，底部通过隧道管穿过甲烷贮箱，且共底，与隧道管均无绝热措施。为研究该共底贮箱结构对箱内热分层的影响，建立了液氧、甲烷同步加注CFD仿真模型，实现了两流体、四相态耦合求解，考虑了箱内气液相间传热传质及流固耦合求解。仿真结果表明，加注过程中，贮箱壁面由环境温度降至推进剂温度，将经历气相区缓慢降温、气液界面处快速降温和液相区稳定不变的过程；贮箱内液相呈现下部温度较为均匀，而上部温度明显分层的特点；甲烷贮箱对隧道管处液氧产生加热效果，并导致管内出现剧烈气泡运动，在低液位下会引起推进剂液面晃动和热分层扰动；热流量通过隧道管和共底从甲烷箱传递至液氧箱，隧道管内充填阶段和满液阶段的平均热流密度分别达10~5 W·m~(-2)和10~3 W·m~(-2)水平。
2026年04期 v.47;No.346 233-242页 [查看摘要][在线阅读][下载 1579K] [下载次数：232 ] |[网刊下载次数：0 ] |[引用频次：0 ] |[阅读次数：0 ] - 刘子岩;苏展;高玉闪;
为深入研究冷却通道内甲烷跨临界条件下出现的如黏度、比热等热物性突变，乃至传热恶化现象，解决高精度且高效的热物性建模问题，使用Modelica语言编写了基于Helmholtz自由能状态方程的甲烷高精度热物性库，并通过选取合适的迭代方法进行求解加速；结合系统级仿真建模的方法，建立液氧甲烷发动机冷却通道传热计算模型，进行了甲烷跨临界传热特性分析。结果表明：该热物性仿真模型能够精确捕捉跨临界条件下甲烷热物性的突变特征，与NIST(National Institute of Standards and Technology)数据相比，平均误差控制在0.89%以内，且仿真耗时大幅缩短，最高可减少49.2%；与试车数据相比，温升计算的最大偏差为1.24%，压降计算的最大偏差为4.61%，满足工程应用的精度要求。进一步分析发现：将冷却通道入口压力从6.7 MPa提升至10.7 MPa，比热峰值下降了66.5%，对应位置内壁面温度升高了84.2 K。将入口温度从150 K降低到110 K，在归一化位置坐标ξ=0.38位置处，内壁面温度反而上升了50.1 K。这些发现表明，在一定工况范围内，单一提升入口压力可能减弱甲烷的冷却效果，而单纯降低入口温度反而导致部分区域冷却性能降低。
2026年04期 v.47;No.346 243-252页 [查看摘要][在线阅读][下载 1579K] [下载次数：182 ] |[网刊下载次数：0 ] |[引用频次：0 ] |[阅读次数：0 ]