航空宇航推进理论与工程
2022, 54(5):771-788.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2022.05.004
摘要:
航空发动机和燃气轮机在海洋环境下服役时，热端部件承受高温、高压、高转速机械载荷和高盐雾、高湿度等腐蚀环境耦合作用，常发生热腐蚀-疲劳失效，影响结构完整性、安全性和可靠性。本文针对航空发动机和燃气轮机热端部件热腐蚀-疲劳失效问题，总结和分析了涡轮盘、涡轮叶片高温合金及涂层热腐蚀机理，涡轮盘、涡轮叶片高温合金热腐蚀-疲劳失效机理以及热腐蚀-疲劳寿命预测模型和寿命评估方法，并对航空发动机和燃气轮机热端部件热腐蚀-疲劳试验研究和寿命评估方法的发展趋势进行了展望，以期促进燃气-海洋环境耦合作用下热端部件结构完整性评定方法的发展。
航空发动机和燃气轮机在海洋环境下服役时，热端部件承受高温、高压、高转速机械载荷和高盐雾、高湿度等腐蚀环境耦合作用，常发生热腐蚀-疲劳失效，影响结构完整性、安全性和可靠性。本文针对航空发动机和燃气轮机热端部件热腐蚀-疲劳失效问题，总结和分析了涡轮盘、涡轮叶片高温合金及涂层热腐蚀机理，涡轮盘、涡轮叶片高温合金热腐蚀-疲劳失效机理以及热腐蚀-疲劳寿命预测模型和寿命评估方法，并对航空发动机和燃气轮机热端部件热腐蚀-疲劳试验研究和寿命评估方法的发展趋势进行了展望，以期促进燃气-海洋环境耦合作用下热端部件结构完整性评定方法的发展。
2022, 54(2):290-296.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2022.02.015
摘要:
通过搭建液氮喷雾冷却实验台，研究了TG6.5型实心锥喷嘴的喷雾冷却特性，分析了临界点附近的过热度和热流密度以及过热度和换热系数的关系，讨论了喷雾面积和喷雾流量对换热效果的影响。结果表明：在换热过程中，随着热流密度的增加，过热度变化可以分为缓慢增加、明显增加和急剧增加3个阶段，并且区间的分布和换热面积的大小关系密切。受核态沸腾过程中气泡的影响，出现最大换热系数时的过热度要小于达到临界热流密度时的过热度。增加喷雾流量能显著提高换热效果；增大热沉面积会降低单位面积内液滴颗粒冲击的频次和强度，换热效果下降。
通过搭建液氮喷雾冷却实验台，研究了TG6.5型实心锥喷嘴的喷雾冷却特性，分析了临界点附近的过热度和热流密度以及过热度和换热系数的关系，讨论了喷雾面积和喷雾流量对换热效果的影响。结果表明：在换热过程中，随着热流密度的增加，过热度变化可以分为缓慢增加、明显增加和急剧增加3个阶段，并且区间的分布和换热面积的大小关系密切。受核态沸腾过程中气泡的影响，出现最大换热系数时的过热度要小于达到临界热流密度时的过热度。增加喷雾流量能显著提高换热效果；增大热沉面积会降低单位面积内液滴颗粒冲击的频次和强度，换热效果下降。
2022, 54(4):644-653.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2022.04.011
摘要:
回流燃烧室与直流燃烧室不同，结构复杂，为了研究回流燃烧室内的流动以及燃烧特性，采用粒子图像测速仪（Particle image velocimetry，PIV）测量对其冷态流场开展研究，通过火焰自发辐射手段得到了燃烧室火焰结构以及火焰传播过程。研究结果表明：回流燃烧室流场不具有对称性，内外壁面速度分布不相同，压损的改变对燃烧室流场结构影响较小，随着压损的增加，速度值增加。燃烧主要在主燃区和中间区进行，火焰呈一定的“月牙”形向外燃烧。燃烧室点火过程可分为火核生成阶段、火核发展阶段、点火成功阶段和火焰稳定阶段4个阶段，回流涡着火是成功点火的关键。熄火时，火核向回流区后部靠近，火焰根部逐渐远离旋流器出口位置，火焰从正常燃烧时的月牙形结构演变为单股火焰。
回流燃烧室与直流燃烧室不同，结构复杂，为了研究回流燃烧室内的流动以及燃烧特性，采用粒子图像测速仪（Particle image velocimetry，PIV）测量对其冷态流场开展研究，通过火焰自发辐射手段得到了燃烧室火焰结构以及火焰传播过程。研究结果表明：回流燃烧室流场不具有对称性，内外壁面速度分布不相同，压损的改变对燃烧室流场结构影响较小，随着压损的增加，速度值增加。燃烧主要在主燃区和中间区进行，火焰呈一定的“月牙”形向外燃烧。燃烧室点火过程可分为火核生成阶段、火核发展阶段、点火成功阶段和火焰稳定阶段4个阶段，回流涡着火是成功点火的关键。熄火时，火核向回流区后部靠近，火焰根部逐渐远离旋流器出口位置，火焰从正常燃烧时的月牙形结构演变为单股火焰。
2022, 54(4):654-661.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2022.04.012
摘要:
为提高某型空气涡轮起动机的性能，采用数值仿真和试验相结合的方法，开展了某型空气涡轮起动机气动性能和流场仿真的研究，并完成了优化设计。数值仿真结果表明，进气弯管内侧存在明显的流动分离，导致下游流场均匀性恶化，导向器叶片和转子叶片表面均存在一定的附面层分离，排气框架未充分考虑流动的顺畅性，最终造成空气涡轮起动机性能偏低。数值仿真和试验结果的对比表明，数值仿真获得的空气流量比试验低1.90%左右，涡轮功率高1.04%左右。数值仿真和试验符合较好，采用这种数值仿真方法研究空气涡轮起动机具有较高的准确性，对导向器叶片进行了优化设计，显著提升了空气涡轮的性能，优化后功率比原型增加了14.2%。
为提高某型空气涡轮起动机的性能，采用数值仿真和试验相结合的方法，开展了某型空气涡轮起动机气动性能和流场仿真的研究，并完成了优化设计。数值仿真结果表明，进气弯管内侧存在明显的流动分离，导致下游流场均匀性恶化，导向器叶片和转子叶片表面均存在一定的附面层分离，排气框架未充分考虑流动的顺畅性，最终造成空气涡轮起动机性能偏低。数值仿真和试验结果的对比表明，数值仿真获得的空气流量比试验低1.90%左右，涡轮功率高1.04%左右。数值仿真和试验符合较好，采用这种数值仿真方法研究空气涡轮起动机具有较高的准确性，对导向器叶片进行了优化设计，显著提升了空气涡轮的性能，优化后功率比原型增加了14.2%。
2022, 54(4):662-669.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2022.04.013
摘要:
为研究叶片稠度对压气机最大有效静压升的影响，针对某单级低速压气机，通过改变转静子叶片数，构建了不同叶片稠度的压气机模型，采用三维数值模拟的方法，获得了不同稠度情况下的压气机特性。计算结果表明，静子叶片数的增加能够抑制附面层分离，拓宽压气机稳定工作范围，压气机近失速点的压比增大，压气机的最大压升能力增强，其最大有效静压升增大；转子叶片数的增加能够抑制气流分离，减小流动损失，从而使得近失速工况下压气机效率和压比增大，压气机近失速点压升能力增强，其最大有效静压升增大。通过对叶片数不同时各压气机的最大有效静压升系数与Koch最大有效静压升预测曲线的对比，从数值模拟的角度验证了以最大有效静压升作为压气机稳定性判据的有效性。
为研究叶片稠度对压气机最大有效静压升的影响，针对某单级低速压气机，通过改变转静子叶片数，构建了不同叶片稠度的压气机模型，采用三维数值模拟的方法，获得了不同稠度情况下的压气机特性。计算结果表明，静子叶片数的增加能够抑制附面层分离，拓宽压气机稳定工作范围，压气机近失速点的压比增大，压气机的最大压升能力增强，其最大有效静压升增大；转子叶片数的增加能够抑制气流分离，减小流动损失，从而使得近失速工况下压气机效率和压比增大，压气机近失速点压升能力增强，其最大有效静压升增大。通过对叶片数不同时各压气机的最大有效静压升系数与Koch最大有效静压升预测曲线的对比，从数值模拟的角度验证了以最大有效静压升作为压气机稳定性判据的有效性。
2022, 54(4):552-563.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2022.04.002
摘要:
为了探究跨声速飞行工况下混合并联涡轮基组合循环（Turbo based combine cycle，TBCC）动力的冲压流道在冷通气状态下的流动及阻力特性，构建了一个巡航马赫数为4.0、基于混合并联TBCC动力的高马赫数飞机模型，通过三维定常数值模拟方法研究了其在Ma∞=0.7~1.6，H∞=11 km飞行环境下飞机-发动机内/外流动及其耦合特征。计算结果表明：跨声速状态下，冲压进气道入口处气流增压后的静压达到了自由来流滞止压力的85%~90%，气流接近于滞止状态，说明组合进气道存在强烈的节流效应，且冲压通道的喉道是组合进气道节流效应的主要贡献者；冲压发动机尾喷管的排气流动同时受到飞机绕流及涡轮通道排气系统等多方面的干扰，且涡轮通道排气射流对冲压发动机尾喷管气流本身就存在膨胀压缩及排气引射等多种干扰机制。阻力分析表明，压差阻力系数高出内表面摩擦阻力系数2个数量级，是跨声速状态下冲压流道阻力的主要来源；亚声速状态下，进气道阻力占比达到了60%~80%，是冲压流道的主要阻力部件，而Ma∞> 1.0 ![]()
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为了探究跨声速飞行工况下混合并联涡轮基组合循环（Turbo based combine cycle，TBCC）动力的冲压流道在冷通气状态下的流动及阻力特性，构建了一个巡航马赫数为4.0、基于混合并联TBCC动力的高马赫数飞机模型，通过三维定常数值模拟方法研究了其在Ma∞=0.7~1.6，H∞=11 km飞行环境下飞机-发动机内/外流动及其耦合特征。计算结果表明：跨声速状态下，冲压进气道入口处气流增压后的静压达到了自由来流滞止压力的85%~90%，气流接近于滞止状态，说明组合进气道存在强烈的节流效应，且冲压通道的喉道是组合进气道节流效应的主要贡献者；冲压发动机尾喷管的排气流动同时受到飞机绕流及涡轮通道排气系统等多方面的干扰，且涡轮通道排气射流对冲压发动机尾喷管气流本身就存在膨胀压缩及排气引射等多种干扰机制。阻力分析表明，压差阻力系数高出内表面摩擦阻力系数2个数量级，是跨声速状态下冲压流道阻力的主要来源；亚声速状态下，进气道阻力占比达到了60%~80%，是冲压流道的主要阻力部件，而Ma∞
2022, 54(4):592-598.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2022.04.006
摘要:
首先对比了天上飞行状态与地面风洞状态下钝锥边界层的转捩特性，然后利用基于线性稳定性理论的eN方法对飞行状态与风洞状态下的钝锥边界层进行了转捩预示，最后研究了壁温比对高速钝锥边界层的稳定性及转捩的影响。研究结果表明，在低壁温比条件下，圆锥迎风中心与侧面的边界层先于两者之间区域转捩，转捩形貌与飞行实验结果相似；在高壁温比条件下，圆锥迎风面区域迟于侧面及背风面区域转捩，转捩形貌与风洞试验结果相似。壁温比是造成高速钝锥边界层转捩天地差异的重要影响因素。
首先对比了天上飞行状态与地面风洞状态下钝锥边界层的转捩特性，然后利用基于线性稳定性理论的eN方法对飞行状态与风洞状态下的钝锥边界层进行了转捩预示，最后研究了壁温比对高速钝锥边界层的稳定性及转捩的影响。研究结果表明，在低壁温比条件下，圆锥迎风中心与侧面的边界层先于两者之间区域转捩，转捩形貌与飞行实验结果相似；在高壁温比条件下，圆锥迎风面区域迟于侧面及背风面区域转捩，转捩形貌与风洞试验结果相似。壁温比是造成高速钝锥边界层转捩天地差异的重要影响因素。
2022, 54(6):1092-1099.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2022.06.011
摘要:
为了研究热气防冰传感器的测温特性，对一种航空发动机热气防冰传感器开展了冰风洞试验研究，获得了传感器测温特性随来流总温、热气流量、热气温度及水滴参数的变化结果。试验结果表明，热气参数对传感器的测温特性影响较大，随着热气温度和流量的升高，传感器测量偏差度增大；传感器使用环境受航空发动机工作状态的影响，在一定条件内，传感器测量偏差度在合理范围内波动；热气防冰传感器在过冷水滴结冰环境下存在结冰现象，结冰会影响传感器测温腔入口气流，导致传感器测温偏差增大，降低传感器测温性能；当结冰量过多时，传感器失真失效。
为了研究热气防冰传感器的测温特性，对一种航空发动机热气防冰传感器开展了冰风洞试验研究，获得了传感器测温特性随来流总温、热气流量、热气温度及水滴参数的变化结果。试验结果表明，热气参数对传感器的测温特性影响较大，随着热气温度和流量的升高，传感器测量偏差度增大；传感器使用环境受航空发动机工作状态的影响，在一定条件内，传感器测量偏差度在合理范围内波动；热气防冰传感器在过冷水滴结冰环境下存在结冰现象，结冰会影响传感器测温腔入口气流，导致传感器测温偏差增大，降低传感器测温性能；当结冰量过多时，传感器失真失效。
2022, 54(S):94-99.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2022.S.015
摘要:
为了减小空气涡轮火箭（Air turbo rocket， ATR）发动机工作时的振动响应，针对ATR发动机的转子结构特征，建立了有限元模型，设计了挤压油膜阻尼器，并完成了动力学特性分析与试验验证。研究结果表明：该型ATR转子在一阶振型时的主要应变能集中在1号轴承处，二阶振型时的主要应变能集中在2号轴承处；转子在一号轴承处设计挤压油膜阻尼器后，能够明显减小一阶响应，但对于二阶响应的减振程度有限；在ATR转子上合理地设计应用挤压油膜阻尼器，对于抑制转子的振动响应具有显著的作用，能够使得ATR发动机转子平稳地增速到工作转速。
为了减小空气涡轮火箭（Air turbo rocket， ATR）发动机工作时的振动响应，针对ATR发动机的转子结构特征，建立了有限元模型，设计了挤压油膜阻尼器，并完成了动力学特性分析与试验验证。研究结果表明：该型ATR转子在一阶振型时的主要应变能集中在1号轴承处，二阶振型时的主要应变能集中在2号轴承处；转子在一号轴承处设计挤压油膜阻尼器后，能够明显减小一阶响应，但对于二阶响应的减振程度有限；在ATR转子上合理地设计应用挤压油膜阻尼器，对于抑制转子的振动响应具有显著的作用，能够使得ATR发动机转子平稳地增速到工作转速。
2022, 54(4):623-634.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2022.04.009
摘要:
针对核动力舰艇航行时可能发生的摇摆运动情况，本文采用数值模拟方法探究海洋摇摆运动条件下超临界水冷堆（Supercritical-water-cooled reactor， SCWR）堆芯冷却通道内超临界水湍流流动与传热特性，揭示海洋摇摆运动对通道内瞬时及时均换热性能的影响。研究表明：在摇摆条件下通道内超临界水横流强度大幅增强，流体质量流量、压降损失、瞬时换热系数、燃料棒外壁面最高温度等均出现周期性波动现象，在流体温度接近拟临界温度时摇摆运动对通道内对流传热过程的影响最显著。并且，上述参数波动幅度与摇摆幅度和摇摆周期之比正相关。随通道摇摆幅度增大或摇摆周期减小，瞬时换热系数与瞬时压降波动幅度增大。总体而言，与竖直静止情形相比，在摇摆条件下通道内时均压降损失与时均换热系数均有一定程度增大，但增长幅度有限。
针对核动力舰艇航行时可能发生的摇摆运动情况，本文采用数值模拟方法探究海洋摇摆运动条件下超临界水冷堆（Supercritical-water-cooled reactor， SCWR）堆芯冷却通道内超临界水湍流流动与传热特性，揭示海洋摇摆运动对通道内瞬时及时均换热性能的影响。研究表明：在摇摆条件下通道内超临界水横流强度大幅增强，流体质量流量、压降损失、瞬时换热系数、燃料棒外壁面最高温度等均出现周期性波动现象，在流体温度接近拟临界温度时摇摆运动对通道内对流传热过程的影响最显著。并且，上述参数波动幅度与摇摆幅度和摇摆周期之比正相关。随通道摇摆幅度增大或摇摆周期减小，瞬时换热系数与瞬时压降波动幅度增大。总体而言，与竖直静止情形相比，在摇摆条件下通道内时均压降损失与时均换热系数均有一定程度增大，但增长幅度有限。
2023, 55(3):507-514.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2023.03.016
摘要:
碳纳米管通道内的受限水具有与体相水截然不同的物理力学性质。当纳米管直径低至约0.8 nm时，通道内水分子形成与生物水通道内类似的单链结构，并显现出极高的流速和离子排斥能力。尽管基于经验势的分子动力学模拟在揭示单链水的奇特行为方面发挥了重要作用，但其模拟结果通常依赖于水模型和壁面-水作用参数选取。本文以从头算分子动力学计算结果为数据集，通过深度神经网络训练获得描述碳纳米管内单链水的深度学习势。基于深度学习势的分子动力学模拟在势能和原子受力方面具有近似第一性原理水平的准确性但低得多的计算成本，能准确重现从头算分子动力学得到的单链水性质，包括O-H键长、H-O-H键角、取向角和密度分布等。此外，本文对比了该深度学习势与常用经典水模型所得结果的异同。本文所构建的深度学习势为以接近第一性原理的准确性进行碳纳米管内单链水体系的大尺寸、长时间模拟提供了可能。
碳纳米管通道内的受限水具有与体相水截然不同的物理力学性质。当纳米管直径低至约0.8 nm时，通道内水分子形成与生物水通道内类似的单链结构，并显现出极高的流速和离子排斥能力。尽管基于经验势的分子动力学模拟在揭示单链水的奇特行为方面发挥了重要作用，但其模拟结果通常依赖于水模型和壁面-水作用参数选取。本文以从头算分子动力学计算结果为数据集，通过深度神经网络训练获得描述碳纳米管内单链水的深度学习势。基于深度学习势的分子动力学模拟在势能和原子受力方面具有近似第一性原理水平的准确性但低得多的计算成本，能准确重现从头算分子动力学得到的单链水性质，包括O-H键长、H-O-H键角、取向角和密度分布等。此外，本文对比了该深度学习势与常用经典水模型所得结果的异同。本文所构建的深度学习势为以接近第一性原理的准确性进行碳纳米管内单链水体系的大尺寸、长时间模拟提供了可能。
2023, 55(4):606-613.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2023.04.005
摘要:
为了探究不同遮挡偏距比双S弯排气系统的红外特性，试验研究了遮挡偏距比为55%和100%的双S弯二元排气系统的壁面温度分布和红外辐射特性，并与相应的基准轴对称排气系统进行了对比分析。结果表明： S弯喷管壁温整体要比基准轴对称喷管高约25%，第一S弯下游的上壁面附近存在局部高温区，提高S弯喷管遮挡偏距比后，温度梯度加剧，热应力集中。与基准轴对称排气系统相比，55%和100%遮挡偏距比双S弯二元排气系统均具有突出的红外抑制效果，正尾向（α=0°）红外辐射强度分别降低77.7%和79.3%。从温度和红外辐射强度综合评价，遮挡偏距比并非全遮挡最好，遮挡偏距比从55%提高到100%后，仅能有效抑制上方探测面α=5°和10°的红外辐射，而基本不会改变尾向其他探测方向的红外辐射，在工程设计时应权衡优化损失。
为了探究不同遮挡偏距比双S弯排气系统的红外特性，试验研究了遮挡偏距比为55%和100%的双S弯二元排气系统的壁面温度分布和红外辐射特性，并与相应的基准轴对称排气系统进行了对比分析。结果表明： S弯喷管壁温整体要比基准轴对称喷管高约25%，第一S弯下游的上壁面附近存在局部高温区，提高S弯喷管遮挡偏距比后，温度梯度加剧，热应力集中。与基准轴对称排气系统相比，55%和100%遮挡偏距比双S弯二元排气系统均具有突出的红外抑制效果，正尾向（α=0°）红外辐射强度分别降低77.7%和79.3%。从温度和红外辐射强度综合评价，遮挡偏距比并非全遮挡最好，遮挡偏距比从55%提高到100%后，仅能有效抑制上方探测面α=5°和10°的红外辐射，而基本不会改变尾向其他探测方向的红外辐射，在工程设计时应权衡优化损失。
2023, 55(4):589-596.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2023.04.003
摘要:
为了降低旋转爆震发动机燃烧室壁面温度，设计了陶瓷基复合材料燃烧室主动冷却结构。对燃烧室主动冷却结构的传热特性进行数值模拟，获得主动冷却燃烧室壁面温度响应和温度分布规律。对燃烧室主动冷却结构进行了模型简化，将模拟旋转爆震波获得的不同壁面温度下的热流密度参数加载在冷却模型上，提高了壁面温度模拟的计算效率。结果表明：燃烧室内壁面热流密度随着壁面温度的升高而降低，扩散区的平均热流密度最大；陶瓷基复合材料燃烧室主动冷却结构可以有效降低燃烧室壁面温度，在相同冷却流量下，矩形冷却截面的冷却效果优于圆形冷却截面，可以将燃烧室壁面的温度降到1 200 K以下；燃烧室壁面最高温度在燃烧室中段区域。
为了降低旋转爆震发动机燃烧室壁面温度，设计了陶瓷基复合材料燃烧室主动冷却结构。对燃烧室主动冷却结构的传热特性进行数值模拟，获得主动冷却燃烧室壁面温度响应和温度分布规律。对燃烧室主动冷却结构进行了模型简化，将模拟旋转爆震波获得的不同壁面温度下的热流密度参数加载在冷却模型上，提高了壁面温度模拟的计算效率。结果表明：燃烧室内壁面热流密度随着壁面温度的升高而降低，扩散区的平均热流密度最大；陶瓷基复合材料燃烧室主动冷却结构可以有效降低燃烧室壁面温度，在相同冷却流量下，矩形冷却截面的冷却效果优于圆形冷却截面，可以将燃烧室壁面的温度降到1 200 K以下；燃烧室壁面最高温度在燃烧室中段区域。
2023, 55(4):597-605.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2023.04.004
摘要:
以涡扇发动机二元排气系统为例，以排气系统推力系数、3~5 μm波段正尾向红外辐射特征为优化目标，以窄边探测面30°和宽边探测面90°方向的红外辐射特征为约束，以喷管喉道宽高比、喉道型面半径比、收敛半角和扩张半角为优化变量，在发动机地面军用动力状态，研究排气系统推力与红外特征的多目标型面优化设计。在设计过程中，基于正交试验法确定初始样本点，建立排气系统推力系数、红外辐射特征与设计变量间的RBF代理模型，采用自适应模拟退火算法对代理模型进行分析求解。结果表明：多目标优化方法可应用在排气系统推力与红外特征的兼容设计上，并可取得一定的效果，相比基准二元模型，仅通过型面设计，多目标优化后排气系统推力系数提高了5.3%，在正尾向的无量纲积分辐射强度降低了17%。
以涡扇发动机二元排气系统为例，以排气系统推力系数、3~5 μm波段正尾向红外辐射特征为优化目标，以窄边探测面30°和宽边探测面90°方向的红外辐射特征为约束，以喷管喉道宽高比、喉道型面半径比、收敛半角和扩张半角为优化变量，在发动机地面军用动力状态，研究排气系统推力与红外特征的多目标型面优化设计。在设计过程中，基于正交试验法确定初始样本点，建立排气系统推力系数、红外辐射特征与设计变量间的RBF代理模型，采用自适应模拟退火算法对代理模型进行分析求解。结果表明：多目标优化方法可应用在排气系统推力与红外特征的兼容设计上，并可取得一定的效果，相比基准二元模型，仅通过型面设计，多目标优化后排气系统推力系数提高了5.3%，在正尾向的无量纲积分辐射强度降低了17%。
2023, 55(4):573-588.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2023.04.002
摘要:
介绍了涡轮榫接结构疲劳寿命评估技术的研究现状，分别从多场载荷分析、裂纹萌生寿命评估、裂纹扩展模拟和试验技术等方面探讨了现有研究的进展、不足以及发展趋势，重点论述了涡轮榫接结构使用寿命和损伤容限的评估方法。结果表明：现有的分析和试验方法能基本实现涡轮榫接的疲劳寿命评估，但由于各种局限性，工程适用性亟待提高，仍需稳健的载荷降阶分析方法、基于物理机制和数据驱动的寿命评估方法、载荷历程相关的裂纹扩展寿命评估方法和复杂热力环境下的试验技术，从而建立先进航空发动机涡轮榫接结构疲劳寿命评估及验证体系。
介绍了涡轮榫接结构疲劳寿命评估技术的研究现状，分别从多场载荷分析、裂纹萌生寿命评估、裂纹扩展模拟和试验技术等方面探讨了现有研究的进展、不足以及发展趋势，重点论述了涡轮榫接结构使用寿命和损伤容限的评估方法。结果表明：现有的分析和试验方法能基本实现涡轮榫接的疲劳寿命评估，但由于各种局限性，工程适用性亟待提高，仍需稳健的载荷降阶分析方法、基于物理机制和数据驱动的寿命评估方法、载荷历程相关的裂纹扩展寿命评估方法和复杂热力环境下的试验技术，从而建立先进航空发动机涡轮榫接结构疲劳寿命评估及验证体系。
2023, 55(4):553-572.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2023.04.001
摘要:
斜爆震发动机（Oblique detonation engine， ODE）采用驻定斜爆震波（Oblique detonation wave， ODW）实现高超声速气流中燃料化学能向推进系统机械能的高效转化，可大幅提升吸气式飞行速域上限，具有重要发展潜力和应用价值。本文从早、中、近期3个阶段概述ODE发展历程，总结当下斜爆震燃烧及发动机的研究现状。重点从发动机设计角度综述国内外在斜爆震燃烧组织、燃料喷注掺混以及总体性能与内流设计3方面的研究进展。深入分析了总体约束下的内外流一体化设计、高超声速气流中的燃料喷注掺混、复杂来流条件下的稳定燃烧组织、高热载荷防护以及超高速工况试验条件5大技术挑战及重点关注方向，为后续深入技术攻关及应用提供参考。
斜爆震发动机（Oblique detonation engine， ODE）采用驻定斜爆震波（Oblique detonation wave， ODW）实现高超声速气流中燃料化学能向推进系统机械能的高效转化，可大幅提升吸气式飞行速域上限，具有重要发展潜力和应用价值。本文从早、中、近期3个阶段概述ODE发展历程，总结当下斜爆震燃烧及发动机的研究现状。重点从发动机设计角度综述国内外在斜爆震燃烧组织、燃料喷注掺混以及总体性能与内流设计3方面的研究进展。深入分析了总体约束下的内外流一体化设计、高超声速气流中的燃料喷注掺混、复杂来流条件下的稳定燃烧组织、高热载荷防护以及超高速工况试验条件5大技术挑战及重点关注方向，为后续深入技术攻关及应用提供参考。
2023, 55(5):827-838.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2023.05.009
摘要:
随着高超声速飞行器不断朝着高马赫、宽速域方向发展，推进系统面临低动压的工作条件，对燃烧室内的流动掺混带来巨大挑战。针对碳氢燃料超燃冲压发动机燃烧室，本文研究了碳氢燃料预加热对超声速剪切掺混特性的影响机制，分析了温度与碳氢燃料热裂解对掺混特性的影响规律。研究发现，当碳氢燃料未发生热裂解反应时，燃料预加热会使射流黏性耗散增强从而掺混效率降低，燃料温度从750 K增加到900 K时，燃烧室掺混效率降低约5%、总压损失约增加20%；但燃料热裂解反应对剪切掺混有双重影响，裂解后的碳氢燃料膨胀性能提升，使喷嘴附近的掺混效率提高约18%；由于剪切层内流体湍动能下降，在远离喷嘴的位置掺混效率降低约6%。
随着高超声速飞行器不断朝着高马赫、宽速域方向发展，推进系统面临低动压的工作条件，对燃烧室内的流动掺混带来巨大挑战。针对碳氢燃料超燃冲压发动机燃烧室，本文研究了碳氢燃料预加热对超声速剪切掺混特性的影响机制，分析了温度与碳氢燃料热裂解对掺混特性的影响规律。研究发现，当碳氢燃料未发生热裂解反应时，燃料预加热会使射流黏性耗散增强从而掺混效率降低，燃料温度从750 K增加到900 K时，燃烧室掺混效率降低约5%、总压损失约增加20%；但燃料热裂解反应对剪切掺混有双重影响，裂解后的碳氢燃料膨胀性能提升，使喷嘴附近的掺混效率提高约18%；由于剪切层内流体湍动能下降，在远离喷嘴的位置掺混效率降低约6%。
2023, 55(2):226-232.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2023.02.007
摘要:
为改善某型空气涡轮起动机的性能，并使其与辅助动力装置的引气特性匹配，采用数值仿真和试验相结合的方法，开展了某型空气涡轮起动机气动性能和流场细节的研究，并完成了导向器和涡轮级叶型优化设计，改型后涡轮流量增大了23.2%，效率提升了3.4%，功率增加了18.0%。数值仿真和试验结果的对比表明，流量整体差别较小，波动范围在±3%以内，均值为0.17%；功率差别最大为2.38%，最小为0.1%，符合性较好。数值仿真结果表明，空气涡轮起动机改型后与辅助动力装置的引气特性线存在共同工作点，实现了两者的匹配工作，改善了辅助动力装置的工作状况。
为改善某型空气涡轮起动机的性能，并使其与辅助动力装置的引气特性匹配，采用数值仿真和试验相结合的方法，开展了某型空气涡轮起动机气动性能和流场细节的研究，并完成了导向器和涡轮级叶型优化设计，改型后涡轮流量增大了23.2%，效率提升了3.4%，功率增加了18.0%。数值仿真和试验结果的对比表明，流量整体差别较小，波动范围在±3%以内，均值为0.17%；功率差别最大为2.38%，最小为0.1%，符合性较好。数值仿真结果表明，空气涡轮起动机改型后与辅助动力装置的引气特性线存在共同工作点，实现了两者的匹配工作，改善了辅助动力装置的工作状况。
2023, 55(4):622-633.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2023.04.007
摘要:
航空发动机在运行过程中，由于其结构的复杂性和外部气流的不稳定性，不可避免地会产生大量的振动问题。针对航空发动机整机振动问题，首先根据航空发动机的实际结构并结合经验总结，建立了一种通用的转子-支承-机匣振动传递动力学模型，并从航空发动机内外机匣减振控制问题出发，利用一种新型的控制算法（几何设计法），在有限频域内来设计减振控制器，在传感器和执行机构受限的情况下，尝试对多个输出量（即航空发动机的内机匣和外机匣）进行减振控制，并与经典控制理论法比例、微分、积分（Proportional integral derivative，PID）设计的减振控制器进行减振效果对比，最后通过Matlab/Simulink搭建仿真模型并进行仿真验证。结果表明，几何设计法在有限频域内可以直观地获得最优控制器的存在性、唯一性、最优性，对于主控对象的减振控制最优可高达25 dB，相较于传统控制方法形成明显优势。
航空发动机在运行过程中，由于其结构的复杂性和外部气流的不稳定性，不可避免地会产生大量的振动问题。针对航空发动机整机振动问题，首先根据航空发动机的实际结构并结合经验总结，建立了一种通用的转子-支承-机匣振动传递动力学模型，并从航空发动机内外机匣减振控制问题出发，利用一种新型的控制算法（几何设计法），在有限频域内来设计减振控制器，在传感器和执行机构受限的情况下，尝试对多个输出量（即航空发动机的内机匣和外机匣）进行减振控制，并与经典控制理论法比例、微分、积分（Proportional integral derivative，PID）设计的减振控制器进行减振效果对比，最后通过Matlab/Simulink搭建仿真模型并进行仿真验证。结果表明，几何设计法在有限频域内可以直观地获得最优控制器的存在性、唯一性、最优性，对于主控对象的减振控制最优可高达25 dB，相较于传统控制方法形成明显优势。
2023, 55(4):651-657.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2023.04.010
摘要:
建立了变循环发动机整机模型并对可变几何低压涡轮特性进行修正，研究了低压涡轮导叶开度从-6°~6°时对各部件以及发动机整体性能的影响。结果表明：随低压涡轮导向器角度变大，低压涡轮进口折合流量增大，不论低压涡轮导向器开大或关小，高、低涡轮效率均下降；随导叶开度增大，高压涡轮膨胀比增大，高压轴功率增大，高压压气机（High pressure compressor，HPC）与核心机驱动风扇级（Core driven fan stage，CDFS）压比增大；双外涵模式下涡轮导叶角度为0°时单位推力最大，单外涵模式下涡轮角度为-1°时单位推力最大。
建立了变循环发动机整机模型并对可变几何低压涡轮特性进行修正，研究了低压涡轮导叶开度从-6°~6°时对各部件以及发动机整体性能的影响。结果表明：随低压涡轮导向器角度变大，低压涡轮进口折合流量增大，不论低压涡轮导向器开大或关小，高、低涡轮效率均下降；随导叶开度增大，高压涡轮膨胀比增大，高压轴功率增大，高压压气机（High pressure compressor，HPC）与核心机驱动风扇级（Core driven fan stage，CDFS）压比增大；双外涵模式下涡轮导叶角度为0°时单位推力最大，单外涵模式下涡轮角度为-1°时单位推力最大。
2023, 55(4):614-621.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2023.04.006
摘要:
为了研究不同当量比下燃烧室出口压力和温度等特性，利用多孔喷注的旋转爆震燃烧室模型，以乙炔为燃料，空气为氧化剂，对压力和温度分布均匀性、增压比以及喷射压力比等指标进行了分析。研究结果表明，保持质量流率不变，随着当量比的增大，燃烧室内燃烧工况从贫燃逐渐变为富燃，出口压力及温度的均匀性会先变好后变差，增压比先增大后减小。当量比为1时，燃烧室内为双波传播状态，出口压力和温度均匀性最好，此时CV值最小为0.57，1-CU值最小为0.52，畸变指数最小为2.936，OTDF值最小为0.36，增压比最大为1.13，但当量比对燃烧室增压比的提升效果有限。
为了研究不同当量比下燃烧室出口压力和温度等特性，利用多孔喷注的旋转爆震燃烧室模型，以乙炔为燃料，空气为氧化剂，对压力和温度分布均匀性、增压比以及喷射压力比等指标进行了分析。研究结果表明，保持质量流率不变，随着当量比的增大，燃烧室内燃烧工况从贫燃逐渐变为富燃，出口压力及温度的均匀性会先变好后变差，增压比先增大后减小。当量比为1时，燃烧室内为双波传播状态，出口压力和温度均匀性最好，此时CV值最小为0.57，1-CU值最小为0.52，畸变指数最小为2.936，OTDF值最小为0.36，增压比最大为1.13，但当量比对燃烧室增压比的提升效果有限。
2023, 55(4):643-650.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2023.04.009
摘要:
基于研究鸟撞现象对压气机气动性能影响的目的，进行单级压气机的气动设计，分析了主要设计参数，并以此为基础，以原型转子叶片为模型进行鸟撞模拟，建立鸟撞损伤叶片模型。在周向上改变损伤叶片的数量生成不同的计算模型，进行全环的数值模拟，考察不同受损叶片数目对压气机气动性能的影响，分析流场细节，总结受损转子气动特性的变化规律。计算结果表明：受损叶片数量分别为1、2、3的压气机转子在设计转速下，气动性能和稳定性都有明显的下降，主要表现为最大效率工况的效率分别减小了1.37%、2.55%、3.57%，压比分别减小了0.19%、0.29%、0.40%，稳定工作的流量范围减小，稳定裕度分别相对减小了14.33%、25.69%、31.97%。
基于研究鸟撞现象对压气机气动性能影响的目的，进行单级压气机的气动设计，分析了主要设计参数，并以此为基础，以原型转子叶片为模型进行鸟撞模拟，建立鸟撞损伤叶片模型。在周向上改变损伤叶片的数量生成不同的计算模型，进行全环的数值模拟，考察不同受损叶片数目对压气机气动性能的影响，分析流场细节，总结受损转子气动特性的变化规律。计算结果表明：受损叶片数量分别为1、2、3的压气机转子在设计转速下，气动性能和稳定性都有明显的下降，主要表现为最大效率工况的效率分别减小了1.37%、2.55%、3.57%，压比分别减小了0.19%、0.29%、0.40%，稳定工作的流量范围减小，稳定裕度分别相对减小了14.33%、25.69%、31.97%。