推进技术

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爆震发动机研究进展

王兵，谢峤峰，闻浩诚，滕宏辉，张义宁，周林

摘要（574）

PDF （4269KB）（792）

2021, 42 (4): 721-737.

爆震是实现增压燃烧的一种重要途径，得益于爆震循环的热效率增益，基于爆震构建的推进装置具有显著的理论性能优势，有希望推动航空航天动力技术的跨越发展。本文在总结经典爆震理论和爆震推进相关的基础科学问题进展的基础上，进一步介绍了连续旋转爆震发动机的低阶模型建立方法以及涡轮式和冲压式连续旋转爆震发动机性能分析等方面的研究进展，并概括了斜爆震发动机的性能分析和关键问题研究进展。最后基于当前研究基础提出对爆震发动机未来研究的展望。

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改进参考模型的涡扇发动机多变量模型参考自适应控制

金鹏飞，潘慕绚，黄金泉

摘要（315）

PDF （2019KB）（691）

2021, 42 (2): 440-448.

针对涡扇发动机难以获得精确数学模型和普通模型参考自适应控制不保证动态性能的问题，提出了一种具有改进参考模型的涡扇发动机多变量模型参考自适应控制方法。采用状态反馈形式设计了状态跟踪的多变量自适应控制器，其中对参考模型作了引入跟踪误差反馈的改进，使得高自适应增益下跟踪曲线的超调得到明显的抑制，动态响应得到改善。应用该方法对涡扇发动机非线性部件级模型进行仿真分析，结果表明，控制系统调节时间小于2s，无稳态误差，具有良好的控制品质。

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中国电推进技术发展及展望

于达仁,乔磊,蒋文嘉,刘辉

摘要（1194）

PDF （1153KB）（618）

2020, 41 (1): 1-11.

为了促进国内电推进技术的发展，简要介绍了国际上主要电推力器的种类和特点，并结合国外电推进技术的研究及在轨应用情况，介绍了中国电推进技术发展过程和应用现状，总结了国内外电推进技术的发展趋势。在此基础上，根据国内深空探测、商业航天、重力场测量、引力波探测等空间任务对推进器的高比冲、长寿命、宽调节范围、低成本、高精度等需求，提出了国内电推进技术应该将小型离子推力器、大型霍尔推力器、脉冲等离子体推力器以及无拖曳控制推力器作为重点发展方向的建议。

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舰船燃气轮机发展现状、方向及关键技术

闻雪友，任兰学，祁龙，洪青松

摘要（550）

PDF （946KB）（577）

2020, 41 (11): 2401-2407.

舰船燃气轮机在大中型水面舰艇动力中占主导地位，是海军现代化的一个重要标志。本文回顾了国内外舰船燃气轮机的发展历程，介绍了舰船燃气轮机发展走航改舰用和独立发展道路的状况。分析了典型舰船燃气轮机LM2500系列、MT30和UGT25000的技术特点和性能，从提高功率与热效率、提高可靠性与可维护性、发展产品系列化与谱系化等方面展望了舰船燃气轮机的发展方向，并提出了在材料及制造工艺、金属增材制造、气动设计、低排放、冷却及热障涂层、双燃料、智能化和混合动力等方面需要发展的关键技术。

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民用航空涡扇发动机短舱外部阻力试验方法研究

章欣涛，冯丽娟，王维，熊能，林俊

摘要（480）

PDF （2118KB）（554）

2021, 42 (2): 241-248.

为了发展一种适用于大涵道比民用航空涡扇发动机短舱外部阻力的试验方法，对NACA-1系列轴对称短舱试验进行改进，并在2.4m跨声速风洞中完成了试验研究，获取了某型大涵道比民用航空涡扇发动机短舱在马赫数0.388~0.86的外部阻力，通过数值仿真与试验结果对比，验证了试验方案的可行性。结果表明，经过改进的试验方案的攻角适用范围由原方案的0°扩展致0°~4°，外部阻力随马赫数及流量系数的试验数据变化规律良好，试验结果与仿真结果吻合，试验方案适用于民用大涵道比航空涡扇发动机短舱外部阻力测量。

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液体火箭发动机背压振荡环境下的雾化特性研究进展

李佳楠, 雷凡培, 周立新, 杨岸龙

摘要（1618）

PDF （5248KB）（521）

2019, 40 (11): 2401-2419.

为加深对背压振荡环境下雾化特性的认识，针对在液体火箭发动机中广泛应用的气液同轴直流式喷嘴、撞击式喷嘴与离心式喷嘴，综述了背压振荡环境下单束液体射流、气液同轴射流、射流撞击以及旋流雾化特性的研究进展，总结了背压振荡影响雾场的主要作用机制，阐述了以往研究中存在的一些问题以及需要突破的若干关键技术难题。通过综述可知，背压振荡主要通过两个方面影响雾场：一是通过改变喷注压降影响喷射，继而影响雾化过程；二是通过振荡的气相流场直接作用于雾场。背压振荡环境下的雾化研究仍需要开展大量工作，且需要突破以下几个技术难点：在试验方面，需要设计可以产生高频率、高幅值压力振荡的反压舱装置，同时对雾场的干扰要降到最小；发展先进的光学诊断方法，可以用于反压舱内雾场信息的提取；在数值模拟方面，需要开展雾化过程的高精度数值模拟，同时研究压力波的产生、发展及演化过程，在这两点基础上研究背压振荡与雾场的相互作用。

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潜入式喷管喉衬界面间隙优化设计

龚建良，胥会详，张正泽，薛瑞，王春光

摘要（376）

PDF （1670KB）（511）

2021, 42 (2): 415-420.

为了解决固体火箭发动机潜入式喷管喉衬在热载荷与内压联合作用下界面间隙优化问题，数值模拟方法求解了喷管热结构响应。采用流体仿真软件，计算了潜入式喷管流动过程的稳态流场，获取了高温燃气流动参数与固体壁面对流换热系数。并采用三维有限元结构计算平台，编写了非均布壁面压力载荷与非均布对流换热系数子程序，求解了喉衬前后搭接界面间隙在0mm，0.05mm，0.10mm，0.15mm，0.20mm下喷管热结构耦合问题，获取了材料内部温度场与应力场分布。结果表明，喉衬环向压应力与拉应力都随时间增加，先增大后减小。其次，随间隙增大，喉衬拉应力先减小后增大，喉衬压应力先增大后减小。再次，依据界面闭合与喉衬环向受力最小的准则，确定了喉衬前后间隙的相对最优值，前间隙相对最优值0.10mm，后间隙相对最优值0.05mm。本文数值方法可为喷管热防护材料界面搭接与喉衬界面间隙设计提供指导，也可应用于评估喷管热防护与结构强度安全余量。

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变循环涡扇冲压组合发动机发展现状及关键技术分析

王占学，张明阳，张晓博，周莉

摘要（427）

PDF （2813KB）（509）

2020, 41 (9): 1921-1934.

总结了国内外变循环涡扇冲压组合发动机的发展现状，对比分析了有/无能量传递构型的变循环涡扇冲压组合发动机的工作原理及优缺点。提炼了变循环涡扇冲压组合发动机的关键技术，包括总体性能仿真技术、高速宽工况风扇设计技术、加力/冲压燃烧室设计技术、热管理系统设计技术以及模态转换设计技术。基于国内需求和相关技术研究现状，给出了变循环涡扇冲压组合发动机后续重点研究方向的建议，包括发动机总体性能设计与仿真工具、发动机多设计点多学科耦合设计方法、发动机热管理系统设计与仿真建模以及关键部件的设计与试验。

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倾斜射流撞壁形成的液膜外形的理论建模

唐亮，李平，周立新，任孝文，张波涛

摘要（369）

PDF （1813KB）（502）

2021, 42 (2): 327-334.

倾斜射流撞击壁面在燃烧室液膜冷却、溅板式喷注器雾化等领域均有广泛应用。为了研究倾斜射流撞壁形成的液膜的基本形态、液膜边界大小，开展理论建模研究。通过建立在液膜边界的守恒方程及液膜在壁面上的厚度及速度分布关联式，形成一套能够求解倾斜射流撞击壁面后液膜形态及边界的理论方法。模型计算结果与文献中的实验结果对比表明，建立的模型能够较为准确地反映出壁面上液膜的基本外形。理论模型计算表明：液膜铺展面积随着射流速度和射流直径的增大而增大；当射流与壁面的夹角增大时，液膜流量分布的改变会导致液膜长度减小，宽度增大；模型计算结果能够反映出液膜边界随接触角增大而变小这一定性规律。

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深海潜水器推进器故障诊断技术研究进展

陈云赛，褚振忠，刘坤，杨磊，朱大奇

摘要（386）

PDF （1929KB）（487）

2020, 41 (11): 2465-2474.

介绍了深潜器的分类以及特点，分类分析了各深潜器推进力产生的方式，归纳总结了深潜器推进器的主要类型与分类特征，介绍了典型的5类深潜器推进器的构型与结构特点。按照深潜器推进器故障后的失效模式，分6类介绍了深潜器推进器常见的故障模式、诱因及其诊断方法。按照定性分析诊断、解析模型诊断与信号处理诊断分3类方法综述了当前深潜器推进器故障诊断技术研究的进展，对深潜器推进器及其故障诊断技术发展方向进行了探讨。

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一种针对液体火箭发动机可靠性的双线评估方法

谭永华，李健，贺元军，周海京，王亚龙，李福秋，刘金燕

摘要（338）

PDF （1969KB）（482）

2021, 42 (2): 421-430.

针对液体火箭发动机可靠性评估过程中试验数据利用不充分、主观性强、与设计改进关联不足等现状，给出了一种可靠性双线评估方法，在有限试车条件下提升可靠性评估结果的准确性，并从风险控制角度识别出发动机的薄弱环节。该方法采用两条主线开展可靠性评估，第一条线以发动机部组件试验数据为输入，以发动机工作时序为线索，识别发动机故障模式，建立可靠性模型，将部组件故障模式的发生概率带入可靠性模型中，采用不确定性传播算法，得到发动机可靠性先验分布。第二条线以发动机整机试验数据为输入，采用威布尔可靠性评估方法，得到发动机可靠性追加信息；随后采用贝叶斯方法进行双线融合，计算发动机可靠性的后验分布。通过可靠性双线评估方法，扩充了可靠性评估的数据来源，并从风险控制角度辨识了发动机的关键部组件及其故障模式，提升了可靠性评估的工程应用价值。

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水下燃料电池推进技术研究进展

路骏，白超，高育科，高慧中，王俊光，李程，孙盼，郭兆元，宗潇

摘要（384）

PDF （4216KB）（478）

2020, 41 (11): 2450-2464.

水下燃料电池推进系统具有能量转换效率和比能量高、振动噪声低、无尾气排放等诸多优势，可大幅提高无人潜航器的航程、航深和隐蔽性等关键性能，是水下推进领域极具发展潜力的技术方向。本文介绍了水下燃料电池推进系统组成和工作原理，归纳了国内外在无人潜航器、氢氧燃料电池和高能氢氧源方面的研究进展，探讨了水下燃料电池推进技术未来的发展重点。在氢氧燃料电池方面，应重点解决纯氧供应和闭式循环带来的排水、腐蚀等问题。在高能氢氧源方面，能量密度较高的是铝水反应制氢、柴油重整制氢和高氯酸锂制氧，应予以重点关注。

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大功率空间核电推进技术研究进展

李永,周成,吕征,叶东东,王戈,丛云天,刘镇星

摘要（1057）

PDF （2537KB）（467）

2020, 41 (1): 12-27.

大功率空间核电推进系统是空间核电源技术和大功率电推进技术的高度融合，具有高能量密度、超高比冲、较大推力的优势，可适用于超大型航天器轨道转移任务、远距离无人深空探测任务、载人火星等大型深空探测任务，能够极大地拓展人类深空探测的能力。本文针对大功率空间核电推进技术，对其工作原理和系统组成进行了介绍，同时开展了关键技术梳理，重点归纳了国内外在技术领域的研究历程和最新进展。

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壁面温度对斜爆震发动机进气道流动特性影响的数值研究

杜磊，孙波，代春良，卓长飞

摘要（379）

PDF （2873KB）（443）

2021, 42 (4): 950-960.

为研究壁面温度条件对层流、转捩、湍流状态下斜爆震发动机进气道流场结构、流场参数的影响，选取 Ma10级、具有曲面压缩段的斜爆震发动机进气道为研究对象进行数值模拟，对进气道壁面附近激波诱导分离区、热边界层的变化进行了深入探讨。数值模拟结果表明，进气道肩部圆弧过渡段出现的再层流化现象，壁面冷却对其起抑制作用，绝热壁面条件下再层流化程度最为严重。壁面温度的增加有利于延缓流动转捩，同时也导致了分离区尺寸的增加以及转捩、湍流状态下分离区主体位置逐渐前移，进气道内通道的转捩为分离诱导转捩，转捩位置主要受到分离点位置的影响，整体表现为壁面温度增加转捩位置前移。进气道出口顶板侧热边界层厚度随着壁面温度的增加逐渐变厚，转捩状态下热边界层厚度变化可达5%，温度峰值也随着壁面温度的增加逐渐增加，且峰值位置逐渐靠近壁面。壁面温度条件相同时，层流状态下热流、热边界层厚度均较小。转捩、湍流状态下进气道出口顶板侧热边界层较厚，约为层流状态3倍，同时转捩、湍流状态下热边界层厚度相差可达2%。

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斜爆轰发动机燃烧机理试验研究

张子健，韩信，马凯夫，张文硕，刘云峰，苑朝凯，姜宗林

摘要（389）

PDF （2443KB）（441）

2021, 42 (4): 786-794.

为了研究斜爆轰发动机的稳定燃烧机理，开展了飞行马赫数9的斜爆轰发动机的数值模拟研究和试验研究。设计了全尺度斜爆轰发动机模型，发动机的总长度为2.8m。采用两级进气道压缩，每级压缩角度均为15°。利用三个小支板在进气道前缘主流核心区中进行氢气的喷射和混合。采用带化学反应的雷诺平均N-S方程、SST k- ω模型以及9组分19步反应的基元反应模型，对氢气混合过程和发动机燃烧过程进行了数值模拟研究。结果表明，氢气在进气道内混合得比较均匀，在燃烧室内获得了稳定的斜爆轰流场和正爆轰流场。在激波风洞中开展了马赫数9状态下的斜爆轰发动机稳定燃烧机理试验研究，在50ms的风洞有效试验时间内获得了持续稳定的斜爆轰流场，试验结果与数值模拟结果吻合较好，表明在试验中形成了斜爆轰波。研究结果证明了斜爆轰发动机的技术可行性。

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斜爆轰波系在受限空间内的演变及其临界条件的数值研究

彭俊，马嘉文，杨鹏飞，胡宗民

摘要（433）

PDF （1636KB）（419）

2021, 42 (4): 738-744.

针对斜爆轰发动机简化模型，采用多组分基元化学反应流动数值模拟技术，数值分析了斜爆轰波系在受限空间内的宏观结构特征及其演变，并进一步分析了爆轰波系结构转变的临界条件。研究结果发现，随着楔面角度的增加，依次出现四种结构：激波诱导燃烧、斜爆轰波双规则反射、回流区马赫反射、楔面燃烧。对于稳定的波系结构，楔面压缩角同时存在下临界、亚临界以及超临界三种极限条件，在波系演变过程还伴随激波规则反射和马赫反射的转变。

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不同直径圆球诱导燃烧的振荡机制与频率特性

刘帅，张子健，滕宏辉

摘要（391）

PDF （2070KB）（418）

2021, 42 (4): 745-754.

为了分析不同直径圆球诱导振荡燃烧的规律，并揭示圆球大小在振荡燃烧现象中所发挥的深层次作用，采用二维轴对称Euler方程和基元反应模型，对不同直径的圆球在H ₂/air预混气体中诱导振荡燃烧的现象开展数值模拟研究。研究发现，振荡频率并不是简单地随直径增大而逐渐从高频向低频连续过渡，而是存在两次突变，形成了超高频、高频以及低频三种振荡燃烧模态。在两种模态间过渡时，振荡达到稳定状态前，会存在一段双频耦合的振荡阶段。三种不同振荡燃烧模态的产生是受到了不同振荡机制的作用，而两种模态间过渡时的双频耦合现象则是两种机制相互竞争的结果。

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基于有限单元热网络法的航空发动机主轴轴承热分析

潘迎，高文君，李坤，杜鼎新

摘要（232）

PDF （1493KB）（417）

2021, 42 (1): 149-155.

航空发动机主轴轴承温度场的精准预测对保证发动机润滑系统及整机稳定运转至关重要。针对传统热网络法精度低的问题，提出一种基于有限单元思想的有限单元热网络法。将轴承结构通过网格划分为有限个单元体，每个单元体设置一个温度节点代表该单元体的集总参数，节点间构建热阻关系并形成热网络，通过求解以温度为未知量的大型稀疏矩阵线性方程组来获得滚子轴承横截面的温度分布。该方法可以与轴承局部产热理论相结合，实现轴承局部产热的精准加载，完成温度场的精细化分析。通过与试验结果对比，本文方法对轴承外环表面中心线温度的预测结果与试验结果误差不超过13%。

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基于直接模拟蒙特卡洛方法的真空羽流不确定量化研究

陈浩,林震,刘成诚,张斌,刘洪

摘要（862）

PDF （1695KB）（404）

2020, 41 (1): 73-84.

真实流动环境下的真空羽流必然存在着各种不确定性，那么确定性输入条件的数值模拟必然会存在偏差，因此需进一步研究不确定性对羽流流动特征的影响规律。本文采用直接模拟蒙特卡洛（DSMC）方法，对不确定性输入的羽流流场进行模拟；采用稀疏的概率配置点方法对来流、壁面及模型参数等输入不确定量进行描述，对不确定性的传播和输出目标的平均值、方差及不确定度进行计算。研究表明，流场不确定性沿流线传播至流速最大处之后迅速增强，并在声速线前出现骤减的现象；传播至声速线之后，挡板壁面输入不确定性的影响凸显。其中最为显著的是，压力不确定度在挡板驻点位置达到全场最大值，约为输入不确定量（3.54%）的2.1倍。此外，温度跳跃不确定度受到壁面温度不确定性输入的限制而近似保持为一个恒定值，约为输入不确定度的0.8倍。进而，壁面热流不确定度（5.54%）比壁面正应力不确定度（6.25%）略小，切应力不确定度最小（5.07%）。Sobol’全局敏度分析表明，喉道速度和喉道压力的输入不确定性对气动力/热不确定度的贡献是最大的，且远远超过了壁面温度和模拟分子直径不确定性输入的贡献。

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基于自适应网格的钝头体激波诱导燃烧现象数值模拟研究

陈伟强，刘彧，王兰，肖保国

摘要（382）

PDF （1944KB）（396）

2021, 42 (4): 776-785.

钝头体激波诱导燃烧是爆震研究的一个基本问题。针对化学恰当量比的H ₂/Air预混气体在 Ma=4.79和 Ma=6.46时的激波诱导燃烧现象开展数值研究，采用基于有限体积法的块结构自适应网格加密程序AMROC，对带化学反应源项的轴对称Euler方程解耦求解，考察了数值模拟中不同形式的MUSCL重构格式、限制器类型以及化学反应机理等重要因素对模拟结果的影响。结果表明，程序能够根据设定的加密判据较好地实现网格自适应加密，减小总网格量，实现高效数值模拟。与实验数据的对比表明，非定常激波诱导燃烧算例的准确程度不仅取决于化学反应机理，也取决于限制器类型，而采用两种不同形式的MUSCL重构格式获得的振荡频率则几乎一致，与试验结果的误差分别为1.17%和0.97%。模拟对比经典的Jachimowski机理和近年来新发展的几种包含压力相关反应步的氢/氧反应机理，模拟结果表明：对于 Ma=4.79时的非定常激波诱导燃烧模拟，经典的Jachimowski机理仍然是能够给出与实验结果最接近的反应机理；而对于 Ma=6.46时的定常激波诱导燃烧模拟，几种反应机理均能给出与实验吻合较好的结果。

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