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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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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针栓喷注式MMH/NTO推力室燃烧及传热数值仿真

张连博,毛晓芳,汪凤山,徐旭

摘要（1537）

PDF （8436KB）（1038）

2015, 36 (10): 1487-1494.

为了研究针栓喷注器不同压降、动量比和雾化细度对燃烧室流场结构和推力室性能的影响，采用Euler-Lagrange方法对针栓喷注式双组元MMH/NTO自燃推进剂液体火箭发动机进行了燃烧流动与耦合传热数值仿真。燃料液滴喷射的初始条件由VOF方法计算获得，流场计算采用Realizable k-ε湍流模型及11组分4步反应化学动力学模型，流固耦合区域对流换热为耦合换热边界。结果显示，采用VOF方法获得的液滴初始喷射角度与实验值相差1.8%～3.5%；仿真计算室压与热试车结果相差2.73%。仿真研究表明:针栓喷注器的压降对燃烧室流场特性的影响要比动量比的影响更显著；对于内路为燃料外路为氧化剂的针栓喷注器而言，改善燃料路的雾化效果所获得的推力室性能比改善氧化剂路的雾化效果所获得的性能更敏感。

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长征五号运载火箭动力系统总体技术分析

李东, 王珏, 陈士强

摘要（576）

PDF （1500KB）（315）

2021, 42 (7): 1441-1448.

简要回顾长征五号运载火箭研制历程，结合国外运载火箭动力系统发展态势，系统梳理了长征五号运载火箭动力系统的设计准则和总体方案，详细介绍了与长征五号有关的新型大推力发动机、循环预冷、低温火箭POGO（液体运载火箭结构系统与动力系统动特性相互耦合而产生的纵向不稳定低频振动）抑制、高可靠增压输送、直径5m液氧/液氢模块动力系统试车、无人值守测试发射等一系列具有完全自主知识产权的动力系统关键技术。以长征五号运载火箭技术发展为牵引，提出了低温火箭发动机、全流程自动化测试发射、动力系统故障诊断、先进POGO抑制等技术发展建议，对火箭的长期停放及在轨的使用维护提出了改进建议。

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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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叶顶引气位置对自循环机匣处理扩稳能力的研究

晏松,楚武利

摘要（831）

2019, 40 (12): 2734-2742.

为了探究自循环机匣处理的引气口位置在叶顶变化时对压气机稳定性的影响，以亚声速压气机孤立转子为研究对象，采用数值模拟的方法对3种叶顶不同引气位置的自循环机匣处理方案进行了扩稳能力的研究。结果显示，引气位置在叶顶沿轴向变化时，3种引气位置获得的流量裕度分别为5.43%，22.77%，18.23%，扩稳能力呈现出先增强后减弱的趋势，引气位置越靠近叶顶低速阻滞区核心，扩稳能力越强。对自循环机匣处理后的叶顶流场进行分析，可知在叶顶引气的自循环机匣处理的扩稳机理在于：通过抽吸叶顶处低速阻滞流体和抑制叶顶泄漏流动来改善叶顶区的流动状况，从而达到扩稳目的。

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空间用空心阴极研究进展

郭宁,唐福俊,李文峰

摘要（1102）

2012, 33 (1): 155-160.

空心阴极是离子推力器、霍尔推力器、等离子接触器、空心阴极微推力器的核心组件。介绍了国外针对上述空间应用所进行的空心阴极研究进展,分析了国外空间用空心阴极技术的发展趋势,对我国空间用空心阴极技术发展思路提出建议。

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考虑进气道喉道非均匀流场影响的隔离段直连试验

曹学斌,朱守梅,满延进,易仕和,陈植

摘要（757）

PDF （5828KB）（607）

2015, 36 (4): 547-555.

为了研究进气道喉道非均匀流场对隔离段流动特性的影响，设计了能模拟隔离段入射激波和非对称附面层的直连试验装置，并进行了马赫数 3.0，3.4和 3.8的吹风试验，完成了壁面静压、纹影和 NPLS测量，获得了有效的试验数据。结果显示，唇口角对隔离段直连台的起动和耐反压能力影响非常大，随着唇口角度的增加，隔离段的极限反压降低，降低幅度达到 22%～32%。与均匀来流相比，激波串很难稳在隔离段入口附近，造成激波串极易被推出隔离段。激波串形态受隔离段入射激波和肩部附近附面层状态的影响较大。 NPLS测量系统观察到隔离段内部流场精细结构，如下壁面附面层的转捩现象、激波串的马赫盘、分离和滑移线等。

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超燃冲压发动机壁面热量的利用潜力分析

李新春,王中伟

摘要（669）

PDF （5017KB）（284）

2017, 38 (2): 275-280.

在高马赫数飞行下，用燃料冷却超燃冲压发动机壁面的冷却需求量大于发动机燃烧量。为了降低燃料的冷却量以及实现燃料冷却量和燃烧量的匹配，采用可用能分析法对超燃冲压发动机壁面热量的利用潜力进行分析。发动机壁面热量特性及燃料的冷却特性决定可用能大小。根据发动机壁面温度分布、热流密度分布及燃料的冷却过程温度分布计算可用能。该方法得出:在壁面最高温度为1200K时，传入壁面的热量为554.4kW，其中理论可用能为331.6kW。没有利用其热量实现热量转换时需要的燃料冷却流量为0.616kg/s，最大限度利用热量实现能量转换输出可用功时只需要燃料冷却流量为0.2476kg/s，降低了燃料的冷却需求量。

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航空发动机部件级模型实时性提高方法研究

殷锴,周文祥,乔坤,王鸿钧,黄金泉

摘要（1769）

PDF （6825KB）（341）

2017, 38 (1): 199-206.

基于大涵道比涡扇发动机部件级模型，从减少单次流路计算耗时和降低单步流路计算次数两方面研究提高模型实时性的方法。测试并分析了发动机各模块单步计算耗时，通过建立气体热力属性插值表，使模型单次流路计算耗时减少80%，在3.3GHz Intel CPU平台下模型单次流路计算耗时0.02ms，在168MHz STM32F407硬件平台下耗时1.55ms。研究了不同收敛残差对模型流路计算次数及仿真精度的影响。仿真结果表明:相比Newton-Raphson法，Broyden法流路计算次数更少；将迭代求解残差由0.0001调整至0.001或0.005，模型流路计算次数显著减少，低压转速仿真偏差在0.2%以内。

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封闭腔内旋转圆盘阻力扭矩特性和微沟槽减阻研究

梁桐，李家文，徐阳，蔡国飙

摘要（396）

PDF （2328KB）（126）

2021, 42 (7): 1512-1521.

为了研究旋转圆盘的微沟槽减阻的作用机理，结合离心泵圆盘减阻问题，采用数值模拟的方法对封闭腔体中旋转圆盘的流场进行了仿真计算，并对微沟槽减阻的效果和作用机理进行了分析。计算结果显示，较小的法向间隙和微沟槽都能够起到减阻作用，最大减阻率为13.1%。对壁面参数和流场结构的分析表明，产生减阻效应的原因是法向间隙和微沟槽改变了局部涡的结构和位置，从而改变了湍流强度和壁面旋转剪切应力分布，导致圆盘受到的扭矩减小。研究结果展示了旋转条件下微沟槽减阻效应的作用机理，支持了微沟槽结构在离心泵等旋转机械中提高性能和降低能耗的应用。

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复合材料高压气瓶的碳纤维缠绕设计和ANSYS分析技术

李玉峰,靳庆臣,刘志栋

摘要（1554）

PDF （12085KB）（1219）

2013, 34 (7): 968-976.

为了获得复合材料气瓶合理的有限元分析模型,并能够有效地掌握气瓶固有的变化规律,以不锈钢316L为内衬、碳纤维(T1000GB)/环氧树脂(BA202)为复合层的高压气瓶作为研究对象,介绍了一种采用螺旋缠绕与环向缠绕组合线型的缠绕设计方法。利用该方法确定复合层厚度、缠绕角、缠绕层数等参数,运用ANSYS程序,采用薄壁壳单元shell91建立了复合层多层结构模型,得出了气瓶应力、应变分布规律,并给出了气瓶疲劳破坏点和起裂点处失效参数的变化历程,最后,将ANSYS计算结果与试验实测结果作了比对分析,为定量化研究复合材料气瓶提供准确的数据支持。研究结果表明:ANSYS数值仿真结果与试验结果吻合良好,采用壳单元shell91可以比较正确地模拟复合层的多层结构；柱形复合材料气瓶破坏薄弱点位于筒体(靠封头)部位,气瓶受环向膨胀力影响较大,易使其沿纵向撕裂；随瓶内压力升高,薄壁内衬发生完全塑性变形,复合层仅发生弹性变形。 

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变循环发动机稳态控制规律设计的新方法

陈玉春,贾琳渊,任成,周超

摘要（1138）

PDF （6630KB）（746）

2017, 38 (10): 2262-2270.

变循环发动机(VCE)具有较多的可调参数，为了进行变循环发动机的多变量稳态控制规律优化设计，提出了用于变循环发动机稳态控制规律优化设计的一种新方法-逆算法。该方法基于敏感性系数矩阵，采用可调参数替换传统部件级性能计算模型中的独立变量，在给定变循环发动机主要状态参数和部件参数的条件下，实现了可调参数的求解，进一步完成发动机稳态控制规律的优化设计。对比表明，逆算法的计算精度和收敛速度与传统算法一致，收敛性得到了改善。对带有核心机驱动风扇(CDFS)的双外涵变循环发动机亚声速巡航的节流状态控制规律优化后，使得巡航推力下的安装耗油率比定几何的双外涵和单外涵发动机分别下降7.8%和16.4%，而地面安装耗油率最大降低约3.4%。结果表明，逆算法是变循环发动机稳态控制规律优化设计的一种有效途径。

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气膜孔与冲击孔面积比和动量比对加力燃烧室双层壁隔热屏综合冷却效率的影响

牛嘉嘉，刘存良，刘海涌，肖翔，林建府

摘要（204）

PDF （2741KB）（141）

2021, 42 (3): 601-611.

利用冲击/发散双层壁冷却结构可以有效加强冷却效果。针对加力燃烧室隔热屏高效冷却性能的发展要求，基于综合冷却效率模化理论和匹配原则，采用红外测温技术测量了加力燃烧室双层壁隔热屏的综合冷却效率分布，分析了气膜孔与冲击孔面积比（ A f / A i =1，2，3，4）和动量比（ I=0.02~0.88）等参数对加力燃烧室双层壁隔热屏冷却特性的影响规律。研究结果表明：综合冷却效率分布由冲击冷却、气膜冷却及冲击孔和气膜孔的相对位置决定。高冷效区域集中在冲击驻点附近和气膜覆盖的区域。沿着主流的流动方向，气膜板下游的综合冷却效率高于上游的综合冷却效率。随着动量比的增大，综合冷却效率增大。随着气膜孔与冲击孔面积比的增大，气膜板上游的综合冷却效率主要是由于冲击换热的增强而增大，气膜板中下游的综合冷却效率是由于冲击换热和气膜冷却效果的增强而增大。气膜孔与冲击孔面积比由1增大到3，面平均综合冷却效率提高72%，气膜孔与冲击孔面积比由3增大到4时，面平均综合冷却效率提高了12%。

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热水火箭发动机实验研究

孙巍伟,李世鹏,魏志军,陶欢,王宁飞

摘要（1272）

PDF （5055KB）（949）

2013, 34 (6): 854-859.

为了解热水火箭发动机的内弹道性能,分别在不同初始压强、不同喷喉直径、不同加水量的情况下进行了实验。获得了不同情况下发动机工作的数据。通过数据的分析,总结提出了发动机工作的四个阶段:初始段、过渡段、近似线性段和拖尾段；得出初始压强、喷喉直径、加水量对发动机内弹道性能的影响规律,同时发现了在发动机工作工程中,其压强曲线都是经历一个先急剧下降后缓慢下降的过程,但是当初始压强较低时,压强曲线在过渡段会出现一个短暂的先升后降的波动。分析得出:热水火箭发动机的比冲受初始压强值的影响较大,而与喷喉直径或者加水质量无关；常规火箭发动机的推力计算公式并不适用于热水火箭发动机。 

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空化对燃油喷嘴雾化的影响

王少林,黄勇,邹婷,刘志林

摘要（1568）

PDF （6464KB）（1150）

2014, 35 (3): 397-402.

燃油喷嘴内的液体流动在一定条件下会形成空化,进而影响喷嘴的雾化效果。应用高速摄像仪对圆形喷嘴内的空化以及喷口外的雾化进行了实验研究。实验所用喷嘴直径包括0.5mm,1.0mm,1.5mm和2.0mm,其中直径为1.5mm的喷嘴的长径比从2变化到9,实验工质为纯净水。实验发现,喷嘴内空化的形成是动态的,空化长度出现高频低幅脉动。对于喷嘴的收缩类型研究发现,急收型相比渐收型更易形成空化,并有增强雾化的效果。长径比相同的喷嘴,直径越大,达到超空化的喷射压力越大,雾化锥角也越大；直径相同的喷嘴,随长径比的增加,达到超空化的空化数逐渐减小,但射流的喷雾锥角没有明显的变化趋势,均在10°到20°之间。对比破碎模式规律,除了0.5mm的喷嘴外,所有喷嘴达到超空化后均为雾化模式。 

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双级旋流杯结构变化对点火特性的影响研究

康尧,林宇震,霍伟业,查晓晨,张弛

摘要（1214）

PDF （4831KB）（903）

2014, 35 (5): 675-680.

为了研究旋流杯文氏管和套筒结构的变化对燃烧室点火特性的影响，对两种结构不同的方案(方案 A 和 B )进行了燃烧室点火性能试验，并对这两种方案燃烧室头部进行了气流速度场的粒子图像测速仪(PIV)测量及喷雾分布和粒径的测量。试验结果表明:旋流杯文氏管和套筒结构的变化对燃烧室的头部流场、喷雾分布和粒径有很大影响，导致了两种方案燃烧室点火性能差异很大，方案 A 的燃烧室头部中心回流区、旋转射流扩张角和旋流杯出口喷雾锥角比方案 B 小，而喷雾粒径大于方案 B ，方案 B 的点火性能比方案 A 有明显改善。

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翼吊短舱形式运输机进气道阻力特性分析方法研究

高翔,李密,李秋锋

摘要（981）

PDF （9318KB）（198）

2019, 40 (1): 61-68.

为了解决飞机 /发动机一体化设计中进气道阻力确定的问题，以典型带动力装置运输机为研究对象，建立了其三维实体模型，开展了不同飞行高度、不同飞行马赫数及不同发动机状态的数值计算。根据计算结果，建立了进气系统阻力增量的确定方法，总结了附加前体力与短舱前罩力随捕获面积比、飞行高度、飞行马赫数的变化规律。结果表明:在 AGARD-CP-150中的推力 /阻力体系划分方法基础上，发动机状态及捕获面积比的改变会引起进气道阻力变化，飞行高度对短舱前罩力及附加前体力系数没有影响。

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S 型管内超临界航空煤油的裂解与结焦研究

赵晋杰，雷志良，鲍泽威，朱权，李象远

摘要（196）

PDF （2166KB）（253）

2021, 42 (3): 692-700.

再生主动冷却是超燃冲压发动机热防护的关键技术之一。为了探究冷却通道中弯管结构产生的二次流对碳氢燃料裂解与结焦特性的影响，使用S型圆管实验段进行了RP-3航空煤油超临界裂解结焦实验。重点考察了沿程壁温、产气率、气相产物分布以及S型管结焦沿程分布特征。实验结果表明：由于S型管的结构特点，沿程壁温和结焦分布均呈现出与直管相迥异的特征。在两个弯道区域，离心力产生的二次流加剧湍流混合，强化了局部换热，导致壁温下降。结焦率在弯道结构处出现小幅度局部峰值，在出口温度为700℃时，第二个弯道处平均结焦率比中间直管段提高了101%~170%。此外，还发现S型管产气率比直管更高，在出口温度为700℃时提高了10.2%~14.9%。而S型管的特殊结构对裂解的反应路径无明显影响，因此气相产物分布与直管并无明显差异。

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航空燃油齿轮泵滑动轴承非线性瞬态性能数值分析

朱嘉兴,李华聪,符江锋,刘显为

摘要（759）

PDF （2788KB）（348）

2020, 41 (2): 412-422.

为研究航空燃油齿轮泵滑动轴承在复杂交变载荷扰动下的瞬态润滑行为，建立了燃油齿轮泵滑动轴承的瞬态计算模型，该模型考虑了滑动轴承油膜空化边界的质量守恒和其所处非线性动态承载环境的影响。在此基础上使用批处理技术实现了燃油齿轮泵和滑动轴承的联合仿真计算，在滑动轴承的瞬态润滑计算过程中计入了燃油泵瞬态内流场和其动态载荷的耦合作用。以此进行轴心轨迹稳定性分析以及轴承瞬态润滑性能分析研究。研究结果表明：滑动轴承计算模型的计算结果与实验数据较为吻合，误差保持在1.2%以内；燃油齿轮泵的动态载荷对轴心轨迹的影响体现在轨迹未稳定段偏移的增大以及静平衡位置的消失；通过不同关键参数的对比研究发现：合理的增大宽径比或减小间隙比可以获得更为理想的轴心轨迹静平衡位置。间隙比由0.2%增至0.6%时，未稳定阶段轴心位置的变化趋势由双峰变为单峰，速度稳定段曲线的波动幅值先增大后趋于不变；当宽径比由0.6增至1.2时，全周期内速度响应曲线的偏移降低；在轴承瞬态润滑特性中,轴承载荷变化对于泄漏流量具有较强的敏感性，而对最小油膜厚度的敏感性较差。

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