推進(jìn)技術(shù)最新期刊目錄

燃?xì)廨啓C(jī)透平替代冷卻工質(zhì)：過去、現(xiàn)在與未來————作者：楊星;龍澤;梁云山;張夢(mèng)馨;豐鎮(zhèn)平;

摘要：隨著燃?xì)廨啓C(jī)進(jìn)口溫度的進(jìn)一步提升，結(jié)構(gòu)改型已不能滿足其冷卻需求，研究者開始逐漸將目光轉(zhuǎn)向具有更強(qiáng)傳熱能力的冷卻工質(zhì)。基于這一現(xiàn)狀，本文首次系統(tǒng)梳理并總結(jié)了目前針對(duì)水、水霧、蒸氣、液態(tài)金屬、碳?xì)淙剂稀⒑娇彰河汀�氫冷卻工質(zhì)、納米流體以及納米氣溶膠工質(zhì)的傳熱冷卻性能的研究結(jié)果，分析了替代工質(zhì)的優(yōu)缺點(diǎn)和應(yīng)用于燃?xì)廨啓C(jī)透平葉片冷卻的可能性。同時(shí)簡(jiǎn)單概括了冷卻強(qiáng)化結(jié)構(gòu)的發(fā)展情況和研究現(xiàn)狀，最后將替代工質(zhì)的傳熱...

引射進(jìn)氣構(gòu)型對(duì)引射進(jìn)氣與主次流相互作用特性影響實(shí)驗(yàn)研究————作者：李新珂;姚達(dá)豪;渠鎮(zhèn)銘;陳文娟;羅飛騰;龍垚松;

摘要：RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)引射模態(tài)是由一次火箭射流與二次空氣流之間的主次流相互作用主導(dǎo)的，其對(duì)于引射進(jìn)氣特性、模態(tài)性能具有關(guān)鍵性影響。基于典型支板火箭RBCC流道特征模型，從收縮幾何、流動(dòng)組織角度進(jìn)行了四個(gè)不同進(jìn)氣構(gòu)型的寬工況冷噴流引射實(shí)驗(yàn)，獲得了引射進(jìn)氣特性、主次流相互作用內(nèi)流特性與規(guī)律。研究結(jié)果表明：隨著一次流流量、總壓比增加，二次流進(jìn)氣馬赫數(shù)、流量逐漸增大至某一最大值，而引射流量比呈先增加后減小的趨勢(shì)，...

解析與數(shù)值融合的轉(zhuǎn)子葉尖變形快速預(yù)測(cè)方法及應(yīng)用————作者：張家鍔;于平超;蔣科;陶玄君;張大義;

摘要：面向發(fā)動(dòng)機(jī)間隙設(shè)計(jì)的快速化精細(xì)化需求，提出一種解析與數(shù)值融合的轉(zhuǎn)子葉尖變形預(yù)測(cè)方法，該方法融合了復(fù)雜彎掠葉片變形快速解析計(jì)算、復(fù)雜構(gòu)型輪盤變形自動(dòng)數(shù)值求解、葉盤榫連接修正等過程，可實(shí)現(xiàn)離心、溫度及其耦合作用下葉尖變形的高速準(zhǔn)確計(jì)算。將所提方法應(yīng)用到實(shí)際發(fā)動(dòng)機(jī)壓氣機(jī)/渦輪葉尖變形預(yù)測(cè)，并與實(shí)體有限元方法和文獻(xiàn)中純解析方法進(jìn)行對(duì)比。結(jié)果表明：所提方法預(yù)測(cè)得到的葉尖變形值與實(shí)體有限元計(jì)算結(jié)果誤差小于2%...

變推力固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)喉栓型面的逆向設(shè)計(jì)————作者：鄭涵勻;李文韜;梁國柱;

摘要：喉栓的型面設(shè)計(jì)結(jié)果直接決定噴管實(shí)際喉部面積的變化規(guī)律，影響喉栓式固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)推力的調(diào)控水平。本文以發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)需求為導(dǎo)向，對(duì)喉栓型面的逆向設(shè)計(jì)方法進(jìn)行研究，根據(jù)所需的推力變化關(guān)系反設(shè)計(jì)出喉栓型面，并通過數(shù)值模擬對(duì)逆向設(shè)計(jì)結(jié)果進(jìn)行驗(yàn)證。推導(dǎo)了適用于錐形噴管的喉栓型面的控制方程組，根據(jù)等效喉部面積與喉栓行程的關(guān)系求解方程組反設(shè)計(jì)出喉栓型面。提出了確定等效喉部面積與喉栓行程關(guān)系的算法，建立了喉栓型面的完...

氫燃料航空發(fā)動(dòng)機(jī)熱管理研究綜述————作者：葉一琳;柳山林;劉麗平;胡彥孜;肖為;曹俊;楊衛(wèi)華;

摘要：受環(huán)境變化的影響，近年來針對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)碳排放的要求越來越高。由于氫燃能完全消除溫室氣體排放，近年來氫燃料航空發(fā)動(dòng)機(jī)日益受到關(guān)注和重視。受氫燃料有別于傳統(tǒng)燃料物理性質(zhì)的影響，熱管理系統(tǒng)的研究已成為推動(dòng)氫燃料航空發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)展至關(guān)重要的因素之一。本文簡(jiǎn)要介紹了傳統(tǒng)航空發(fā)動(dòng)機(jī)熱管理方案以及系統(tǒng)架構(gòu)，以此為立足點(diǎn)提出了適用于氫燃料航空發(fā)動(dòng)機(jī)的熱管理方案，梳理了適用于氫燃料航空發(fā)動(dòng)機(jī)的換熱器類型、換熱器設(shè)計(jì)工作...

含砂塵環(huán)境服役下渦輪葉片冷卻特性研究進(jìn)展————作者：葉林;李維;王新羽;曾飛;李洋;劉存良;高文舉;鄭天一;

摘要：氣固兩相流現(xiàn)象普遍存在于自然界及工業(yè)生產(chǎn)中，當(dāng)砂塵顆粒被吸入到航空發(fā)動(dòng)機(jī)后，經(jīng)高溫燃?xì)饧訜岬纳皦m顆粒呈熔融態(tài)，極易在渦輪表面發(fā)生沉積現(xiàn)象，其造成的結(jié)構(gòu)損傷影響著局部冷卻特性，長(zhǎng)時(shí)服役下的冷效衰退存在著部件燒蝕等隱患問題。本文解耦沉積損傷將其劃分為：表面粗糙度增大、氣膜孔內(nèi)堵塞、表面凸凹障礙物，并歸納整理了上述損傷形式的結(jié)構(gòu)參數(shù)和研究范圍。在此基礎(chǔ)上圍繞氣膜冷卻效率和外部對(duì)流換熱系數(shù)，概述了沉積損傷...

低紅外特征渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)總體設(shè)計(jì)階段性能與紅外特性協(xié)同優(yōu)化方法研究————作者：陳浩穎;劉軒愷;石澤新;張海波;吉洪湖;

摘要：針對(duì)帶直二元噴管的渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)中紅外抑制技術(shù)和安裝性能矛盾的問題，本文基于發(fā)動(dòng)機(jī)總體設(shè)計(jì)體系，開展面向全飛行任務(wù)段的裝配直二元噴管渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)總體性能和紅外特性協(xié)同優(yōu)化研究。基于飛行器約束分析和任務(wù)分析獲取先進(jìn)戰(zhàn)機(jī)海平面推力、起飛重量、全包線任務(wù)段油耗以及飛行器推力需求等；基于上述戰(zhàn)機(jī)性能分析，提出兩種設(shè)計(jì)方案建立帶直二元噴管的渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)部件級(jí)模型，一是選用現(xiàn)有渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)，在其基礎(chǔ)上換裝二元噴管，二是...

懸臂式變幾何渦輪氣動(dòng)性能數(shù)值模擬研究————作者：蔣筑宇;邱名;張傳海;王國良;

摘要：當(dāng)前懸臂式可調(diào)導(dǎo)葉已有所應(yīng)用，為探索懸臂式變幾何渦輪的氣動(dòng)特性，利用數(shù)值模擬方法著重對(duì)比研究了兩種變幾何渦輪氣動(dòng)性能。將某型等外徑渦輪改造為常規(guī)變幾何渦輪和懸臂式變幾何渦輪，采用定常數(shù)值模擬對(duì)兩種變幾何渦輪進(jìn)行氣動(dòng)計(jì)算，并分析了可調(diào)導(dǎo)葉球面端壁、葉端間隙和安裝角變化對(duì)變幾何渦輪性能的影響。結(jié)果表明球面端壁使渦輪流量提高了約1.16%，效率提高了0.0023。相比球面端壁渦輪，懸臂式變幾何渦輪流量提...

穩(wěn)態(tài)溫度畸變發(fā)生裝置氣動(dòng)特性研究與優(yōu)化————作者：魏凡博;武卉;張志博;陳業(yè)輝;

摘要：本文面向大流量穩(wěn)態(tài)溫度畸變場(chǎng)模擬需求，開展了電加熱式穩(wěn)態(tài)溫度畸變發(fā)生裝置氣動(dòng)特性研究與優(yōu)化工作。基于數(shù)值仿真方法，分析了畸變裝置單扇區(qū)流場(chǎng)的流動(dòng)機(jī)制，探討了關(guān)鍵結(jié)構(gòu)參數(shù)對(duì)扇區(qū)出口溫度場(chǎng)的影響規(guī)律，完成了單扇區(qū)構(gòu)型優(yōu)化設(shè)計(jì)，并據(jù)此構(gòu)建了畸變裝置全環(huán)模型并進(jìn)行了試驗(yàn)驗(yàn)證。研究結(jié)果表明：加熱扇區(qū)內(nèi)，由于加熱管與壁面間隙內(nèi)低溫流體的影響，出口截面存在較為明顯的徑向溫度畸變；通過優(yōu)化單扇區(qū)通道結(jié)構(gòu)中加熱管上...

基于雙流故障網(wǎng)絡(luò)的轉(zhuǎn)子系統(tǒng)振動(dòng)故障診斷方法————作者：王志;郭偉軍;田晶;張鳳玲;劉玉;

摘要：針對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)子系統(tǒng)故障特征難以檢測(cè)且噪聲干擾嚴(yán)重，而現(xiàn)有方法在處理復(fù)雜工況下的非線性振動(dòng)信號(hào)時(shí)，普遍存在特征表征能力不足和抗噪性能差等問題，設(shè)計(jì)了一種基于深度殘差收縮網(wǎng)絡(luò)（Deep Residual Shrinkage Networks， DRSN）和Transformer的雙流故障診斷網(wǎng)絡(luò)(DS-ESAFNet)。構(gòu)建了一種將時(shí)間和通道注意力機(jī)制自適應(yīng)融合的混合注意力機(jī)制（ESA），增強(qiáng)模型...

帶有交錯(cuò)裝配間隙的渦輪葉片端壁氣膜冷卻數(shù)值研究————作者：鄧偉;葉林;梁喜源;王文璇;劉存良;李鵬剛;牛夕瑩;

摘要：渦輪級(jí)間裝配間隙顯著影響著端壁表面換熱分布及氣膜射流流場(chǎng)結(jié)構(gòu)。針對(duì)該種裝配間隙致使的端壁冷卻效率衰減問題，本文設(shè)計(jì)了一種帶有交錯(cuò)裝配間隙的Z型槽結(jié)構(gòu)，采用SST k-ω湍流模型數(shù)值模擬對(duì)比了Z型槽結(jié)構(gòu)與傳統(tǒng)縫隙的冷卻性能差異及影響機(jī)制，探究了轉(zhuǎn)角段角度對(duì)帶有交錯(cuò)裝配間隙的渦輪葉片端壁氣膜冷卻性能及流動(dòng)摻混結(jié)構(gòu)的影響規(guī)律。研究結(jié)果表明，Z型槽裝配間隙結(jié)構(gòu)可以有效地避免葉柵通道喉部附近端壁表面未冷卻高...

冷氣驅(qū)動(dòng)先導(dǎo)式燃?xì)忾y門工作性能研究————作者：王志新;程煜;潘帥兵;潘科瑋;楊永強(qiáng);陳曉龍;張亮;

摘要：固體姿軌控發(fā)動(dòng)機(jī)采用燃?xì)忾y門作為其執(zhí)行機(jī)構(gòu)，能夠?qū)崿F(xiàn)空間多向推力的可控輸出。針對(duì)復(fù)雜飛行任務(wù)中對(duì)固體姿軌控動(dòng)力的需求，研制冷氣驅(qū)動(dòng)先導(dǎo)式燃?xì)忾y門，采用搭建的冷氣實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)，驗(yàn)證了燃?xì)忾y門可靠切換作動(dòng)；通過匹配設(shè)計(jì)的雙脈沖燃燒室，搭載三燃?xì)忾y門完成2次熱加載環(huán)境下的性能考核，結(jié)果表明：2個(gè)脈沖工作期間燃?xì)忾y門全過程工作正常，開啟響應(yīng)時(shí)間在15 ms內(nèi)，關(guān)閉響應(yīng)時(shí)間在14 ms內(nèi)。極端工況下，最高能夠響...

氫燃料適應(yīng)性改進(jìn)對(duì)不同量級(jí)渦槳發(fā)動(dòng)機(jī)特性影響分析————作者：梁振欣;肖為;時(shí)瑞軍;李定乃;

摘要：為了研究氫燃料適應(yīng)性改進(jìn)對(duì)渦槳發(fā)動(dòng)機(jī)特性以及不同熱力循環(huán)參數(shù)下渦槳發(fā)動(dòng)機(jī)性能的影響，建立了與試驗(yàn)數(shù)據(jù)相匹配的某型燃油渦槳發(fā)動(dòng)機(jī)及其氫燃料適應(yīng)性改進(jìn)后發(fā)動(dòng)機(jī)的總體性能仿真模型，計(jì)算分析了氫燃料適應(yīng)性改進(jìn)前后發(fā)動(dòng)機(jī)特性以及不同熱力循環(huán)參數(shù)下的發(fā)動(dòng)機(jī)性能。結(jié)果表明，氫燃料適應(yīng)性改進(jìn)會(huì)使發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪流通能力減小、渦輪做功能力增大、燃料消耗率大幅下降；采用等輸出功率控制規(guī)律和等燃?xì)鉁u輪物理轉(zhuǎn)速控制規(guī)律時(shí)，能使...

整體式固液雙燃燒室火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)性能優(yōu)化研究————作者：趙文勝;方冠林;阮有鋼;魏卓慧;郭金鑫;何勇攀;

摘要：為適應(yīng)空基平臺(tái)內(nèi)埋彈艙嚴(yán)格的空間尺寸需求，本文提出了采用無噴管助推器、雙旁側(cè)進(jìn)氣道布局的整體式固液雙燃燒室火箭沖壓組合發(fā)動(dòng)機(jī)（Integral solid-liquid dual-combustor ramjet combined rocket propulsion,IDRR）方案。以巡航點(diǎn)性能為優(yōu)化目標(biāo)，進(jìn)行助推級(jí)、巡航級(jí)兩級(jí)性能聯(lián)合優(yōu)化研究。以助推級(jí)入口截面裝藥外徑及裝藥傾角為研究變量，采用一...

渦輪葉片前緣強(qiáng)化旋流-氣膜復(fù)合冷卻實(shí)驗(yàn)研究————作者：左秋儒;李菲;熊逸輝;饒宇;

摘要：為提升渦輪葉片前緣的冷卻性能，提出了一種結(jié)合內(nèi)部突脊壁面與偏置射流的新型前緣旋流-氣膜冷卻方案。通過穩(wěn)態(tài)紅外熱像技術(shù)，對(duì)沖擊-氣膜冷卻、旋流-氣膜冷卻以及突脊旋流-氣膜冷卻的傳熱與壓力損失特性進(jìn)行了實(shí)驗(yàn)研究，重點(diǎn)探討了吹風(fēng)比對(duì)冷卻性能的影響。研究結(jié)果表明，在相同吹風(fēng)比條件下，突脊旋流-氣膜冷卻展現(xiàn)出最高的綜合冷卻效率。突脊結(jié)構(gòu)有效強(qiáng)化了內(nèi)部換熱，并優(yōu)化了冷氣在葉片前緣的分布，從而顯著提升氣膜冷卻效...

鈍頭體逆向噴流中的物質(zhì)與熱量輸運(yùn)屏障及其熱防護(hù)機(jī)制研究————作者：蔣皓;何燁帆;梁小妮;張家忠;

摘要：結(jié)合數(shù)值模擬方法和Lagrangian擬序結(jié)構(gòu)（Lagrangian coherent structures， LCSs）對(duì)鈍頭體逆向噴流中的物質(zhì)與熱量輸運(yùn)屏障進(jìn)行了深入研究，以揭示逆向噴流對(duì)超聲速飛行器前緣的熱防護(hù)機(jī)制。采用SST k-ω湍流模型，對(duì)來流馬赫數(shù)Ma=3.98和噴流壓比分別為0.4、0.6和0.8條件下的鈍頭體逆向噴流流場(chǎng)進(jìn)行了模擬。基于對(duì)流場(chǎng)特性的分析，探討了不同噴流壓比對(duì)流場(chǎng)的...

環(huán)境參數(shù)對(duì)等離子體強(qiáng)化煤油液滴蒸發(fā)著火特性的影響研究————作者：鄭直;周思引;陳琪;袁姝蕙;吳剛強(qiáng);聶萬勝;

摘要：煤油液滴蒸發(fā)著火特性關(guān)乎液體空天動(dòng)力裝置工作性能，為掌握不同環(huán)境參數(shù)下等離子體對(duì)煤油液滴蒸發(fā)著火的影響，建立了等離子體強(qiáng)化煤油液滴蒸發(fā)燃燒模型，采用松耦合方法研究了不同環(huán)境溫度和壓力下等離子體對(duì)煤油液滴蒸發(fā)燃燒特性影響，結(jié)果表明：借助等離子體化學(xué)動(dòng)力學(xué)效應(yīng)，反應(yīng)釋熱發(fā)生變化，使得當(dāng)?shù)匾旱握舭l(fā)速率有所提升，縮短液滴進(jìn)入轉(zhuǎn)換區(qū)的時(shí)間，顯著縮短火焰溫度上升時(shí)間及火焰高溫區(qū)持續(xù)時(shí)間，但其本身不改變液滴著火...

燃燒室出流影響下的高壓渦輪氣熱機(jī)理及設(shè)計(jì)研究綜述————作者：王志多;王志豪;張文豪;李若誠;汪翔宇;豐鎮(zhèn)平;

摘要：隨著航空發(fā)動(dòng)機(jī)/燃?xì)廨啓C(jī)渦輪氣熱設(shè)計(jì)技術(shù)的發(fā)展和對(duì)渦輪氣熱性能要求的持續(xù)提升，燃燒室出口不均勻溫度場(chǎng)和流場(chǎng)影響下的高壓渦輪氣熱機(jī)理及設(shè)計(jì)問題引起了廣泛關(guān)注。對(duì)不同燃燒室出口溫度場(chǎng)和流場(chǎng)的關(guān)鍵特征及其表征方法進(jìn)行了介紹。著重討論了燃燒室出口熱斑溫度場(chǎng)、總壓場(chǎng)、旋流場(chǎng)等對(duì)高壓渦輪氣熱特性的影響機(jī)理，從氣動(dòng)性能、流場(chǎng)結(jié)構(gòu)、傳熱規(guī)律和冷卻特性等方面進(jìn)行了分析，并討論了燃燒室-渦輪一體化仿真、耦合試驗(yàn)以及渦...

基于全三維設(shè)計(jì)方法的寬域RBCC進(jìn)氣道設(shè)計(jì)分析————作者：楊紫寧;金志光;丁玥;劉銳;周航;

摘要：針對(duì)一般三維空間、非均勻來流條件的超聲速流場(chǎng)反設(shè)計(jì)，以基于空間流線的特征線計(jì)算方法為基礎(chǔ)，給出了一種全三維設(shè)計(jì)方法獲得進(jìn)氣道壁面。進(jìn)一步地，針對(duì)RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)寬廣的工作范圍，應(yīng)用全三維進(jìn)氣道設(shè)計(jì)方法得到設(shè)計(jì)實(shí)例，并通過數(shù)值仿真得到了全三維寬域RBCC進(jìn)氣道方案的工作特性與總體性能。結(jié)果表明，采用全三維進(jìn)氣道設(shè)計(jì)方法，能夠進(jìn)一步豐富進(jìn)氣道的三維前緣線形狀，并合理分配內(nèi)/外和頂/側(cè)向壓縮量，提升傳統(tǒng)內(nèi)...

基于振蕩射流的氣動(dòng)矢量噴管熱態(tài)試驗(yàn)及數(shù)值模擬研究————作者：陶源;賈曉東;侯海玉;馬梁;羅斌;王士奇;

摘要：氣動(dòng)矢量控制技術(shù)相比于機(jī)械矢量控制在結(jié)構(gòu)質(zhì)量以及調(diào)節(jié)響應(yīng)速率上具有優(yōu)勢(shì)，是未來先進(jìn)飛行器的關(guān)鍵技術(shù)之一。為評(píng)估振蕩射流激勵(lì)的氣動(dòng)矢量噴管在發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)環(huán)境下的應(yīng)用效果，本文利用微型渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)開展了引氣射流試驗(yàn)和數(shù)值模擬研究。結(jié)果表明：振蕩射流激勵(lì)的氣動(dòng)矢量噴管具有較高的控制效率，僅消耗2%的發(fā)動(dòng)機(jī)引氣量可以實(shí)現(xiàn)17°的推力矢量偏轉(zhuǎn)，同時(shí)軸向推力損失小于10%；進(jìn)一步的數(shù)值模擬研究表明，振蕩射流相比于...

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