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含能碳氢燃料燃烧过程中微爆现象的研究进展综述
1
作者 杨卫娟 张帆 +3 位作者 杨丝鄅 刘建忠 王智化 周俊虎 《推进技术》 北大核心 2025年第4期1-13,共13页
微爆是液体燃料燃烧过程中发生的一种液滴自破碎的微观物理现象,对燃料燃烧具有显著影响。含能碳氢燃料因添加了铝、硼等固体颗粒,微爆现象的表现和影响更为复杂重要。本文以含能碳氢燃料燃烧过程中的微爆现象为研究对象,对其研究成果... 微爆是液体燃料燃烧过程中发生的一种液滴自破碎的微观物理现象,对燃料燃烧具有显著影响。含能碳氢燃料因添加了铝、硼等固体颗粒,微爆现象的表现和影响更为复杂重要。本文以含能碳氢燃料燃烧过程中的微爆现象为研究对象,对其研究成果进行综述,包括微爆的发现、微爆的表征描述、对燃烧的影响作用、影响微爆的各种因素和微爆发生机理等。总体看来,微爆本质上属于燃烧过程中的液滴二次雾化,产生了液滴自破碎、子液滴喷溅和燃料蒸汽喷发等现象,从传质角度强化了燃料着火、燃烧和燃尽。表面致密壳层的形成和液滴内的异相成核是产生液滴微爆的主要机理,添加剂和含能颗粒通过改变壳层结构和异相成核特性来影响微爆过程。今后微爆研究的迫切需求和发展趋势是研究更小尺度的单液滴或液滴群微爆现象,发展微爆定量表征方法和理论,微爆机理研究向表面壳层和异相成核汇聚深入,推进单液滴微爆过程的数值计算。 展开更多
关键词 微爆 碳氢燃料 含能颗粒 单液滴燃烧 综述
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各向异性材料针形翅片导热性能解析方法
2
作者 刘志伟 徐国强 +3 位作者 闻洁 董苯思 周雷 庄来鹤 《航空动力学报》 北大核心 2025年第8期333-342,共10页
构建了描述各向异性材料针形翅片导热问题的数学模型,通过无量纲化分析获得了影响翅片传热过程的无量纲准则数。采用分离变量、泰勒展开、积分平均等方法对微分方程进行解析求解,获得了翅片效率、翅片表面总传热速率等参数的解析计算方... 构建了描述各向异性材料针形翅片导热问题的数学模型,通过无量纲化分析获得了影响翅片传热过程的无量纲准则数。采用分离变量、泰勒展开、积分平均等方法对微分方程进行解析求解,获得了翅片效率、翅片表面总传热速率等参数的解析计算方法,并采用CFD数值结果验证计算精度。根据所提解析方法,分析了各向异性材料导热主轴的方向对翅片传热性能的影响规律。结果表明:在径向毕渥数取0.05~10、轴向毕渥数取0.005~10、交叉项毕渥数0.2~10、翅片长径比取2~20范围内,本研究所得公式的翅片效率计算偏差与数值方法相比不超过1.06%;由于温度分布具有周向对称性,因此当导热主轴在rOφ和φOz平面偏转时使主导热系数较大的导热主轴沿r向和z向有利于提升翅片的传热能力;当导热主轴在rOz平面偏转时,在给定边界条件、材料物性和翅片长径比的条件下,可以计算得到最佳的主轴偏转角度使翅片的传热能力最强,与α=0相比,传热速率的最佳强化效果可达2.97倍,为各向异性针形翅片的工程设计提供理论支撑。 展开更多
关键词 各向异性材料 针形翅片 导热特性 解析求解 翅片效率
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多源不确定性对涡轮部件气动与换热性能影响的研究进展
3
作者 邹正平 陈永超 +4 位作者 姚李超 王小京 罗佳奇 李维 曾军 《推进技术》 北大核心 2025年第10期1-44,共44页
几何与气动热力参数等客观偏差引起涡轮部件实际性能的随机波动,此影响在超高负荷等极端情况下显著增强,导致实际性能剧烈分散甚至出现“黑天鹅”事件;设计研究人员的主观认知不足也会干扰涡轮的设计和分析结果。因此,降低多源不确定性... 几何与气动热力参数等客观偏差引起涡轮部件实际性能的随机波动,此影响在超高负荷等极端情况下显著增强,导致实际性能剧烈分散甚至出现“黑天鹅”事件;设计研究人员的主观认知不足也会干扰涡轮的设计和分析结果。因此,降低多源不确定性影响对提升全寿命周期涡轮部件的实际性能具有重要意义。本文详细介绍了不确定性来源与分布特征、不确定性量化分析方法、不确定性对涡轮性能影响等方面的研究进展,探讨了如何在涡轮设计、制造和实际运行中抑制不确定性影响并提出了涡轮不确定性研究面临的挑战。已有研究表明:当前已针对不确定性来源与分布特征、不确定性量化分析方法、不确定性引起涡轮性能的随机波动等方面开展了广泛深入的研究,其中,识别不确定性来源并明确其分布特征、发展量化分析方法是量化不确定性对涡轮性能影响的基础;这些研究为发展计及不确定性影响的涡轮设计方法、制造工艺和运行-维护策略提供关键支撑。整体来看,在研究基础方面,仍须进一步补充全面充分的实测数据和涡轮复杂流动背后的物理知识,并不断发展稀疏高精度的量化分析方法,进而精确量化超高负荷等极端情况下不确定性对涡轮性能的显著影响,深入探究不确定性影响与流动状态非线性变化的耦合作用机制。在此基础上,全面发展计及不确定性影响的鲁棒性设计方法、制造工艺和运行-维护策略,以有效提升涡轮部件全寿命周期内的实际性能。 展开更多
关键词 涡轮 多源不确定性 分布特征 不确定性量化分析 非线性影响 鲁棒性设计 综述
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轮盘凸肩密封结构对封严特性影响的数值研究
4
作者 翟颖妮 汪晓明 +3 位作者 杜昆 刘存良 欧磊 李昆阳 《航空动力学报》 北大核心 2025年第7期28-36,共9页
为了改善主流燃气受到主流诱导和旋转诱导进入转静盘腔间隙造成涡轮盘过热的问题,提出在径向轮缘密封结构的凸肩不同位置设置矩形槽的3种改进结构以及两种拓展结构,采用雷诺平均NavierStokes(N-S)方程进行数值模拟对比研究了5种轮盘凸... 为了改善主流燃气受到主流诱导和旋转诱导进入转静盘腔间隙造成涡轮盘过热的问题,提出在径向轮缘密封结构的凸肩不同位置设置矩形槽的3种改进结构以及两种拓展结构,采用雷诺平均NavierStokes(N-S)方程进行数值模拟对比研究了5种轮盘凸肩密封结构的封严特性,讨论了不同位置开设矩形槽对转静盘腔间隙处燃气入侵和封严特性的影响。研究表明:模拟结果和实验数据趋势一致,验证了数值方法在封严特性研究上的可靠性。不同流量下,3种改进结构的封严特性均优于原径向结构,且在动盘侧凸肩上开设矩形槽的封严效果最好,该结构与原结构相比,封严效率在低封严流量下约提高了21%,高封严流量下燃气入侵截面的入侵面积减少了约33.8%。而基于该结构所拓展的两种结构,减小了凸肩处的换热面积,但也降低了封严性能,拓展并不合理。 展开更多
关键词 涡轮 盘腔间隙 轮缘密封 封严效率 燃气入侵
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氢能混动分布式热管理系统多热沉匹配与调控策略
5
作者 李海旺 高胜寒 +2 位作者 谢刚 余明星 何旭楠 《航空学报》 北大核心 2025年第9期50-62,共13页
氢能混合动力飞机引入大量多电设备,导致爬升工况热沉不足而巡航工况热沉冗余的热沉错配问题,无法满足散热需求。针对这一热管理问题,通过对干线客机氢能混动分布式热管理系统建模仿真,开展多热沉匹配与调控策略研究。首先,根据分布式... 氢能混合动力飞机引入大量多电设备,导致爬升工况热沉不足而巡航工况热沉冗余的热沉错配问题,无法满足散热需求。针对这一热管理问题,通过对干线客机氢能混动分布式热管理系统建模仿真,开展多热沉匹配与调控策略研究。首先,根据分布式热管理系统架构,提出了通过增大储液箱以匹配中间热沉与终端热沉的方案。其次,利用MATLAB-Simulink软件建立了分布式热管理系统仿真模型,分析了中间热沉容量与燃料电池最高温度的关系。最后,设计了启停控制策略以提高热管理系统性能。结果表明,基于多热沉匹配设计的热管理系统方案能使热管理系统满足散热需求,结合调控策略可降低热管理系统最大功率16.7%、飞行剖面能耗55.7%、燃油温度至多4.6℃,并降低系统代偿。 展开更多
关键词 氢能 混合动力 分布式 热管理 热沉
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基于强化学习的宽速域冲压发动机燃烧室一维压力分布控制方法研究
6
作者 聂聆聪 牟春晖 李帅衡 《推进技术》 北大核心 2025年第6期230-240,共11页
为提高冲压发动机燃烧室在宽速域范围内的性能,提出一种基于系数自适应调整熵正则化强化学习的宽速域几何可调燃烧室压力分布的控制方法,通过对燃烧室在一维流场上的压力分布监测与控制,实现该类燃烧室的宽速域高性能燃烧。本文采用熵... 为提高冲压发动机燃烧室在宽速域范围内的性能,提出一种基于系数自适应调整熵正则化强化学习的宽速域几何可调燃烧室压力分布的控制方法,通过对燃烧室在一维流场上的压力分布监测与控制,实现该类燃烧室的宽速域高性能燃烧。本文采用熵正则化强化学习方法,利用滑块位移、两个喷注流量,实现对燃烧室沿程压力一维分布形状的优化控制;提出适用燃烧室多压力点控制的自适应温度系数调整算法,提高对压力分布一维控制算法的训练收敛速度,同时建立适用于一维压力分布控制的动作抖动惩罚函数及随机训练策略,解决了执行机构抖动、算法的泛化性及延时鲁棒性差等问题;通过数值仿真验证了算法的有效性,结果表明压力分布控制均方误差最大1.44%,超调量最大2.76%,调节时间不超过0.5 s,符合工程实际应用需求。 展开更多
关键词 冲压发动机 宽速域燃烧室 压力控制 强化学习 最大熵正则化
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电极构型对等离子体激励改善气膜冷却特性影响的数值模拟研究
7
作者 张华磊 赵子晨 +1 位作者 崔连柱 李赫 《热能动力工程》 北大核心 2025年第6期11-22,共12页
为优化等离子体气动激励器电极构型布局形式,在保持激励强度不变(电压为16 kV,频率为14 kHz)的情况下,采用数值模拟的方法,对比分析了吹风比为0.4,0.7,1.0和1.3时直条形、波浪形和直角形3种电极构型激励器对平板气膜冷却特性的影响。研... 为优化等离子体气动激励器电极构型布局形式,在保持激励强度不变(电压为16 kV,频率为14 kHz)的情况下,采用数值模拟的方法,对比分析了吹风比为0.4,0.7,1.0和1.3时直条形、波浪形和直角形3种电极构型激励器对平板气膜冷却特性的影响。研究结果表明:在裸露电极和掩埋电极交界线的垂直截面上,3种电极构型等离子体激励器产生的电势和电动体积力分布类似;在诱导静止空气流动方面,直条形电极构型激励器仅具有流向诱导能力,流场展向方向上不存在对涡结构,直角形和波浪形电极构型激励器具有流向和展向诱导能力,其中直角形电极构型激励器流场展向方向上涡对的涡核间距小、涡结构尺寸大;与典型气膜冷却流场相比,直条形电极仅对肾形涡对起到流向方向的下洗诱导作用,提高气膜冷却效果最差,其他两种类型电极均对气膜冷却流场展向两侧形成逆反向旋转涡对起到诱导作用,抑制了肾形涡对的发展,改善气膜冷却效果显著;提高冷却效率方面,3种电极构型等离子体激励器下气膜冷却效率提高百分比均随着吹风比的增大而降低,吹风比为0.4时直条形、波浪形和直角形电极构型面平均气膜冷却效率分别提高了5.52%,42.56%和92.47%。 展开更多
关键词 等离子体气动激励 气膜冷却效率 电极构型 吹风比 体积力
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晶体测温技术及应用进展
8
作者 马宏伟 高若琳 +1 位作者 郭君德 刘蒙永 《推进技术》 北大核心 2025年第9期1-16,共16页
测温晶体因其体积小、高精度以及快速响应的优势,在高温涡轮部件温度测试中展现出广阔的应用前景。本文从标定方法、温度判读、传感器安装位置及其在高温涡轮部件中的应用四个方面,综述了近年来晶体测温技术的研究进展。介绍了测温晶体... 测温晶体因其体积小、高精度以及快速响应的优势,在高温涡轮部件温度测试中展现出广阔的应用前景。本文从标定方法、温度判读、传感器安装位置及其在高温涡轮部件中的应用四个方面,综述了近年来晶体测温技术的研究进展。介绍了测温晶体的晶格结构及辐照缺陷随退火温度变化的研究进展;阐述了标定与温度判读过程中表征晶体缺陷特征的重要参数及方法,包括衍射峰位置法、晶格肿胀法、电阻率法,分析了这些方法的研究进展、存在的问题,并对比了它们的测温精度及适用范围;梳理了晶体传感器的安装技术及其在航空发动机中的实际应用进展。 展开更多
关键词 涡轮叶片 晶体测温 辐照缺陷 晶格肿胀 温度判读 安装方法 综述
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智能航空发动机——本体智能化技术概述
9
作者 肖洪 肖达盛 +2 位作者 林志富 唐轲 于艾洋 《推进技术》 北大核心 2025年第6期1-15,共15页
智能化能提升什么、智能化的核心技术是什么、智能化靠什么实现,是目前在航空发动机领域应用智能技术面临的三个核心问题。本文从理解智能化思维与传统思维模式区别的角度去阐明上述三大问题,梳理航空发动机本体智能化的功能效用、核心... 智能化能提升什么、智能化的核心技术是什么、智能化靠什么实现,是目前在航空发动机领域应用智能技术面临的三个核心问题。本文从理解智能化思维与传统思维模式区别的角度去阐明上述三大问题,梳理航空发动机本体智能化的功能效用、核心技术和实现途径。通过文献梳理,总结出智能航空发动机与传统航空发动机的最大区别,即不在于结构和工作原理上的改变,而在于通过智能手段对数据利用的广度、深度和速度。可以进一步理解为,智能航空发动机摆脱了机械思维模式下追求参数因果关系的技术思路,转而追求大数据、多维度、高实时下的多源异构信息的关联性,从而能在常规技术水平下发挥出航空发动机的最佳性能,在新技术的匹配下更能实现发动机的性能跨越。 展开更多
关键词 智能航空发动机 本体智能化 功能效用 核心技术 实现途径 综述
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燃气轮机多系统联合仿真平台设计及开发
10
作者 王志涛 畅英杰 +1 位作者 郑培英 李铁磊 《航空发动机》 北大核心 2025年第4期1-9,共9页
燃气轮机是机、电、液耦合的复杂系统,采用仿真技术可以缩短其研制周期、降低试验风险,但仿真建模涉及不同学科,采用单一工具很难满足建模需求。为设计和开发一种适用于燃气轮机多系统联合仿真的软件工具,建立了基于功能模型接口(FMI)... 燃气轮机是机、电、液耦合的复杂系统,采用仿真技术可以缩短其研制周期、降低试验风险,但仿真建模涉及不同学科,采用单一工具很难满足建模需求。为设计和开发一种适用于燃气轮机多系统联合仿真的软件工具,建立了基于功能模型接口(FMI)协议的燃气轮机多系统联合仿真平台,采用C#/WPF和SQL Server进行了代码、用户界面和数据库的设计与开发。对功能模型单元(FMU)封装、仿真计算和数据存储等关键技术进行了研究,对燃燃联合动力装置进行了多系统联合仿真,并对燃气轮机多系统联合仿真平台的功能进行了验证。结果表明:该平台采用FMU代理模型实现了燃燃联合动力装置多系统联合仿真的功能,仿真结果准确且仿真计算速度与商业软件相比提升了1.84%。为研发设计人员提供了基于多维度、多系统、多软件的燃气轮机多系统联合仿真的高可靠性平台。 展开更多
关键词 燃气轮机 多系统联合仿真 仿真平台 标准化接口
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基于CFD技术的航空发动机进气流量管流量系数最佳测量截面研究
11
作者 王玉芳 王毅 《燃气涡轮试验与研究》 2025年第3期109-115,共7页
为探索航空发动机进气流量管流量系数沿流动方向的变化及其随进气马赫数的变化规律,采用CFD技术对流量管流量系数进行了计算,所得结果与试验测算所得结果基本一致。在此基础上,进一步研究了马赫数对不同测量截面位置流量系数的影响规律... 为探索航空发动机进气流量管流量系数沿流动方向的变化及其随进气马赫数的变化规律,采用CFD技术对流量管流量系数进行了计算,所得结果与试验测算所得结果基本一致。在此基础上,进一步研究了马赫数对不同测量截面位置流量系数的影响规律。结果表明:对于双扭线型流量管,在马赫数不变的情况下,随着测量截面沿流量管流动方向移动,边界层厚度逐渐增大,流量系数逐渐减小;在同一截面上,随着马赫数的增大,边界层厚度逐渐减小,流量系数逐渐增大。在不同截面上计算得到的流量相对误差不同,其中最小相对误差出现在0.25倍流量管平直段内径截面处,即认为该截面为该双扭线型流量管的最佳测量截面。 展开更多
关键词 航空发动机 流量管 测量截面 CFD技术 流量系数
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组合发动机加力燃烧室火焰状态光学图像监测方法研究 被引量：1
12
作者 罗雨馨 曹振 +8 位作者 彭江波 杨超博 张樱娜 胡斌 朱涛 李晓晖 刘文备 亓金浩 于欣 《推进技术》 北大核心 2025年第1期228-236,共9页
为防止发动机在运行过程中出现熄火等异常现象,本文报道了一种基于光学图像的非接触式发动机火焰实时在线监测方法,并在组合发动机加力燃烧试验台上开展了试验验证。利用高速相机采集组合发动机加力燃烧室内火焰的OH*自发辐射图像,通过... 为防止发动机在运行过程中出现熄火等异常现象,本文报道了一种基于光学图像的非接触式发动机火焰实时在线监测方法,并在组合发动机加力燃烧试验台上开展了试验验证。利用高速相机采集组合发动机加力燃烧室内火焰的OH*自发辐射图像,通过内嵌在现场可编程逻辑阵列(Field Program-mable Gate Array,FPGA)板中的图像处理系统实时处理图像并提取表征燃烧状态的火焰特征,利用阈值判断算法实现火焰状态的在线监测,其响应时间最快约为25 ms。此外,研究发现在临近熄火阶段,火焰面积脉动加快,火焰强度波动加剧,监测系统的高灵敏性使其具有捕捉熄火特征的能力,有望在未来实现对熄火等异常燃烧状态的预警。 展开更多
关键词 OH~*自发辐射 燃烧诊断 发动机火焰监测 火焰特征提取 非接触测量 火焰状态识别
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亚声速压气机平面叶栅风洞标准模型建立 被引量：1
13
作者 蔡明 高丽敏 +2 位作者 李瑞宇 欧阳波 刘波 《航空学报》 北大核心 2025年第2期114-131,共18页
平面叶栅风洞标模是轴流压气机设计体系建设以及推动平面叶栅试验技术标准化的关键。基于西北工业大学平面叶栅风洞完成了具有典型亚声速可控扩散叶型的压气机标模叶栅的设计和试验。采用自主建立的流场品质综合调控系统保证了标模叶栅... 平面叶栅风洞标模是轴流压气机设计体系建设以及推动平面叶栅试验技术标准化的关键。基于西北工业大学平面叶栅风洞完成了具有典型亚声速可控扩散叶型的压气机标模叶栅的设计和试验。采用自主建立的流场品质综合调控系统保证了标模叶栅的来流准确性、流场周期性以及展向二维性,在此基础上获取了标模叶栅的进气角特性、轴向密流比特性、叶片表面等熵马赫数分布以及叶栅尾迹分布,并与德国宇航院风洞公开的参考叶栅数据进行了对比。研究表明:标模叶栅流场周期性和准确性良好,具有4个连续通道的进口均匀区域和2个连续通道的出口周期性区域;测量通道的进口马赫数偏差不超过0.005,轴向密流比偏差不超过0.02;出口气流的周期性指数不超过2。与参考叶栅数据的对比表明,设计马赫数0.62下,标模叶栅和参考叶栅的损失、出气角、静压比随进气角的变化趋势基本一致。由于出口测量位置差异导致标模叶栅的损失和出气角较参考叶栅偏大,但静压比基本相同;2套叶栅的叶片表面等熵马赫数分布高度一致。总体而言,建立的标模叶栅试验数据全面、可靠性高。 展开更多
关键词 平面叶栅 风洞试验 标准模型 压气机叶栅 轴向密流比 周期性 二维性
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低红外特征涡扇发动机总体设计阶段性能与红外特性协同优化方法研究 被引量：1
14
作者 陈浩颖 刘轩恺 +2 位作者 石泽新 张海波 吉洪湖 《推进技术》 北大核心 2025年第9期17-34,共18页
针对带直二元喷管的涡扇发动机中红外抑制技术和安装性能矛盾的问题,本文基于发动机总体设计体系,开展面向全飞行任务段的装配直二元喷管涡扇发动机总体性能和红外特性协同优化研究。基于飞行器约束分析和任务分析获取先进战机海平面推... 针对带直二元喷管的涡扇发动机中红外抑制技术和安装性能矛盾的问题,本文基于发动机总体设计体系,开展面向全飞行任务段的装配直二元喷管涡扇发动机总体性能和红外特性协同优化研究。基于飞行器约束分析和任务分析获取先进战机海平面推力、起飞重量、全包线任务段油耗以及飞行器推力需求等;基于上述战机性能分析,提出两种设计方案建立带直二元喷管的涡扇发动机部件级模型,一是选用现有涡扇发动机,在其基础上换装二元喷管,二是设计全新的带直二元喷管涡扇发动机;利用排气系统红外预测方法对发动机红外特征进行分析;利用序列二次规划算法开展发动机性能和红外特性协同优化研究,对两种设计方案设计的发动机和现有涡扇发动机在全包线飞行任务段的控制计划进行优化,以提升发动机红外隐身特性和满足飞行任务总体性能需求。仿真结果表明,本文提出的协同优化方法可保证发动机在满足全任务段推力需求的前提下,提升发动机的经济性和红外隐身性。经过两方案对比分析,方案(a)建立的发动机无法满足飞行推力需求,最大安装推力损失达7.41%。而方案(b)建立的发动机不仅可满足全任务段性能需求,且显著降低发动机红外特征。由此可以看出航空发动机红外抑制技术必须要在发动机总体设计层面予以考虑。 展开更多
关键词 涡扇发动机 飞发一体化设计 直二元喷管 红外特征 总体性能
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航空发动机转速基准建模方法研究 被引量：1
15
作者 徐茂峻 刘金鑫 +3 位作者 金泽熙 欧阳汀益 赵小天 宋志平 《推进技术》 北大核心 2025年第2期258-265,共8页
针对现阶段燃油流量测量置信度低,导致其测量误差影响航空发动机实时动态模型准确性的问题,提出了以转速基准代替传统燃油基准的建模方法。该方法在传统部件级实时动态模型的基础上,将实测状态参数转速信号作为模型的参考目标,以燃油流... 针对现阶段燃油流量测量置信度低,导致其测量误差影响航空发动机实时动态模型准确性的问题,提出了以转速基准代替传统燃油基准的建模方法。该方法在传统部件级实时动态模型的基础上,将实测状态参数转速信号作为模型的参考目标,以燃油流量作为调整参数进行模型转速和实测转速之间的对准控制,间接实现对输入燃油的自动校正进而提升模型的准确性。此外,提出了一种改进的多约束PI控制算法,用于实现精准的转速对准控制。基于实际地面试车数据和模拟的燃油测量误差案例进行了建模方法验证,结果表明:所提出的转速基准模型较传统部件级模型相比,风扇转速、压气机转速、压气机后总压、涡轮后总温四个参数获得了更低的建模误差,其建模平均绝对误差分别降低了90.0%,55.6%,27.1%,29.0%,验证了该建模方法的有效性。 展开更多
关键词 航空发动机 部件级模型 燃油测量 转速基准 自校正
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跨音速风扇叶片变转速混合相积冰机制研究 被引量：1
16
作者 任虎虎 徐强仁 +3 位作者 王立志 李广超 赵巍 赵庆军 《工程热物理学报》 北大核心 2025年第3期752-760,共9页
为了获得转速对跨音速风扇转子叶片混合相积冰的影响规律,采用FENSAP-ICE软件对风扇转子叶片表面的积冰进行数值模拟研究。结果表明:风扇叶片在高转速情况下,积冰主要在压力面生成,过冷水滴与冰晶在流道中的速度从前缘至尾缘先增加后减... 为了获得转速对跨音速风扇转子叶片混合相积冰的影响规律,采用FENSAP-ICE软件对风扇转子叶片表面的积冰进行数值模拟研究。结果表明:风扇叶片在高转速情况下,积冰主要在压力面生成,过冷水滴与冰晶在流道中的速度从前缘至尾缘先增加后减小,收集系数自前缘至尾缘先增加,后减少,转速越高,水膜所受的离心力与气动力增大,水膜在前缘后再结冰,致使叶身的积冰厚度比前缘更厚;此外,表面未融化的冰晶由于过冷水在叶片上形成的水膜也被吸附收集,尾缘处水膜不存在的区域由于温度高于冰点,冰晶融化后吸附于尾缘形成积冰。通过对风扇转子叶片高转速混合相积冰的数值模拟,为飞行器高空飞行时预测风扇转子叶片混合相积冰提供了理论支撑。 展开更多
关键词 积冰 跨音速 风扇叶片 混合相 激波
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20 kHz空气射流激振技术及涡轮叶片高阶振动研究 被引量：1
17
作者 赵玉杰 李磊 +3 位作者 孙守义 伍佳伟 宋誉宇 岳珠峰 《推进技术》 北大核心 2025年第6期286-297,共12页
明确涡轮叶片的高阶振动特性,对研究高频振动导致的涡轮叶片高周疲劳失效问题具有重要作用。但是,由于现有激振技术限制,开展8 kHz以上的涡轮叶片高阶振动特性研究较为困难。重点研究了最高激振频率达20 kHz的空气射流激振试验技术,并... 明确涡轮叶片的高阶振动特性,对研究高频振动导致的涡轮叶片高周疲劳失效问题具有重要作用。但是,由于现有激振技术限制,开展8 kHz以上的涡轮叶片高阶振动特性研究较为困难。重点研究了最高激振频率达20 kHz的空气射流激振试验技术,并将其应用于涡轮叶片的高阶振动特性研究。空气射流激振技术基于空气射流原理,并利用喷嘴盘与待测叶片配合,使喷射出的高压空气形成简谐气流激励。采用理论分析与试验测试开展了空气射流激振技术验证,结果显示激振力除了出现设定激振频率外,还明显地出现了倍频成分,但其线性度S2,S3最大仅为11.63%与4.71%,表明空气射流激振技术具有良好的定频激振能力。将采用空气射流激振技术的涡轮叶片高阶振动特性结果与模态试验结果对比,前4阶固有频率的最大相对误差仅为1.49%,因此,空气射流激振试验技术可以准确地获得涡轮叶片的高阶振动特性。 展开更多
关键词 涡轮叶片 高周疲劳 简谐气流激励 空气射流激振 高阶振动特性
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出口宽高比对S弯喷管热固耦合响应的影响 被引量：2
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作者 程经理 黄盛 +1 位作者 周莉 王占学 《航空动力学报》 北大核心 2025年第2期81-98,共18页
为了明晰出口宽高比对S弯喷管流动传热和结构响应影响,采用基于计算结构动力学/计算流体力学(CSD/CFD)串行双向松耦合方法,研究了不同出口宽高比下的热固耦合响应影响。结果表明:弯曲构型作用下喷管整体热流密度分布不均匀,各处差异性较... 为了明晰出口宽高比对S弯喷管流动传热和结构响应影响,采用基于计算结构动力学/计算流体力学(CSD/CFD)串行双向松耦合方法,研究了不同出口宽高比下的热固耦合响应影响。结果表明:弯曲构型作用下喷管整体热流密度分布不均匀,各处差异性较大,而各个喷管分布类似;随着出口宽高比增加,第二弯处热流密度不断增加;喷管出口等直段存在旋涡结构,使得传热受阻。结构响应中,各个S弯喷管应力分布类似,但应力最大值位置存在包括喷管出口端和第二弯通道上壁面棱边两处。随着出口宽高比增加,最大应力不断增大,出现时刻提前,出口宽高比为10的喷管应力最大,相对于最小的应力最大值增加了28%,出现时刻提前23.84 s。 展开更多
关键词 出口宽高比 热固耦合 串行双向松耦合方法 S弯喷管 流动传热分析 结构响应
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第一弯出口面积比对S弯喷管热固耦合响应影响研究 被引量：2
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作者 程经理 黄盛 +1 位作者 周莉 王占学 《航空动力学报》 北大核心 2025年第3期153-168,共16页
为了明晰第一弯出口面积比对S弯喷管流动传热和结构响应影响,采用基于多物理耦合分析软件MPCCI的串行双向松耦合方法,研究了不同第一弯出口面积比下的热固耦合响应影响。结果表明:大曲率且多弯的结构构型作用下,S弯喷管整体热流密度分... 为了明晰第一弯出口面积比对S弯喷管流动传热和结构响应影响,采用基于多物理耦合分析软件MPCCI的串行双向松耦合方法,研究了不同第一弯出口面积比下的热固耦合响应影响。结果表明:大曲率且多弯的结构构型作用下,S弯喷管整体热流密度分布不均匀而各个喷管分布类似;各个喷管第一弯处上壁面传热最强,随着第一弯出口面积比的增加,第一弯处热流密度逐渐降低;喷管内部旋涡结构使得传热受阻。结构应力响应中,各个喷管最大应力皆出现在出口端上壁面;第一弯出口面积比为0.8的构型喷管在t=39.92 s时刻首先出现最大应力,且随着第一弯出口面积比的减小,各个喷管最大应力值出现时刻推迟,最大应力值也逐渐减小,相比第一弯出口面积比为0.5的喷管提前了7.12 s,应力最大值减小了7.4%。 展开更多
关键词 第一弯出口面积比 S弯喷管 热固耦合 串行双向松耦合方法 流动传热分析 结构响应
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轴扇转换式发动机最优转换点串行优化设计方法 被引量：1
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作者 纪创 汪勇 +2 位作者 王召广 宋劼 张海波 《推进技术》 北大核心 2025年第4期254-266,共13页
为满足停转式飞行器垂直起降与高速巡航时不同的动力需求,发动机需要在涡轴和涡扇工作模式之间进行转换。本文提出模式转换点串行优化方法,以实现轴扇转换式发动机最优模式切换。提出了一种带有核心机放气阀门轴扇转换式发动机方案,解... 为满足停转式飞行器垂直起降与高速巡航时不同的动力需求,发动机需要在涡轴和涡扇工作模式之间进行转换。本文提出模式转换点串行优化方法,以实现轴扇转换式发动机最优模式切换。提出了一种带有核心机放气阀门轴扇转换式发动机方案,解决了涡轴模式低功率输出时,风扇和核心机流量不平衡的问题,并基于部件法建立了其气动热力学模型,稳态仿真验证了该方案的可行性;结合停转式飞行器的推力谱,提出了最优转换点串行优化设计方法,构建了综合考虑平稳切换与发动机切换后加速裕度最大的动态变维数、变目标数值最优化问题,确定了模式转换时最优的飞行高度、前飞速度、低压涡轮转速以及几何可调机构输入集合。结果表明:最优的模式转换可调机构组合为内涵道尾喷管加动力涡轮导向器,相对于调节前,该组合可使转换后的核心机相对转速降低2.5%以上。 展开更多
关键词 轴扇转换式发动机 垂直起降飞行器 核心机放气阀门 部件级模型 最优转换点 串行优化
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