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脉冲爆震燃气冲击下涡轮性能及其优化策略研究进展
1
作者 郑龙席 刘可心 +2 位作者 卢杰 肖治邑 黄康 《航空动力学报》 北大核心 2025年第10期403-414,共12页
脉冲爆震燃烧室出口强非稳态燃气对涡轮性能有显著影响,脉冲爆震燃烧室与涡轮部件匹配问题是制约脉冲爆震涡轮发动机研制的难点之一。鉴于此,为了理清脉冲爆震燃气冲击下涡轮性能及其优化策略的研究进展,以脉冲爆震燃烧室排气特性为切入... 脉冲爆震燃烧室出口强非稳态燃气对涡轮性能有显著影响,脉冲爆震燃烧室与涡轮部件匹配问题是制约脉冲爆震涡轮发动机研制的难点之一。鉴于此,为了理清脉冲爆震燃气冲击下涡轮性能及其优化策略的研究进展,以脉冲爆震燃烧室排气特性为切入点,简要介绍了排气流场的流动特征和演化过程。然后,从理论分析、实验测试和数值仿真这3个方面,总结归纳了脉冲爆震燃气冲击下的涡轮性能评估方法、涡轮工作特性、涡轮内部流动特性及损失机理等关键问题的研究现状。在此基础上,提出了脉冲爆震燃气冲击下涡轮性能的优化策略,包括稳压装置、激波衰减装置、涡轮叶型优化设计等,并指出多种优化策略的有机融合是未来的研究方向之一。最后,梳理了西北工业大学在脉冲爆震燃烧室与涡轮部件匹配领域的研究成果,并展望了该领域仍有待突破的关键问题。 展开更多
关键词 脉冲爆震涡轮发动机 脉冲爆震燃烧燃气 涡轮性能 优化策略 非稳态能量利用
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面向涡轮的PCA-POA-LSTM数据驱动建模及故障预警方法 被引量：1
2
作者 刘斌 白红艳 +3 位作者 何璐瑶 张晓北 田野 杨理践 《电子测量与仪器学报》 北大核心 2025年第1期145-155,共11页
针对传统LSTM数据驱动模型存在输入参数规模过大导致运算负担过大、超参数选择不当和涡轮系统故障发生频率、运维成本高的问题,提出一种基于PCA-POA-LSTM的涡轮数据驱动建模方法,并结合滑动窗口法实现了涡轮故障预警。首先,应用PCA降维... 针对传统LSTM数据驱动模型存在输入参数规模过大导致运算负担过大、超参数选择不当和涡轮系统故障发生频率、运维成本高的问题,提出一种基于PCA-POA-LSTM的涡轮数据驱动建模方法,并结合滑动窗口法实现了涡轮故障预警。首先,应用PCA降维技术,减少输入数据维度;其次,采用POA参数寻优方法选出最优超参数组合;然后,利用LSTM算法预测涡轮的输出参数;最后,在PCA-POA-LSTM涡轮数据驱动模型预测结果的基础上,结合滑动窗口法对涡轮故障进行预警,通过窗口内标准差定义报警阈值,攻克了涡轮故障预警的难题。结果表明,以PCA-POA-LSTM为基础的涡轮数据驱动建模实现了较高的精确度,平均绝对百分比误差均在0.396以下,平均绝对误差均在0.809以下,平均方根误差均在1.387以下。并且故障预警方法,至少可提前173个监测点发出故障预警信号,实现了对涡轮故障预警的目的,为未来开展涡轮健康管理提供了理论依据和技术支持。 展开更多
关键词 涡轮 鹈鹕优化算法 长短期记忆网络 主成分分析 数据驱动
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燃气涡轮发动机用热障涂层和环境障涂层研究进展
3
作者 朱圣龙 沈明礼 +10 位作者 辛丽 鲍泽斌 牛云松 赵清清 杜瑶 邬明钰 董志宏 李帅 陈明辉 王金龙 王福会 《科技导报》 北大核心 2025年第17期34-48,共15页
热障涂层(TBC)和环境障涂层(EBC)是燃气涡轮发动机的关键技术。La_(2)Zr_(2)O_(7)、YTaO_(4)等低热导率陶瓷材料展现出相变温度高、热膨胀匹配性好、抗CMAS(CaO−MgO−Al_(2)O_(3)−SiO_(2))腐蚀性能良好等特性,纳米晶γ'相涂层具有涂... 热障涂层(TBC)和环境障涂层(EBC)是燃气涡轮发动机的关键技术。La_(2)Zr_(2)O_(7)、YTaO_(4)等低热导率陶瓷材料展现出相变温度高、热膨胀匹配性好、抗CMAS(CaO−MgO−Al_(2)O_(3)−SiO_(2))腐蚀性能良好等特性,纳米晶γ'相涂层具有涂层−基体化学/力学相容性优异及体系应力低等优点,是下一代TBC的重要发展方向。基于β−Yb_(2)Si_(2)O_(7)的高熵稀土硅酸盐,具有良好的热膨胀匹配性和抗CMAS腐蚀性能、优异的抗水蒸汽腐蚀性能,以及显著低于YSZ的热导率,是热环境障涂层(TEBC)的重要材料体系。双相陶瓷复合技术,可显著提高断裂韧性,并改善抗CMAS腐蚀性能和隔热性能,是未来研究应重点关注的方向。 展开更多
关键词 热障涂层 环境障涂层 高温氧化 水蒸汽腐蚀 CMAS腐蚀
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滑动弧等离子体燃烧室头部点火燃烧特性研究
4
作者 张磊 于锦禄 +3 位作者 赵兵兵 张登成 王晓敏 胡雅骥 《工程热物理学报》 北大核心 2025年第1期300-309,共10页
为验证滑动弧等离子体燃烧室头部点火、助燃的有效性,搭建了单头部旋流燃烧实验平台,开展了滑动弧等离子体燃烧室头部点火、燃烧特性研究,着重分析了滑动弧等离子体对着火过程、点/熄火边界、燃烧反应区的影响。研究表明,滑动弧等离子... 为验证滑动弧等离子体燃烧室头部点火、助燃的有效性,搭建了单头部旋流燃烧实验平台,开展了滑动弧等离子体燃烧室头部点火、燃烧特性研究,着重分析了滑动弧等离子体对着火过程、点/熄火边界、燃烧反应区的影响。研究表明,滑动弧等离子体点火改变了传统燃烧室的点火燃烧过程,拓宽了燃烧室稳定燃烧范围,点火边界最高可拓宽36.7%,熄火边界最高可拓宽83.4%;滑动弧等离子体助燃使得燃烧反应区面积增大,反应区碎片减少,燃烧开启角度增大。 展开更多
关键词 航空发动机 滑动弧等离子体 燃烧室头部 强化燃烧 稳定燃烧范围
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执行主编寄语
5
作者 翁春生 王可 《航空兵器》 北大核心 2025年第1期F0002-F0002,共1页
未来空天飞行对动力装置提出了高效、宽域等工作要求,传统的燃气涡轮发动机、火箭发动机等喷气式动力难以满足上述需求。近年来,组合动力、爆震发动机、电推进等新型推进系统受到广泛关注,已成为航空航天推进领域的研究热点与前沿。经... 未来空天飞行对动力装置提出了高效、宽域等工作要求,传统的燃气涡轮发动机、火箭发动机等喷气式动力难以满足上述需求。近年来,组合动力、爆震发动机、电推进等新型推进系统受到广泛关注,已成为航空航天推进领域的研究热点与前沿。经与主编樊会涛院士共同策划,《航空兵器》面向研究人员推出新型动力技术专题。 展开更多
关键词 燃气涡轮发动机 航空航天 航空兵器 新型动力 电推进 组合动力
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冲压发动机碳氢燃料再生冷却研究进展
6
作者 祝银海 田东峰 +1 位作者 程钰翔 姜培学 《工程热物理学报》 北大核心 2025年第12期4179-4211,共33页
冲压发动机是高超声速飞行器的主要动力形式,在飞行过程中发动机壁面承受极端热环境,必须采用再生冷却技术进行热防护。超临界压力碳氢燃料对流换热、热裂解与结焦是再生冷却技术的核心问题。本文综述了近年来国内外在超临界压力碳氢燃... 冲压发动机是高超声速飞行器的主要动力形式,在飞行过程中发动机壁面承受极端热环境,必须采用再生冷却技术进行热防护。超临界压力碳氢燃料对流换热、热裂解与结焦是再生冷却技术的核心问题。本文综述了近年来国内外在超临界压力碳氢燃料对流换热、热裂解与结焦方面的研究进展。首先总结了碳氢燃料在圆管、矩形通道和旋转条件下的超临界对流换热规律及换热关联式,归纳了燃料热裂解的测量方法、反应机理及热裂解模型,全面总结了燃料结焦的规律、机理、模型及抑制方法,探讨分析了热裂解与结焦对换热的影响机制,初步阐述了再生冷却通道结构优化设计方法,文章最后提出了再生冷却的后续研究方向。本文可为发动机再生冷却系统的性能预测和优化设计提供理论支撑。 展开更多
关键词 冲压发动机 再生冷却 碳氢燃料 对流换热 热裂解 结焦
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收口型离心喷嘴动态雾化特性仿真
7
作者 杨亚晶 安渊 魏衍举 《火箭推进》 北大核心 2025年第1期146-155,共10页
为深入研究喷嘴动态工作与燃烧振荡的相互传递耦合关系,采用VOF模型对收口型离心式喷嘴的内部流动特征及喷雾状态进行了三维数值研究。研究了气液界面随时间的变化过程及气核的形成与扩展,获得了喷嘴压降与工作介质物性对气核及液膜的... 为深入研究喷嘴动态工作与燃烧振荡的相互传递耦合关系,采用VOF模型对收口型离心式喷嘴的内部流动特征及喷雾状态进行了三维数值研究。研究了气液界面随时间的变化过程及气核的形成与扩展,获得了喷嘴压降与工作介质物性对气核及液膜的形态特征的影响。进一步研究了介质水基于脉动压力和流量脉动下的喷雾特性规律。结果表明:液膜厚度、喷雾锥角和喷雾长度随进口压力脉动而周期性变化,脉动跟随性好,频率一致,而相位受压力脉动响应距离和气动条件的影响而有延迟;相较而言,喷雾参数对流量脉动的响应灵敏性变差,在高频流量脉动下喷雾参数脉动的周期变长。二者对动态喷雾特性的影响关系可为二次雾化特性及喷雾非定常燃烧特性研究提供基础,并可指导喷嘴工况优化及系统稳定性控制。 展开更多
关键词 离心式喷嘴 两相流模拟 压力脉动 液膜厚度 喷雾锥角
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超声速凹腔燃烧室中液体煤油射流混合过程数值模拟
8
作者 李非 李凡 +4 位作者 杨小龙 张锦成 李佩波 汪洪波 孙明波 《航空学报》 北大核心 2025年第19期189-199,共11页
液体煤油射流一般在凹腔的上游喷注,凹腔内部的燃料分布对后续点火、燃烧过程至关重要,因此喷雾向凹腔内输运的这一混合过程一直以来都备受关注。本文基于欧拉-拉格朗日框架下的两相大涡模拟方法,在来流马赫数2.0、总压1.0 MPa、总温90... 液体煤油射流一般在凹腔的上游喷注,凹腔内部的燃料分布对后续点火、燃烧过程至关重要,因此喷雾向凹腔内输运的这一混合过程一直以来都备受关注。本文基于欧拉-拉格朗日框架下的两相大涡模拟方法,在来流马赫数2.0、总压1.0 MPa、总温900 K条件下对凹腔燃烧室中液体煤油射流的混合过程进行数值研究。考虑常温煤油的蒸发,关注液滴在燃烧室内运动过程中的与壁面的碰撞,重点研究了喷雾从燃烧室下壁面附近卷吸进入凹腔的过程。液滴从喷孔喷出后,在来流作用下向下游扩散,大多数液滴直接跨过凹腔,在凹腔上方主流区域向下游输运,少量(约5.2%)液滴被卷吸进入凹腔。液滴进入凹腔主要包括2种路径,一种是在凹腔前缘通过凹腔剪切层进入,另外一种是从凹腔后缘经回流区进入。在这2种路径上,液滴分别与凹腔上游的壁面以及凹腔后缘碰撞产生飞溅子液滴,飞溅子液滴之后在凹腔中广泛分布。 展开更多
关键词 超燃冲压发动机 凹腔 超声速 液体煤油 液滴碰壁
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航空发动机整机试验关键参数测试技术综述 被引量：1
9
作者 张天宏 张宸煦 《计测技术》 2025年第1期3-20,共18页
从性能和可靠性试验的角度,分析了航空发动机整机试验的测试需求,梳理出推力、功率、转速、流量、温度、压力、振动等整机试验关键参数,介绍了相关测试技术的原理、应用和发展趋势。在推力和功率测试方面,分别介绍了推力测量台架和功率... 从性能和可靠性试验的角度,分析了航空发动机整机试验的测试需求,梳理出推力、功率、转速、流量、温度、压力、振动等整机试验关键参数,介绍了相关测试技术的原理、应用和发展趋势。在推力和功率测试方面,分别介绍了推力测量台架和功率测量系统及其校准方法;在转速测试方面,介绍了典型转速测量系统和对转速信号畸变的应对手段;在流量测试方面,介绍了用于燃油流量测试的速度式、压差式和质量式流量计,用于空气流量测试的进气流量测量段的结构和测点布置;在温度测试方面,介绍了涵盖热电阻、热电偶、示温漆、荧光测温以及辐射测温等技术的气体测温和壁面温度测试手段;在压力测试方面,介绍了压力测试系统,分析了高温环境下的动态压力测试的困难及解决途径;在振动测试方面,介绍了整机振动测试系统以及测振点布置的问题。指出航空发动机整机试验关键参数测试技术未来将向高可靠度、高频响、高耐温性能等方向发展,同时整机试验测试系统将趋于智能化与集成化。 展开更多
关键词 航空发动机 性能与可靠性 整机试验 关键参数测试
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先进航空发动机核心关键技术 被引量：3
10
作者 程荣辉 张志舒 +1 位作者 阮文博 王建锋 《航空学报》 北大核心 2025年第12期1-26,共26页
航空发动机是实现先进战机作战能力全面提升的核心关键,先进战机对航空发动机高性能、高可靠性、长寿命、良好维护性等方面的要求不断提高,给航空发动机技术和产品发展带来了重大挑战。针对先进战机对航空发动机在综合控温、转子结构系... 航空发动机是实现先进战机作战能力全面提升的核心关键,先进战机对航空发动机高性能、高可靠性、长寿命、良好维护性等方面的要求不断提高,给航空发动机技术和产品发展带来了重大挑战。针对先进战机对航空发动机在综合控温、转子结构系统稳健性、全权限数字控制、飞发综合热管理、健康管理、推力矢量、高隐身等7个方面的核心技术需求,研究分析了实现需求的技术途径和主要关键技术,可为先进航空发动机发展提供技术支撑。 展开更多
关键词 综合控温 转子结构系统稳健性 全权限数字控制 飞发综合热管理 健康管理 推力矢量 高隐身
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气动推力矢量喷管研究近况和发展趋势
11
作者 徐惊雷 黄帅 +1 位作者 潘睿丰 张玉琪 《航空学报》 北大核心 2025年第8期1-20,共20页
推力矢量技术是未来飞行器特别是高机动飞行器的关键技术,其核心部件是推力矢量喷管。气动推力矢量喷管通过流动控制实现喷管出口气流偏转,具有革命性优势,并可进一步衍生出短距/垂直起降、反推等多种功能以适应更丰富的应用场景。通过... 推力矢量技术是未来飞行器特别是高机动飞行器的关键技术,其核心部件是推力矢量喷管。气动推力矢量喷管通过流动控制实现喷管出口气流偏转,具有革命性优势,并可进一步衍生出短距/垂直起降、反推等多种功能以适应更丰富的应用场景。通过数十年的研究,气动推力矢量喷管逐步经历了概念设想、初步探索、机理研究和工程实验等阶段,其技术成熟度不断提高,正朝着初步工程应用发展。着重介绍了近年来具有代表性的国内外研究人员在多种气动推力矢量喷管上的研究成果,探讨了气动推力矢量喷管的发展趋势和未来研究重点,指出需要进一步加强内部流场的机理研究,攻克包含多目标、多学科综合优化和飞行器、发动机与气动推力矢量喷管的整机匹配等在内的关键技术,推进工程应用,以期为气动推力矢量喷管技术的应用提供参考。 展开更多
关键词 排气系统 推力矢量 气动推力矢量喷管 流动控制 双喉道
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PT6A-65B涡桨发动机地面低温起动试验研究
12
作者 李翔 彭桂林 +1 位作者 周德胜 夏育荣 《机械制造与自动化》 2025年第6期40-44,共5页
在环境试验舱内对PT6A-65B涡桨发动机地面低温起动性能进行试验验证。试验结果表明:PT6A-65B涡桨发动机可在-20℃以上的温度条件下自主可靠起动;低温条件下润滑油流动性能急剧恶化,在起动过程中将会由于转子旋转阻力矩的增大导致起动失... 在环境试验舱内对PT6A-65B涡桨发动机地面低温起动性能进行试验验证。试验结果表明:PT6A-65B涡桨发动机可在-20℃以上的温度条件下自主可靠起动;低温条件下润滑油流动性能急剧恶化,在起动过程中将会由于转子旋转阻力矩的增大导致起动失败;延长起动电机带转时间、连续多次实施起动,可以改善发动机的低温起动性能。研究结论可为PT6A-65B涡桨发动机的使用、保障提供参考。 展开更多
关键词 PT6A-65B涡桨发动机 低温环境 地面起动试验 起动性能
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超高速微尺度偏心转静间隙压力和温度场实验测量研究
13
作者 吕元伟 王仁轩 +4 位作者 张镜洋 刘源 黄璞 黄钟文 张鹏 《推进技术》 北大核心 2025年第3期204-214,共11页
为探索超高转速下微尺度转静间隙剪切流动及热特性,本文进行了直径D=50 mm,转速n=0~6×10^(4) r/min,间隙比δ=0.0023,偏心率ε=0.62工况下转静间隙全向压力与气动热温升分布实验研究。通过复测和转轴轴心轨迹实时监控获得修正后的... 为探索超高转速下微尺度转静间隙剪切流动及热特性,本文进行了直径D=50 mm,转速n=0~6×10^(4) r/min,间隙比δ=0.0023,偏心率ε=0.62工况下转静间隙全向压力与气动热温升分布实验研究。通过复测和转轴轴心轨迹实时监控获得修正后的转静间隙尺度和偏心率。结果表明,微米尺度间隙耦合超高转速下,间隙气膜压力随时间呈现周期性分布规律且最大间隙区域的压力脉动幅度大于最小间隙。中心截面气膜压力沿周向呈现正弦分布趋势,但微尺度耦合超高转速使得最大正压值和最大负压值发生的区域更加靠近。有限长度转静间隙内的压力受到自作用轴向压差下端泄效应的影响,气膜压力沿轴向由中心截面向轴端逐渐降低。转速n>3×10^(4) r/min工况下,转静间隙剪切流气动热效应开始变得显著,到n=6×10^(4) r/min工况下,间隙气膜最大温升可达35℃。由于间隙两端受限情形不同,沿轴线方向最大压力和气动热温升位于中轴线偏向电机一侧区域附近且沿两侧逐渐降低。本文发现转静间隙气动热温升沿周向几乎相等,与已发表的研究呈现不同的规律。 展开更多
关键词 剪切流动 转静间隙 压力测量 气动热测量 微尺度间隙 端泄效应
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多叶波箔型动压气体径向轴承流弹耦合数值分析
14
作者 吕元伟 赵韫铎 +2 位作者 张镜洋 陈丽君 肖思维 《航空学报》 北大核心 2025年第15期35-54,共20页
为揭示多叶波箔型动压气体轴承流固耦合机理,建立了该型轴承转静多楔形通道内剪切流动与箔片组合弹性变形的耦合分析方法,数值研究了转静间隙气膜非定常流场参数分布及箔片组合弹性变形响应。研究结果证实了多叶波箔型动压气体轴承存在... 为揭示多叶波箔型动压气体轴承流固耦合机理,建立了该型轴承转静多楔形通道内剪切流动与箔片组合弹性变形的耦合分析方法,数值研究了转静间隙气膜非定常流场参数分布及箔片组合弹性变形响应。研究结果证实了多叶波箔型动压气体轴承存在强烈的流弹耦合效应。对于流体域,转静间隙气膜呈现出多个离散的高/低压区,高压区位于最小间隙上游通道收敛处而低压区则位于相邻箔片连接形成突扩台阶处;最小间隙上游高压区流动通道局部扩张诱导了流动分离,增加了剪切流动不稳定性;流弹耦合削弱了气膜高压区脉动而强化了低压区压力脉动。对于固体域,1号/2号弹性箔片向轴承套方向变形,而4号/5号弹性箔片则向转轴方向变形,这与转静气膜高压区和低压区分布相对应;最大间隙下游转静间隙气膜低压区诱导了顶箔与其相邻搭接箔片分离;弹性箔片变形与压力脉动存在相位延迟。获得了转速、偏心率、间隙尺度和弹性箔片刚度对轴承流弹耦合性能的影响规律;转静间隙气膜压力与转速和偏心率呈正相关而与间隙尺度呈现反相关;间隙尺度的减少带来了低压区压力峰值绝对值的降低;弹性箔片杨氏模量较小时,流弹耦合效应更加强烈。流固耦合下,顶箔振动相较于压力脉动存在滞后性,流体域高压区域箔片振动和气膜压力脉动幅度均大于流体域低压区域,可为机载多叶波箔型动压气体设计提供理论基础和技术指导。 展开更多
关键词 多叶波箔型动压气体轴承 多箔叠加 多楔形气膜间隙 双向流固耦合 多物理场
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摩擦温度对篦齿径向裂纹形成的影响
15
作者 杨毅成 杨卫华 +2 位作者 张倍萱 宋志恒 米兆国 《航空学报》 北大核心 2025年第10期286-296,共11页
涡轮动叶叶冠篦齿径向裂纹的快速扩展会危及发动机的安全运行,为明确摩擦温度对裂纹形成的影响,使用自建的高速摩擦实验台开展实验研究,解析分析径向裂纹的形成机理及摩擦温度和对流换热系数对裂纹形成的影响,并基于Abaqus的XFEM模型进... 涡轮动叶叶冠篦齿径向裂纹的快速扩展会危及发动机的安全运行,为明确摩擦温度对裂纹形成的影响,使用自建的高速摩擦实验台开展实验研究,解析分析径向裂纹的形成机理及摩擦温度和对流换热系数对裂纹形成的影响,并基于Abaqus的XFEM模型进行数值分析及验证。实验表明摩擦温度温升在200℃以上才能形成径向裂纹,得到了形成径向裂纹的温度下降曲线拟合式。解析分析表明径向裂纹的形成与摩擦温度、环境温度、对流换热系数和篦齿的导热有关。数值计算得到了径向裂纹的形成过程,温度低于1068℃时没有萌生裂纹,温度超过1124℃在压应力的作用下在顶面中间形成了沿周向扩展的裂纹,在1068℃~1124℃的温度范围在拉应力的作用下形成径向裂纹。摩擦温度和对流换热系数的增大会促进径向裂纹的形成,摩擦温度的影响更明显。 展开更多
关键词 叶冠篦齿 摩擦温度 对流换热系数 径向裂纹 裂纹萌生
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射流预冷混排涡扇喷气式发动机热力性能分析
16
作者 胡可 岳晨 +1 位作者 贺鹏宇 严亚芹 《热能动力工程》 北大核心 2025年第1期51-58,共8页
为了探究射流预冷涡扇发动机的热力性能,采用部件法建立了发动机的数学模型,开展了针对设计点处加力燃烧室燃料转化率对预冷效果影响的研究,分析了沿特定飞行轨迹不同来流工况下发动机喷水后的性能变化规律。结果表明:采用进气道喷水冷... 为了探究射流预冷涡扇发动机的热力性能,采用部件法建立了发动机的数学模型,开展了针对设计点处加力燃烧室燃料转化率对预冷效果影响的研究,分析了沿特定飞行轨迹不同来流工况下发动机喷水后的性能变化规律。结果表明:采用进气道喷水冷却能够有效提升发动机性能。在Ma=2.8设计点工况下,燃料转化率增加使燃烧更充分,喷水量为4%,燃料转化率从0.8增加至0.96,比冲由20 057 s增加至22 998 s,耗油率由0.179 kg/(h·N)降低至0.156 kg/(h·N)。在沿飞行轨迹Ma=2~3.2的过程中,射流预冷在Ma=2.4~2.8范围内对推力等整体性能的改善效果最佳。为避免来流空气进入风扇压缩时液滴的干扰,随着Ma的增加,水气比的最大值逐渐增大;当Ma>2.8时,在水气比1%~6%范围内,比冲快速上升,在水气比超过6%后,比冲上升程度减缓;对于Ma=3.2工况,水气比低于2%时,比冲因加力燃烧室燃烧效率的提升而有一定的提升,水气比达4%以后,过量水会影响加力燃烧室燃料的雾化蒸发和掺混,导致燃烧效率降低,比冲下降。 展开更多
关键词 射流预冷 水气比 燃烧效率 热力性能
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摩擦热效应对航空发动机碰摩特性的影响分析
17
作者 张莹 杨梓佟 孟祥鹏 《计算机仿真》 2025年第3期83-89,149,共8页
航空发动机高压涡轮发生碰摩时产生的摩擦热效应会使碰摩点温度急剧升高,严重时会对叶片与机匣造成损伤,影响发动机正常运行。为研究摩擦热效应对碰摩特性的影响,基于有限元方法建立了高压涡轮叶片-机匣碰摩热-固耦合模型,结合发动机实... 航空发动机高压涡轮发生碰摩时产生的摩擦热效应会使碰摩点温度急剧升高,严重时会对叶片与机匣造成损伤,影响发动机正常运行。为研究摩擦热效应对碰摩特性的影响,基于有限元方法建立了高压涡轮叶片-机匣碰摩热-固耦合模型,结合发动机实际工作转速,对叶片与机匣发生多次碰摩后的的叶片温度、应力变化以及分布规律进行了分析。结果表明,碰摩点处的应力变化受碰摩程度影响,碰摩发生时,在接触应力作用下应力发生突变,其余时刻则受热应力影响;碰摩初始,叶根处应力最大,随着热应力积累导致叶尖应力变为最大;摩擦温度场以碰摩点为中心逐渐扩散,随着碰摩次数多增加升至较高温度;温度变化趋势与摩擦热流变化趋势以锯齿状升高;不同叶片以及不同节点处的温升规律均不相同。在实际工程问题中,需考虑碰摩时产生的摩擦热效应。 展开更多
关键词 航空发动机 高压涡轮 叶片-机匣 有限元 碰摩 摩擦热效应
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吸气式旋转爆震发动机进气段流动特性 被引量：1
18
作者 李冬 张义宁 +2 位作者 凌文辉 梁国柱 孟皓 《航空学报》 北大核心 2025年第2期234-249,共16页
为了分析吸气式旋转爆震发动机燃烧室内非定常高压脉动对进气段内流动特征的反向影响,指导进气段设计,考虑进气段出口压力的时空特征,采用三维非定常数值方法对进气段内的流动过程和运动激波传播过程进行了数值模拟。根据计算结果,分析... 为了分析吸气式旋转爆震发动机燃烧室内非定常高压脉动对进气段内流动特征的反向影响,指导进气段设计,考虑进气段出口压力的时空特征,采用三维非定常数值方法对进气段内的流动过程和运动激波传播过程进行了数值模拟。根据计算结果,分析了运动激波的形状特征、传播速度及压力等关键参数变化过程,得到了流动损失和进气段出口脉动反压的传播角频率、峰值以及时均值对流动特征的影响规律。运动激波作用导致进气段内呈现低压气流增压减速和高压气流减压加速的流动特征,相比于定常反压,脉动反压的影响边界更靠上游;角频率越高,则周向长度越长、振荡区域宽度越窄,气流经激波作用次数越多,但不同角频率下出口气流的平均总压损失基本维持不变;保持角频率12000 rad/s和时均压力比19.1不变,峰值压力在0.5~1 MPa时,出口平均总压损失在43%~46%;保持角频率12000 rad/s和峰值压力比49.5不变,时均压力由0.22 MPa增至0.32 MPa,出口平均总压损失由52%降至40%,相比于定常反压作用下的总压损失大2%~8%。研究表明:非定常脉动反压作用下吸气式旋转爆震发动机进气段内流动特征与传统进气段存在较大差异,进气段的流动损失更大且激波影响位置更靠近上游。 展开更多
关键词 吸气式 非定常 脉动反压 进气段 运动激波 流动损失
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高超声速进气道预喷注技术研究进展与关键问题 被引量：1
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作者 罗飞腾 渠镇铭 +9 位作者 李海涛 李新珂 姚达豪 陈文娟 龙垚松 韦宝禧 满延进 杨甫江 程强 孔武斌 《航空学报》 北大核心 2025年第8期21-53,共33页
吸气式高超声速推进技术是高超声速飞行器发展的核心支撑,随着高超声速飞行马赫数的不断提升,吸气式高超声速发动机内流面临高焓高速、驻留时间极短等极端条件,给内流燃烧组织、性能提升、速域边界拓展等带来极大困难与挑战。进气道预... 吸气式高超声速推进技术是高超声速飞行器发展的核心支撑,随着高超声速飞行马赫数的不断提升,吸气式高超声速发动机内流面临高焓高速、驻留时间极短等极端条件,给内流燃烧组织、性能提升、速域边界拓展等带来极大困难与挑战。进气道预喷注作为一种新型主动式燃料喷注与混合增强技术被引入高超声速推进系统,为更高马赫数发动机内流流动与燃烧组织、性能匹配与调控、一体化设计优化提供了新的潜在可控因素,已经得到领域的关注与研究重视。基于高马赫数高超声速推进背景需求,对高超声速进气道预喷注技术研究进展与关键问题进行了较为系统的综述分析。首先,阐述了高超声速进气道预喷注概念,分析其中基本气动热力工作过程及耦合作用影响;其次,对高马赫数发动机研究概况进行简要介绍,指出其中重点发展方向及其对进气道预喷注的共性需求;然后,梳理了超声速来流喷注与混合的基本研究认识,指出目前仍缺乏高超声速复杂来流条件下喷注混合的充分认识;最后,系统总结了国内外在高超声速进气道预喷注方面的研究进展,对高超声速进气道预喷注需要解决的主要关键问题进行论述分析,提出了未来研究展望与建议,以促进进气道预喷注技术在高马赫数高超声速推进系统的应用研究与发展。 展开更多
关键词 高超声速推进 超燃冲压发动机 斜爆震发动机 进气道 预喷注 燃料掺混
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燃气涡轮发动机转速信号软备份方法
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作者 王信驰 金泽熙 +2 位作者 欧阳汀益 徐茂峻 刘金鑫 《海军航空大学学报》 2025年第5期734-744,共11页
文章研究了容错控制在燃气涡轮发动机中的应用,尤其关注转速信号的容错性提升。考虑到发动机在恶劣工况下运行以及传感器易受损的情况,传统的增加硬件余度的方法无法满足要求,提出了一种转速信号软备份方法,通过引入解析余度并与硬件余... 文章研究了容错控制在燃气涡轮发动机中的应用,尤其关注转速信号的容错性提升。考虑到发动机在恶劣工况下运行以及传感器易受损的情况,传统的增加硬件余度的方法无法满足要求,提出了一种转速信号软备份方法,通过引入解析余度并与硬件余度进行高置信度融合表决,提高发动机控制系统传感器信号的容错性,从而增强发动机的安全性。首先,根据燃气涡轮发动机的气动热力学原理建立了精准的发动机部件级模型,基于部件级模型和共同工作方程组,建立了发动机稳态和动态模型,实现了转速信号的解析重构;其次,研究了转速信号软备份方案,并针对不同故障类型,利用蒙特卡罗检验方法对4种表决算法进行检验。结果表明,基于历史的加权平均表决算法正确率最高。 展开更多
关键词 燃气涡轮发动机 发动机建模 容错控制 表决算法
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