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欧盟清洁航空计划战略聚焦混合电推进与氢动力技术
1
作者 董瀚予 《航空发动机》 北大核心 2026年第1期174-174,共1页
2025年12月,欧盟清洁航空计划正式公布第4轮项目招标初步方案。本轮计划的核心战略指向混合电推进系统与氢动力技术两大前沿领域,旨在加速突破性技术的成熟与产业化应用,为实现2035年前后新一代低碳飞机投入市场的目标奠定基础。
关键词 氢动力技术 混合电推进 清洁航空计划 欧盟
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预冷组合动力系统技术
2
作者 安航 《中国科技信息》 2026年第5期34-36,共3页
01技术背景:当飞机快到“发烧”,该怎么降温?想象一下,未来某天你坐高超音速客机,4小时就能从伦敦飞悉尼,速度是现在航班的5倍。但当飞机加速到5马赫(5倍音速),发动机进气道空气温度会飙升到1 000℃以上,比炼钢炉还热。这不是普通“发烧... 01技术背景:当飞机快到“发烧”,该怎么降温?想象一下,未来某天你坐高超音速客机,4小时就能从伦敦飞悉尼,速度是现在航班的5倍。但当飞机加速到5马赫(5倍音速),发动机进气道空气温度会飙升到1 000℃以上,比炼钢炉还热。这不是普通“发烧”,而是能让发动机“罢工”的致命难题——传统涡轮发动机在这种高温下,金属叶片会变形甚至熔化,动力系统直接崩溃。这就是高超音速飞行(通常指5马赫以上)的核心瓶颈:速度越快,进气温度越高,发动机越“扛不住”。 展开更多
关键词 高超音速飞行 预冷组合动力系统
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混合动力电推进系统能量管理与分层优化控制策略研究
3
作者 李建奇 孙健 +3 位作者 杨涛 曹斌芳 唐一文 鲁建权 《自动化学报》 北大核心 2025年第12期2703-2712,共10页
为提高混合动力飞行器经济性并改善动力系统的动态性能,提出一种混合动力分层控制的能量管理策略.首先,在顶层提出基于改进等效燃油消耗最小化的能量管理策略,根据发电机组的燃油消耗特性、储能电池组的荷电状态以及等效惩罚因子动态调... 为提高混合动力飞行器经济性并改善动力系统的动态性能,提出一种混合动力分层控制的能量管理策略.首先,在顶层提出基于改进等效燃油消耗最小化的能量管理策略,根据发电机组的燃油消耗特性、储能电池组的荷电状态以及等效惩罚因子动态调整发电机组的最优工作曲线,从而获得最佳的燃油经济性.在底层提出一种基于电流反馈的改进下垂控制策略,负责管理电池组的充放电状态和维持直流母线电压的动态平衡,同时实现飞行器经济性与动态响应的协同控制,达到对混合电推进飞行器能量动态优化管理的目的.最后,通过基于RT-LAB的混合动力系统硬件在环实验平台验证该能量管理策略的有效性. 展开更多
关键词 混合动力飞行器 分层能量管理 改进下垂控制 等效燃油消耗优化
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物理与数据混合驱动的ATR发动机动态数字孪生建模 被引量：1
4
作者 马元 欧阳汀益 +3 位作者 覃耀 徐茂峻 南向谊 刘金鑫 《火箭推进》 北大核心 2025年第3期288-298,共11页
空气涡轮火箭(Air turbo rocket, ATR)发动机凭借其宽速域、高空域的工作特性,在临近空间飞行任务中展现出独特优势,构建其准确的性能分析模型尤为重要。然而,在实际应用过程中,模型的准确性常常受发动机个体差异及部件性能随时间变化... 空气涡轮火箭(Air turbo rocket, ATR)发动机凭借其宽速域、高空域的工作特性,在临近空间飞行任务中展现出独特优势,构建其准确的性能分析模型尤为重要。然而,在实际应用过程中,模型的准确性常常受发动机个体差异及部件性能随时间变化等因素的影响,导致模拟结果可靠性降低。提出了一种融合物理机理与数据驱动的ATR发动机混合建模方法。首先根据热力学守恒等实际物理约束构建准确的ATR发动机数字孪生模型,随后构造个体差异发动机生成大量偏差数据,最后基于偏差学习算法实现了数据驱动的模型输出参数修正,完成了偏差学习模型应用于ATR发动机数字孪生建模的可行性验证。仿真结果表明:通过一组稳态和动态试验数据的对比验证,所构建的数字孪生模型的误差在5%以内;偏差学习模型能够有效修正因部件个体差异对整机输出造成的影响,以转速为例,其平均绝对误差和均方根误差分别下降了93.03%和89.66%。 展开更多
关键词 ATR发动机 数字孪生模型 偏差学习模型 部件级建模 组合循环发动机
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大梯度混合层流场特性及能量传递规律研究
5
作者 杨一丁 张净玉 +1 位作者 刘鸣 何小民 《南京航空航天大学学报(自然科学版)》 北大核心 2025年第2期337-348,共12页
针对内置小流量火箭燃气助燃的亚燃冲压发动机(Rocket⁃assisted ramjet engine,RARE)中,大梯度混合层流场特性及能量传递规律,开展了火箭侧马赫数(1.2~2.0)、总温比(2~4)等来流参数对混合层无量纲厚度变化、动能和热能传递规律的数值仿... 针对内置小流量火箭燃气助燃的亚燃冲压发动机(Rocket⁃assisted ramjet engine,RARE)中,大梯度混合层流场特性及能量传递规律,开展了火箭侧马赫数(1.2~2.0)、总温比(2~4)等来流参数对混合层无量纲厚度变化、动能和热能传递规律的数值仿真研究。研究结果表明,在流体混合50 mm后混合层内达到自相似模态,总温比变化对混合层无量纲增长率影响更明显;两侧流体动能交换主要发生在混合层内,而热量可以从未掺混火箭侧经过混合层,传递到未掺混冲压侧。助燃火箭向冲压燃烧室的热量传递大小主要取决于两侧总温比,总温比从2增加到4,冲压侧的静焓增长量提高近4倍。 展开更多
关键词 火箭基组合循环 亚燃冲压发动机 超/亚声速混合层 剪切层 能量传递
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涡轮基连续爆震组合发动机设计点性能研究
6
作者 赵起 龚建波 +2 位作者 张坤 李丹 梅德清 《实验流体力学》 北大核心 2025年第6期62-73,共12页
为提高发动机整机推力,提出了一种分开排气式涡轮基连续爆震组合发动机的并联构型,从涡轮基高压压气机末端引出高温高压空气工质供给爆震燃烧室进行增压燃烧。针对该组合发动机,基于GSP计算平台搭建了发动机总体性能分析模型,并建立了... 为提高发动机整机推力,提出了一种分开排气式涡轮基连续爆震组合发动机的并联构型,从涡轮基高压压气机末端引出高温高压空气工质供给爆震燃烧室进行增压燃烧。针对该组合发动机,基于GSP计算平台搭建了发动机总体性能分析模型,并建立了爆震燃烧模块的气动热力学等效计算模型。根据建立的模型,重点进行了海平面标准大气条件下的起飞状态点(海拔高度H=0、马赫数Ma=0)和高空常用飞行状态点(H=11 km、Ma=1.4)这2个不同设计点的循环参数选择与优化。结果表明:该组合发动机推力随爆震燃烧室出口温度的升高而升高,爆震燃烧室出口温度每升高100 K,地面设计点下推力增加约1.96%,耗油率增加约2.9%,高空设计点下净推力增加约2.56%,耗油率增加约2.26%;爆震燃烧室增压燃烧的增压比越大,组合发动机的推力性能及燃油经济性越好,爆震燃烧室增压比每增加10%,地面设计点下推力增加约1.03%,耗油率降低约1.02%,高空设计点下净推力增加约0.8%,耗油率降低约0.81%;虽然从涡轮基向爆震燃烧室引气比例(文中定义为分流比)的增大可以提升发动机的推力性能,但耗油率也会随之增大,存在1个使发动机推力性能达到最优的设计分流比,地面设计点下最优设计分流比为0.3,高空设计点下最优设计分流比为0.5。 展开更多
关键词 涡轮基连续爆震组合发动机 循环参数 总体性能 设计点
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可调部件动密封结构泄漏特性研究
7
作者 刘建 杨卫华 +2 位作者 解文博 李承阳 李春光 《推进技术》 北大核心 2025年第3期242-251,共10页
为支撑未来宽域飞行器技术研究,针对几何可调进气道的往复式动密封结构,采用数值仿真与实验研究相结合的方法,研究了几何结构、粗糙度等参数对密封泄漏特性的影响规律。结果表明:(1)动密封结构泄漏通道分为主泄漏通道和次泄漏通道,密封... 为支撑未来宽域飞行器技术研究,针对几何可调进气道的往复式动密封结构,采用数值仿真与实验研究相结合的方法,研究了几何结构、粗糙度等参数对密封泄漏特性的影响规律。结果表明:(1)动密封结构泄漏通道分为主泄漏通道和次泄漏通道,密封结构的几何参数对泄漏率具有显著影响;(2)陶瓷栅片厚度、侧壁变形量是主通道泄漏率的主要影响因素,当陶瓷栅片长厚比由4.6增大到11.5时,主泄漏通道的泄漏率降幅可达89.8%,当侧壁相对变形量由0.006增大到0.01时,主泄漏通道泄漏率增大了259%;(3)陶瓷栅片与下隔板的间隙对次泄漏通道泄漏率有很大影响,当出口间隙由0.05 mm增大到0.2 mm时,泄漏率可增大10倍;(4)通道粗糙度对主泄漏通道泄漏率影响甚微,可忽略不计。 展开更多
关键词 宽域飞行器 几何可调进气道 动密封 泄漏特性 陶瓷栅片 泄漏通道
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旋流波瓣混合器对ATR燃烧室的特性影响研究
8
作者 宋权斌 肖和波 +3 位作者 李新卓 王张翔 常薛峰 胡斌 《航空动力学报》 北大核心 2025年第6期35-44,共10页
旋流波瓣混合器可以促进空气涡轮火箭(ATR)燃烧室内空气与富燃燃气的高效混合,提升发动机燃烧室燃烧效率。基于发动机地面工况下燃烧室进口参数,通过数值模拟的方法,对比了4种波瓣旋转角度(0°、3°、5°、7°)对燃烧... 旋流波瓣混合器可以促进空气涡轮火箭(ATR)燃烧室内空气与富燃燃气的高效混合,提升发动机燃烧室燃烧效率。基于发动机地面工况下燃烧室进口参数,通过数值模拟的方法,对比了4种波瓣旋转角度(0°、3°、5°、7°)对燃烧室波瓣尾缘涡量和温度分布的影响,从燃烧效率、压力损失和热混合效率3个方面对不同波瓣旋转角度下的发动机性能进行了分析。研究结果表明:波瓣进行旋转可以增强流向涡强度,促进热混合效率提升,波瓣旋转角度为5°时热混合效率提升了1.2%;波瓣旋转角度为5°时的燃烧效率最高,出口燃烧效率比常规波瓣混合器提升了3.35%;燃烧室总压损失主要由燃烧反应引起,波瓣旋转会增强燃烧效果,并一定程度增大压力损失。 展开更多
关键词 小型空气涡轮火箭(ATR)发动机 旋流波瓣混合器 非预混燃烧 流向涡 燃烧效率
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预冷器微细管束流动换热的模态分解与快速预测
9
作者 马航宇 张文强 +1 位作者 苏纬仪 安航 《空气动力学学报》 北大核心 2025年第2期110-120,I0002,共12页
预冷器是预冷吸气式发动机冷却空气的重要部件,直接采用数值计算方法对其进行研究代价巨大,因而发展精确、快速的预测方法成为了此类发动机设计和状态监测的关键。在预冷器微细管束流动换热数值模拟的基础上,以预冷器出口反压为变量,基... 预冷器是预冷吸气式发动机冷却空气的重要部件,直接采用数值计算方法对其进行研究代价巨大,因而发展精确、快速的预测方法成为了此类发动机设计和状态监测的关键。在预冷器微细管束流动换热数值模拟的基础上,以预冷器出口反压为变量,基于本征正交分解理论和径向基函数插值方法建立了流动换热的快速预测模型,并对非样本工况进行了快速预测。结果表明,快速预测模型可以在不到1 s的时间内获得任意非样本工况的流动和换热信息,仅采用前4阶模态就能达到足够高的流场重构/预测精度。马赫数、温度及总压等流场参数的预测值与数值模拟结果均吻合良好,最大预测误差不超过2.3%,出口总压恢复系数预测误差不超过4.8%,证明了本文方法的准确性。此外,研究还发现,当预冷器出口反压很低时,管束出口会出现局部超声速区,导致该区域预测误差偏大,带来较大的总压损失,在预冷器设计或工作时应尽量避免这种现象的产生。 展开更多
关键词 预冷器 微细管束 本征正交分解 径向基函数插值 快速预测
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考虑螺栓力学特性的两级机匣连接结构有限元建模及振动分析 被引量：2
10
作者 李浩 孙伟 +1 位作者 徐昆鹏 刘宏浩 《中南大学学报(自然科学版)》 北大核心 2025年第2期501-513,共13页
航空发动机的各级机匣通过螺栓法兰连在一起形成完整的机匣连接结构,法兰边上的螺栓结合部力学参数对机匣结构的动力学特性产生明显的影响,只有对机匣连接结构进行动力学建模并进行合理的设计才能保证其具有优越的动力学性能。以两级机... 航空发动机的各级机匣通过螺栓法兰连在一起形成完整的机匣连接结构,法兰边上的螺栓结合部力学参数对机匣结构的动力学特性产生明显的影响,只有对机匣连接结构进行动力学建模并进行合理的设计才能保证其具有优越的动力学性能。以两级机匣连接结构模拟件为对象,在考虑螺栓力学特性的基础上,提出采用ANSYS软件对其进行有限元建模的方法。两级机匣连接结构有限元建模主要包括机匣内、外壳的模拟、静子叶片的模拟以及法兰边上螺栓结合部的模拟。分别采用实体单元、刚性耦合的梁单元、弹簧单元、虚拟材料4种方式模拟机匣法兰边上螺栓结合部并给出其引入机匣连接结构的方式。采用实例研究验证模型的合理性。首先,用机匣1有限元模型求解固有频率及模态振型,并结合试验采用反推辨识法获得模拟边界条件的弹簧单元参数;其次,用包含不同螺栓结合部模型的两级机匣连接结构有限元模型求解固有频率及模态振型,并用试验验证其合理性。从计算精度、耗时、建模复杂程度三方面对比两级机匣连接处4种螺栓结合部模拟方法的优缺点。研究结果表明:采用刚性耦合的梁单元模拟螺栓结合部的计算精度与实体单元的计算精度最相近,计算时间减少了44.5%,可在实际机匣连接结构有限元建模时优先选用。 展开更多
关键词 两级机匣 连接结构 螺栓结合部 有限元建模 振动分析
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空气涡轮火箭冲压组合发动机模态转换过程低速通道系统匹配特性研究
11
作者 薛划时 赵楠楠 +2 位作者 马继承 马元 南向谊 《火箭推进》 北大核心 2025年第6期25-33,共9页
针对空气涡轮火箭冲压组合动力低速通道ATR(Air turbo rocket)发动机,通过数值仿真计算,建立ATR发动机系统计算模型,展开模态转换系统匹配特性研究,并对ATR发动机制定相应的调节策略以匹配模态转换过程的工况变化。数值计算结果表明:在... 针对空气涡轮火箭冲压组合动力低速通道ATR(Air turbo rocket)发动机,通过数值仿真计算,建立ATR发动机系统计算模型,展开模态转换系统匹配特性研究,并对ATR发动机制定相应的调节策略以匹配模态转换过程的工况变化。数值计算结果表明:在单一ATR模态阶段,随飞行马赫数增大,发动机推力增大,比冲减小,在进气道起动阶段受调节策略影响发动机有约10%的推力降幅;整个模态转换过程,随分流板开度降低,ATR发动机空气流量下降约73.8%,应下调ATR发动机转速以匹配空气流量下降,整个模态转换过程转速下降约45%;压气机最低压比为1.1且处于稳定高效的工作状态;ATR发动机推力呈线性下降趋势。 展开更多
关键词 涡轮基组合循环发动机 空气涡轮火箭冲压组合发动机 ATRR 模态转换 匹配特性
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宽域双通道可调喷管高速通道优化设计
12
作者 杨学良 李永洲 +2 位作者 袁熠祺 孙迪 刘起立 《火箭推进》 北大核心 2025年第6期53-66,共14页
针对双通道可调喷管在强几何约束与宽域性能冲突下的高速通道型面设计难题,采用参数敏感分析和多目标优化相结合的方法,揭示设计参数的非线性调控机制,并提出多目标优化策略以实现设计点和非设计点推力与升力的协同优化。数值研究结果表... 针对双通道可调喷管在强几何约束与宽域性能冲突下的高速通道型面设计难题,采用参数敏感分析和多目标优化相结合的方法,揭示设计参数的非线性调控机制,并提出多目标优化策略以实现设计点和非设计点推力与升力的协同优化。数值研究结果表明:上膨胀面高度对宽域性能具有主导作用,其在设计点的正效应占比达到45%,而在非设计点的负效应高达80%,其非线性效应占比8%~12%。适当减小上膨胀面高度、出口半角和椭圆半长轴,同时增加椭圆半短半轴和过渡圆弧半径可以提高喷管的宽域性能。优化后的高速通道推力系数始终保持在0.955以上。与优化前相比,其设计点升力系数提升了4.25%,推力仅下降2.04%,非设计点推力系数显著提升7.30%。 展开更多
关键词 TBCC 喷管设计 宽域 双通道 多目标优化设计
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高超声速航空发动机强预冷技术研究 被引量：61
13
作者 邹正平 刘火星 +4 位作者 唐海龙 万敏 王洪伟 陈小龙 陈懋章 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2015年第8期2544-2562,共19页
高超声速飞行器动力是水平起降重复使用高超声速飞行器和单级入轨航天器能否成功的决定性因素,但目前仍面临许多问题,而强预冷是解决高超声速飞行器动力面临的问题的重要手段。本文对比分析了国外已有预冷发动机方案,并对其中优势最为... 高超声速飞行器动力是水平起降重复使用高超声速飞行器和单级入轨航天器能否成功的决定性因素,但目前仍面临许多问题,而强预冷是解决高超声速飞行器动力面临的问题的重要手段。本文对比分析了国外已有预冷发动机方案,并对其中优势最为明显的高超声速强预冷航空发动机的研究进展进行了总结。针对高超声速强预冷航空发动机中最为核心的紧凑快速强换热器,详细介绍了国内在其所涉及的微尺度流热耦合换热机理、流热耦合数值模拟、紧凑强换热器设计制造等方面的进展。国内外已有研究表明,强预冷高超声速航空发动机技术是一项具有非常巨大的潜在技术优势和前瞻性的共性技术,有望成为未来最适用的高超声速飞行器动力技术,值得引起关注并开展进一步的深入研究。 展开更多
关键词 高超声速 强预冷 航空发动机 紧凑快速强换热器 流热耦合
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TRRE发动机关键技术分析及推进性能探索研究 被引量：44
14
作者 韦宝禧 凌文辉 +3 位作者 冮强 魏祥庚 秦飞 何国强 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2017年第2期298-305,共8页
对TRRE发动机关键技术难点及技术途径进行了初步分析,对北京动力机械研究所原理样机研制进展进行了简要介绍,并结合原理样机流道设计与数值仿真研究获得的性能数据,开展了TRRE发动机推进性能探索研究,初步验证了TRRE发动机在兼具加速、... 对TRRE发动机关键技术难点及技术途径进行了初步分析,对北京动力机械研究所原理样机研制进展进行了简要介绍,并结合原理样机流道设计与数值仿真研究获得的性能数据,开展了TRRE发动机推进性能探索研究,初步验证了TRRE发动机在兼具加速、巡航、机动等方面的性能优势。研究结果表明,在适当兼顾低马赫数大推力需求和Ma=6纯冲压工况高比冲需求的情况下,发动机在宽马赫数工作范围具有较大范围、灵活便捷的推力调节能力,可满足高低速通道平稳接力需求,表现出极具优势的加速、机动飞行和高马赫数巡航的适应性。 展开更多
关键词 临近空间及空天飞行器 组合发动机 性能分析
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非壅塞火箭冲压发动机补燃室两相流数值模拟 被引量：11
15
作者 胡建新 夏智勋 +3 位作者 刘君 罗振兵 缪万波 赵建民 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2004年第3期193-195,240,共4页
采用颗粒轨道模型进行了非壅塞火箭冲压发动机补燃室两相流的数值模拟,其中铝颗粒的燃烧模型采用的是Davis扩散控制燃速的燃烧模型,建立了发动机补然室简单反应流模型,并在该模型下对某实验发动机进行了模拟,得出颗粒在补燃室内的分布,... 采用颗粒轨道模型进行了非壅塞火箭冲压发动机补燃室两相流的数值模拟,其中铝颗粒的燃烧模型采用的是Davis扩散控制燃速的燃烧模型,建立了发动机补然室简单反应流模型,并在该模型下对某实验发动机进行了模拟,得出颗粒在补燃室内的分布,结果表明:与颗粒确定轨道模型相比,颗粒随机轨道模型更加适合模拟冲压发动机中的两相流动,并且颗粒的初始直径对颗粒燃烧效率有很大的影响。 展开更多
关键词 冲压火箭发动机 加力燃烧室 数值仿真 二相流 燃烧
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高超声速飞机动力需求探讨 被引量：27
16
作者 左林玄 张辰琳 +2 位作者 王霄 卢恩巍 朱伟 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2021年第8期70-86,共17页
近年来,随着高超声速技术的长足进步,特别是在超燃冲压技术逐渐面向工程化的背景下,关于高超声速飞机及其动力系统的讨论也频繁出现。为了在宽速域条件下工作,基于不同热力循环工作模式的组合动力系统相继被提出,高超声速飞机的动力发... 近年来,随着高超声速技术的长足进步,特别是在超燃冲压技术逐渐面向工程化的背景下,关于高超声速飞机及其动力系统的讨论也频繁出现。为了在宽速域条件下工作,基于不同热力循环工作模式的组合动力系统相继被提出,高超声速飞机的动力发展形式出现了百花齐放、百家争鸣的局面,也对高超声速飞机动力系统的选型提出了巨大挑战。通过对飞机发展史及高超声速相关发展技术的综述,阐述了现阶段组合动力是高超声速飞机动力主要发展方向这一结论,针对高超声速飞机需求,梳理和分析了几种高超声速组合动力系统的工作原理、工作特性及优缺点,并展望了采用组合动力系统对未来高超声速飞机研究带来的挑战。随着飞行速度的提高,高超声速飞机和动力系统的一体化势在必行。 展开更多
关键词 高超声速飞机 组合动力 涡轮基组合循环(TBCC) 火箭基组合循环(RBCC) 冲压发动机 飞/发一体化
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Ma4一级内并联式TBCC发动机模态转换性能分析 被引量：14
17
作者 张明阳 王占学 +1 位作者 刘增文 张晓博 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2017年第2期315-322,共8页
涡轮基组合循环(TBCC)发动机是未来远程高速飞行器和可重复使用双级入轨(TSTO)飞行器第一级运载器的理想动力,而模态转换是实现TBCC发动机工程实用所必须解决的关键技术之一。针对Ma4一级内并联式TBCC发动机,分析了其工作原理,发展了相... 涡轮基组合循环(TBCC)发动机是未来远程高速飞行器和可重复使用双级入轨(TSTO)飞行器第一级运载器的理想动力,而模态转换是实现TBCC发动机工程实用所必须解决的关键技术之一。针对Ma4一级内并联式TBCC发动机,分析了其工作原理,发展了相应的总体性能计算模型,该模型考虑了进气道与发动机的流量匹配关系,改进了发动机模型的迭代求解方法。通过对比涡轮模态与冲压模态的净推力、单位燃油消耗率沿飞行轨迹的变化规律,确定模态转换马赫数为3.0。根据模态转换期间发动机推力、空气流量连续变化的基本要求,提出了一种根据涡轮发动机工作状态分三阶段进行的模态转换策略,确定了模态转换过程的参数调节规律。模态转换动态性能模拟结果表明,基本实现了涡轮模态至冲压模态的平稳转换,但在涡轮发动机加力关闭时,为保证发动机空气流量连续变化,发动机总推力将出现短暂的下降,降幅约为12.5%。 展开更多
关键词 内并联式TBCC 模态转换策略 动态性能 数值模拟
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隔舱式双脉冲发动机金属膜片设计与实验研究 被引量：18
18
作者 王伟 李江 +2 位作者 王春光 田维平 任全彬 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2013年第8期1115-1120,共6页
为得到双脉冲发动机隔舱结构关键部件金属膜片适宜结构,通过圆板大挠度理论和断裂力学理论推导出金属膜片预制缺陷处应力强度因子计算公式,得到金属膜片在内压作用下的设计方法,建立了膜片破坏压强与结构尺寸之间定量关系,并通过6次膜... 为得到双脉冲发动机隔舱结构关键部件金属膜片适宜结构,通过圆板大挠度理论和断裂力学理论推导出金属膜片预制缺陷处应力强度因子计算公式,得到金属膜片在内压作用下的设计方法,建立了膜片破坏压强与结构尺寸之间定量关系,并通过6次膜片动态破坏单项实验验证了其正确性。在此基础上,利用缩比发动机分别开展了隔舱热流承压、热流打开、热流联合实验以进一步考核隔舱的工作特性。结果表明:所导出的金属膜片设计方法与实验结果较为一致,平均误差约4.394%,可以用于脉冲发动机膜片具体结构尺寸设计;隔舱承压、密封、打开、消融性能良好,可以较好满足双脉冲发动机使用要求。 展开更多
关键词 实验研究 设计方法 金属膜片 隔舱结构 双脉冲发动机
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内并联式TBCC进气道模态转换过程流动特性分析 被引量：20
19
作者 刘君 袁化成 郭荣伟 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2016年第4期461-469,共9页
针对组合动力(TBCC)进气道模态转换过程中出现的非定常气动现象,采用稳态/非稳态数值模拟方法对相关流动特性及其影响因素与流动机理开展了研究。结果表明:由涡轮发动机工作状态向冲压发动机工作模态转换过程中,进气道内出现结尾激波沿... 针对组合动力(TBCC)进气道模态转换过程中出现的非定常气动现象,采用稳态/非稳态数值模拟方法对相关流动特性及其影响因素与流动机理开展了研究。结果表明:由涡轮发动机工作状态向冲压发动机工作模态转换过程中,进气道内出现结尾激波沿流向前后振荡现象,振荡频率约为130 Hz;当冲压流道反压引起的激波未前传至模态转换分流板前时,冲压发动机工作状态对结尾激波振荡不产生影响。在相同的发动机工作状态下,随着模态转换速度的增加,结尾激波振荡频率逐渐增大。文中研究的进气道内结尾激波振荡现象可通过亚声速管道内波的传播理论进行解释和分析。 展开更多
关键词 吸气式高超声速推进 组合动力进气道 进气道模态转换 激波振荡 非稳态数值仿真
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升力风扇和涡扇发动机组合动力系统性能模拟与分析 被引量：9
20
作者 刘帅 王占学 +1 位作者 蔡元虎 刘增文 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2013年第5期1095-1100,共6页
基于部件匹配和多设计点分析技术,发展了加装升力风扇的涡扇发动机性能计算模型.以F135涡扇发动机为例,对模型的可靠性进行了验证.数值模拟结果表明:升力风扇不工作时,涡扇发动机性能模拟与常规涡扇发动机是一致的,当升力风扇工作时,若... 基于部件匹配和多设计点分析技术,发展了加装升力风扇的涡扇发动机性能计算模型.以F135涡扇发动机为例,对模型的可靠性进行了验证.数值模拟结果表明:升力风扇不工作时,涡扇发动机性能模拟与常规涡扇发动机是一致的,当升力风扇工作时,若实现低压涡轮与涡扇发动机风扇、升力风扇工作点的匹配,不仅需要调节尾喷管喉道面积,而且可变外涵道出口面积、低压涡轮导向器喉部面积也需要调节.基于该模型,可以进行带升力风扇的涡扇发动机循环参数匹配和不同任务状态的性能分析. 展开更多
关键词 垂直起降 涡扇发动机 升力风扇 性能模拟 循环参数匹配
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