空气动力学学报

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《空气动力学学报》2022年1期pdf合集

2022, 40(1).

摘要(184) PDF(101)

摘要:

《空气动力学学报》2021年度优秀论文和优秀审稿专家

2022, 40(1): 1-1.

摘要(131) HTML (69) PDF(42)

摘要:

战斗机大迎角气动特性研究技术的发展与应用

王海峰, 展京霞, 陈科, 陈翔, 陈梓钧

2022, 40(1): 1-25. doi: 10.7638/kqdlxxb-2021.0306

摘要(969) HTML (195) PDF(264)

摘要:
飞机布局的大迎角气动特性是决定飞行包线左边界的主要因素之一。飞行包线左边界区域的扩展增强了飞机的大迎角机动性和敏捷性，但是同时也极大地挑战着飞机的安全。几十年来，随着大迎角飞行研究技术的发展，战斗机飞行不断突破失速迎角附近及以上区域，将飞行左边界左移，扩大了飞行包线，减少了飞行限制，挖掘了战斗机的作战潜能。本文对战斗机大迎角飞行相关的气动特性研究技术，包括流动机理研究、数值计算方法研究、风洞气动试验、气动建模与数据库构建、气动与控制综合验证等关键技术的发展与应用进行了阐述。基于这些技术的发展，结合工程实践经验，提出了战斗机大迎角气动特性研究的整体思路和方法，包括大迎角气动力预先设计、气动力获取、气动力表达、气动力综合分析和气动-运动-控制一体化验证五个部分，以供相关装备研制参考。

基于压缩感知的高频响流场重构方法及其应用

陈子玉, 周楷文, 刘应征, 温新

2022, 40(1): 26-32. doi: 10.7638/kqdlxxb-2021.0117

摘要(330) HTML (109) PDF(65)

摘要:
粒子图像测速（PIV）方法具有高空间分辨率的优势，但是往往受到采样频率的限制（一般在15 Hz以下），难以完成高频响测量。压缩感知（CS）能够基于稀疏采样数据获得高频信息，但如果直接应用于所有的数据点则计算量过大。基于亚采样（sub-Nyquist）PIV数据，本文提出了基于压缩感知和本征正交分解（POD）的高频响流场重构方法。首先采用POD对数据降维，同时获取空间模态和相应的亚采样时间系数，将亚采样时间系数作为观测值，选取适当的稀疏基，通过求解基追踪问题来计算高频响的模态系数。结合空间模态和所得到的时间分辨模态系数，可以重构高频响的非定常流场。利用该方法分别对周期性的振荡器流场和非周期性的不同直径圆柱流场进行重构，检测该方法的适应性。结果表明，压缩感知方法无需侵入式的辅助测量，可以为周期性流场提供准确的重构，重构误差低于3%，而对于非周期性复杂流场，则出现较大的高频噪声。因此，本文所提出的方法可以应用到周期性流场中以提高测量数据的时间分辨率。

反射激波冲击单模界面的不稳定性实验研究

王宏辉, 丁举春, 司廷, 罗喜胜

2022, 40(1): 33-40. doi: 10.7638/kqdlxxb-2021.0153

摘要(228) HTML (97) PDF(24)

摘要:
激波诱导流体界面失稳问题广泛存在于惯性约束核聚变、超燃冲压发动机、武器内爆等工程应用中，相关研究具有重要意义。本文在改进的水平激波管中开展入射激波及其反射激波诱导单模气体界面失稳的实验研究，采用线约束肥皂膜技术生成较为理想的空气/六氟化硫（air/SF₆）单模气体界面，借助高速纹影技术捕捉激波冲击界面后的详细不稳定性演化过程，重点关注反射距离对不稳定性发展的影响（反射距离定义为初始界面和激波管尾端固壁的距离）。研究发现，在一定反射距离范围内，反射激波作用后的扰动增长率几乎为一个恒定值，与反射距离无关（即与反射激波作用前的扰动振幅及增长率无关），随着反射距离的进一步增大，扰动增长率降低。通过实验测量值与理论预测值的对比，发现Mikaelian模型和Charakhch'an模型（采用合适的经验系数）均能对反射激波作用界面后的扰动增长率给予有效预测，且这两种模型的经验系数都依赖于反射激波作用前的界面演化状态，如果反射距离的改变引起/（不引起）界面演化状态的变化，则需要/（不需要）改变经验系数的值。

绕弹性水翼空化流激振动特性实验研究

刘韵晴, 郭一梦, 黄彪, 吴钦, 王国玉

2022, 40(1): 41-48. doi: 10.7638/kqdlxxb-2021.0072

摘要(218) HTML (109) PDF(22)

摘要:
弹性结构在空化载荷作用下易发生振动，从而威胁结构安全，研究绕弹性水翼的空化流激振动特性显得尤为重要。采用高速摄像、测力装置和激光多普勒同步测量系统，分别获取了不同空化阶段的空泡形态、水动力、结构变形及相应诱导的结构振动特性。研究结果表明，弹性水翼的水动力系数在无空化阶段几乎保持不变，随着空化产生，升力、阻力和扭转力矩系数都随着空化数减小呈现先增大后减小的趋势。水翼在云状空化阶段下振动最为剧烈，大尺度空泡的周期性脱落导致结构振动速度呈现周期性变化。初生空化、片状空化和云状空化阶段的振动速度、概率密度分布均服从高斯分布，其中云状空化阶段的高斯分布曲线均方根最大，这是由于云状空泡团的脱落和溃灭导致的速度波动较大。在云状空化阶段，较大空化数下呈现回射流非定常脱落机制，较小空化数下呈现激波非定常脱落机制。回射流机制下，空穴演化呈现附着空穴发展-回射流发展-云状空穴脱落和溃灭的非定常过程。激波机制下空穴演化具有附着空穴发展-回射流发展-云状空穴脱落和溃灭-残余空穴溃灭的非定常特征。不同脱落机制下结构振动特性存在显著差异，回射流机制呈现小幅、高频的振动特性。由于大尺度空泡团的溃灭激波及其引起的附着空泡的二次溃灭，导致结构振动加剧，激波机制呈现大幅、低频的振动特性。

湍流边界层大尺度相干运动的阵列TRPIV测量

王轩, 范子椰, 唐湛棋, 姜楠

2022, 40(1): 49-56. doi: 10.7638/kqdlxxb-2021.0123

摘要(248) HTML (88) PDF(39)

摘要:
使用高时间分辨粒子图像测速技术，研究湍流边界层中大尺度相干运动。由于大尺度运动的流向空间尺度与边界层厚度δ有关，因此沿流向排列4个高速相机进行拍摄，得到了约6.7δ×1.2δ的湍流边界层大视场，实验雷诺数Re_τ = 422。针对流场中不同法向高度的流向脉动速度，采用沿流向方向进行空间小波变换的方法，得到不同空间尺度分量的脉动速度，并计算其占总流向脉动动能的比例，发现湍流边界层外区存在流向最大能量流向尺度，约为1δ。通过小波分解将湍流脉动速度场分为大尺度分量和小尺度分量。使用速度门限法，沿时间序列提取大尺度相干运动，利用泰勒冻结假设，将时间结构转化为空间结构，并与直接从空间得到的大尺度相干结构做对比。使用相位平均法测得大尺度相干结构的几何形态，发现从时间维度和直接从空间维度得到的喷射事件的流向尺度相近，而直接从空间提取的扫掠事件要比从时间提取的大。结果表明：流场中1δ尺度左右的大尺度运动是湍动能的主要贡献者；利用泰勒冻结假设可以从时间中提取出大尺度相干结构，与从流场空间直接提取的结果有着良好的一致性。

叶顶间隙流动中的涡结构实验研究

刘玉文, 徐良浩, 张国平, 刘建华, 彭晓星

2022, 40(1): 57-64. doi: 10.7638/kqdlxxb-2020.0168

摘要(245) HTML (149) PDF(45)

摘要:
叶顶间隙流动中的旋涡结构是引发导管桨、水轮机等水力机械叶顶间隙空化问题的主要因素之一。与常规船用螺旋桨（叶顶无端壁）上的梢涡流动不同，叶顶间隙流动受叶片载荷分布和间隙尺度（叶片梢部与端壁的距离）共同作用。为了研究叶顶间隙流动中的旋涡结构特性及其影响因素作用机理，本文采用二维NACA0024翼型在空泡机理水筒中，开展了基于旋涡空化观测的叶顶间隙流动显示实验和基于2D-3C PIV的叶顶间隙流场测量实验。通过空化观测实验，获得了叶顶间隙流动中的旋涡整体分布状态，以及间隙宽度、雷诺数和载荷系数等对旋涡强度的影响规律。通过流场测量实验，获得了局部全湿流场（无空化状态）中的旋涡分布规律以及其随不同影响因素的变化规律。结合流动显示实验和流场测量实验，研究了叶顶间隙流动中的旋涡结构形态以及形成机理，并初步阐明了间隙宽度、雷诺数和载荷系数对叶顶间隙流动旋涡强度的影响规律。研究表明，在NACA0024翼型叶顶间隙流动中存在两种主要稳定涡结构，分别是梢分离涡和梢泄涡；稳定涡结构是引起叶顶间隙流动空化的主要因素；翼型攻角和间隙宽度的大小是影响叶顶间隙流动中旋涡结构强度的主要因素。

“内外流一体化技术”专栏简介

专栏组稿专家

2022, 40(1): 65-65.

摘要(108) HTML (82) PDF(26)

摘要:

展向压力分布可控的前体/压缩面气动设计方法及其流动特性

蔡佳, 黄河峡, 唐学斌, 谭慧俊, 李超, 吕靖昊

2022, 40(1): 66-76. doi: 10.7638/kqdlxxb-2021.0432

摘要(203) HTML (91) PDF(43)

摘要:
为了诱导高超声速前体/压缩面近壁低能流形成强展向流动，提出了一种基于展向压力分布可控的高超声速前体/压缩面一体化气动设计方法。其基本原理为：给定外锥波后流场中某一个站位的展向压力分布，通过坐标变换求得对应点的空间位置，再基于流线追踪方法获得前体/压缩面的气动型面。研究结果表明：展向压力梯度是诱导前体/压缩面低能流排移的主导机制；在设计点（Ma = 7.0、H = 28 km）条件下，常规前体的展向压力梯度主要集中在一级压缩面，可在一级压缩面上形成偏转角3°左右的展向流动，但在后续压缩面上则展向流动较弱；相比常规前体，采用展向压力分布可控的前体，可以使0°～40°扇形角范围内的展向压力梯度增强7倍左右，并使一级压缩面上低能流偏转角增大5°左右，同时使二级和三级压缩面上展向压力梯度显著增加，综合效果可使诱导的低能流偏转角相比于常规前体的可增大7°左右，边界层厚度可降低超过20%，进气道扇形区内的总压恢复系数提高1.56%。

最小波阻锥导乘波体和三维内转式进气道一体化设计

贺旭照, 卫锋, 刘福军, 陈圣兵

2022, 40(1): 77-83. doi: 10.7638/kqdlxxb-2021.0375

摘要(199) HTML (133) PDF(43)

摘要:
发展了最小波阻锥导乘波体和三维内转式进气道的一体化乘波体进气道设计新方法，给出了一个设计实例，评估了新型一体化前体进气道在典型状态下的流场结构和性能，验证了设计方法的正确性。文中首先介绍并验证了基于最小阻力理论或其他优化方法的最小波阻锥导乘波体的设计方法，然后介绍了内锥基准流场的设计过程，进一步介绍了流线追踪三维内转式进气道同最小波阻锥导乘波体的一体化设计方法，并对一体化构型在设计状态下的流场结构和流动参数进行了分析评估，结果符合预期。最后评估了新型一体化前体进气道在非设计条件下的性能，结果显示其具有较高的压缩进气效率。这种新型最小波阻锥导乘波体和三维内转式进气道的一体化设计技术，丰富了吸气式高超飞行器的一体化布局方案，可为后续吸气式高超飞行器一体化布局提供设计方法支撑。

内流壁温效应对高速飞行器气动特性的影响

武利龙, 罗金玲, 李超, 肖志祥, 操小龙

2022, 40(1): 84-91. doi: 10.7638/kqdlxxb-2021.0273

摘要(243) HTML (81) PDF(48)

摘要:
吸气式高速飞行器内外流高度耦合，激波-边界层干扰严重，壁面温度会影响边界层内的流动，进而影响气动特性。因此，准确评估风洞试验中的壁温效应，提高气动特性的预测精度，对飞行器设计至关重要。通过常规超高速风洞试验，结合数值模拟分析，开展了内流壁温对气动特性的影响规律及作用机理研究。结果表明：在常规超高速风洞几十秒的运行时间内，随着运行时间增加，飞行器内流道壁面温度不断升高，俯仰力矩以及内流道壁面压力均会出现显著变化，其中俯仰力矩的增加量需要2°舵偏角来平衡；此外，数值模拟分析进一步指出，飞行器俯仰力矩的变化主要原因是内流道壁面温度升高、边界层增厚、近壁低速区挤压中心的高速区，使得内流道等效面积减小、气流压缩，相应的马赫数减小、压力升高，并引起内流道激波波系前移，从而改变了内流道压力分布，最终导致俯仰力矩发生变化。

二元外压式超声速进气道起飞过程的进发匹配特性

高为民, 田方超, 杨瀚超

2022, 40(1): 92-100. doi: 10.7638/kqdlxxb-2021.0201

摘要(183) HTML (109) PDF(38)

摘要:
超声速进气道在起飞过程中存在一段特性较差的区域，表现为在零速度附近时进气道出口的总压恢复系数较低，总压畸变指数较高，对发动机高效、稳定工作带来不利影响，是进发匹配研究关注的重点问题之一。本文对一种带有辅助进气门的二元外压式超声速进气道开展进发联合试验和进气道CFD数值仿真，研究起飞过程中进气道流场结构、总压恢复系数、总压畸变指数随发动机转速的变化情况，通过流动机理分析提出了拆除防护网来改善进发匹配效果的技术措施，通过全尺寸进气道与发动机联合试验验证了改进措施的效果。同时，针对试验条件与真实飞行环境存在差别的问题，进行了地面效应影响的数值计算，给出了影响量值，为台架进发联合试验结果推广到飞行条件提供了依据。

高速飞行器的连续旋转爆震推进技术

师迎晨, 张任帅, 计自飞, 王兵

2022, 40(1): 101-113. doi: 10.7638/kqdlxxb-2021.0231

摘要(405) HTML (138) PDF(110)

摘要:
吸气式高速飞行器具有重要的战略价值，高性能的推进装置始终是高速飞行器领域的核心问题。基于连续旋转爆震构建的推进系统，与当前基于布雷顿循环构建的推进系统相比，具有显著的性能优势，可以弥补当前推进系统造成的“推力陷阱”问题，有望助力高速飞行器取得长远发展。本文总结了连续旋转爆震燃烧过程与分析模型，以及基于连续旋转爆震构建的推进系统的性能优势与研究进展。进一步，针对连续旋转爆震冲压发动机，讨论了本质非定常燃烧室对发动机进气道与尾喷管的设计要求与需求，介绍了进气道抵抗压力波反传的措施，并进行了数值分析，证明了相关措施的可行性。最后展望了采用基于连续旋转爆震构建的推进系统的发展前景。

全流面乘波前体进气道设计方法

吴颖川, 贺元元, 卫锋, 余安远

2022, 40(1): 114-118. doi: 10.7638/kqdlxxb-2021.0144

摘要(190) HTML (169) PDF(51)

摘要:
基于流线追踪的飞行器乘波前体设计和发动机进气道设计已有大量的研究工作，但是高超声速飞行器前体与超燃冲压发动机进气道的一体化设计一直是个难点。为了提高前体进气道整体的总压恢复和流量捕获性能，在前期飞行器乘波前体设计和进气道压缩面流线追踪设计方法的基础上，将整个基准流场分为激波压缩流场和等熵压缩流场，顺序组合，从前体激波、外压缩面到进气道内压缩面、反射激波直到喉道进行无缝连续地流线追踪，实现了全流面乘波前体进气道设计。横向三维曲面生成采用类似密切方法进行控制以实现全流面设计；纵向基准流场的构建由交叉推进特征线方法生成的激波压缩流场和反向Prandtl-Meyer流动生成的等熵压缩流场组合而成，只需输入前缘激波形状与进气道喉道出口约束；所有的控制曲线采用一种四次样条曲线进行描述。这是一种统一的基于内、外锥基准流场的前体进气道设计方法，其主要优点是具有较高的流量系数和总压恢复系数，可广泛用于高超声速飞行器前体进气道内外流一体化设计。

基于微型叶片式涡流发生器的前体压缩面低能流掺混机理

李超, 黄河峡, 罗金玲, 唐学斌, 蔡佳, 谭慧俊

2022, 40(1): 119-128. doi: 10.7638/kqdlxxb-2021.0402

摘要(227) HTML (64) PDF(29)

摘要:
为了改善高超声速飞行器前体压缩面边界层速度型的饱满程度，降低进气道壁面流动分离的潜在风险，提出了基于阵列微型叶片式涡流发生器的前体压缩面低能流掺混方法。采用数值模拟方法研究了涡流发生器在来流马赫数7状态下的流动特性，揭示了主要流动控制机理，并分析了安装角对掺混效果的影响规律。研究结果表明：微型叶片式涡流发生器可对近壁气流产生一定扰动，形成局部大侧滑角、低压区域，掺混的主要机理在于叶片两侧分别形成扫掠激波、膨胀波，诱导近壁流体向叶片方向偏转，形成局部横向迁移，进而与主流产生掺混效应；负安装角的涡流发生器的扰动能力最强，但总压损失也最大；正安装角时涡流发生器的扰动能力随安装角的增大而增大；相比于无控制状态，所有叶片式涡流发生器均可降低边界层形状因子，安装角15°时的边界层形状因子最小，边界层速度型最为饱满，说明该状态下壁面流动具有较优的抗逆压分离能力。

轴对称内锥流动中马赫盘的形成与演化

姬隽泽, 李祝飞, 司东现, 张涛, 施崇广, 尤延铖, 杨基明

2022, 40(1): 129-140. doi: 10.7638/kqdlxxb-2021.0360

摘要(249) HTML (205) PDF(56)

摘要:
针对轴对称内收缩直锥流场中的马赫反射问题，采用无黏数值模拟结合理论分析，在来流马赫数6及直锥入口半径R恒定的条件下，以模型壁面前缘角度θ_w和壁面长度w/R为几何参数，研究了内锥形激波汇聚增强过程以及马赫盘下游流动对马赫盘位置的影响。结果表明，壁面前缘角度θ_w通过改变轴对称内锥形入射激波汇聚增强过程中达到von Neumann强度的位置，限定了马赫盘可能存在的位置范围；马赫盘位置还受其下游流动的影响，在不同的θ_w和w/R条件下，马赫盘下游流管内声速喉道的形成机制可以划分为依赖或不依赖壁面尾缘膨胀波两种类型；对于不依赖于壁面尾缘膨胀波的情况，声速喉道形成之前流管内的压力仅与反射激波的波后非均匀压力相匹配，马赫盘的位置不随w/R而变化；对于依赖于壁面尾缘膨胀波的情况，声速喉道形成之前流管还需要匹配壁面尾缘膨胀波引起的压力变化；根据反射激波下游与马赫盘下游流管的压力匹配关系，可以求解马赫盘位置。

激波风洞超燃冲压发动机推阻测量技术

陈勇富, 卢洪波, 文帅, 陈星, 孙日明

2022, 40(1): 141-148. doi: 10.7638/kqdlxxb-2021.0300

摘要(268) HTML (81) PDF(33)

摘要:
面向高马赫数超燃冲压发动机推阻性能测量需求，基于FD-21高焓激波风洞，建立了基于自由飞原理的发动机模型推阻测量技术，创新引用了电永磁铁悬挂释放技术与高精度时序控制技术。设计了梯形多孔圆形阵列标记板，使用基于圆形特征阵列标记与图像识别技术的模型典型特征追踪方法，并对位移原始数据进行最近邻离群点剔除，用二阶中心差分求取模型加速度并进行傅里叶频谱分析，通过巴特沃斯低通滤波方法去除微分运算引入的高频噪声。进行了发动机模型自由落体运动试验和通流试验，探讨了自由飞测力技术的数据处理方法，获得了发动机模型的受力数据，给出了测量技术的精准度。在自由落体运动试验中，获得的加速度与当地标准重力加速度值偏差约为±2%。在FD-21风洞名义马赫数10模拟条件下进行了两次冲压发动机通流试验，获得的水平方向加速度相对偏差为2.32%，竖直方向加速度的相对偏差为7.44%。

“吸气式组合动力”专栏简介

专栏组稿专家

2022, 40(1): 149-149.

摘要(80) HTML (118) PDF(22)

摘要:

可重复使用宽域高速飞行器低速段动力方案分析与选型

陈操斌, 牛军

2022, 40(1): 150-164. doi: 10.7638/kqdlxxb-2021.0318

摘要(563) HTML (247) PDF(90)

摘要:
为快速评估不同类型的发动机方案在可重复使用宽域高速飞行器上的适用性，对飞行器动力方案中至为关键的低速段动力方案进行了综述分析。系统研究了不同动力方案在解决宽域工作问题方面基本原理的差异，给出了各方案的工作过程及宽域工作性能，并概括分析了典型方案所适配的目标飞行器的基本情况，为飞行器总体动力方案的设计提供参考。研究结果表明：宽域高速飞行器任务需求差异对低速段动力方案的选择具有重要影响；宽域加速型任务与高速巡航型任务差异较大，但随着飞行器马赫数上限的增加，两种任务模式下低速段动力方案选择的差异开始变小；对于某一确定飞行任务的宽域高速飞行器，满足其加速需求的低速段动力方案也不唯一；基于涡扇的变循环发动机方案、燃料直接预冷发动机方案及火箭冲压RBCC与现货涡轮发动机组合的方案在加速型任务与高马赫数巡航型任务中均可适用；基于现货发动机改造及组合的低速段动力方案，在低成本、高敏捷的两级入轨飞行器第一级中应用前景较好。

马赫数0至8范围RBCC发动机特性

刘昊

2022, 40(1): 165-180. doi: 10.7638/kqdlxxb-2021.0132

摘要(295) HTML (118) PDF(63)

摘要:
为获得飞行马赫数Ma₀ = 0～8 RBCC发动机特性及结构调节规律，基于试验数据，建立了采用控制体法，考虑热完全气体效应、化学平衡流动效应、黏性损失及热损失等影响的发动机特性分析模型，并通过发动机自由射流试验获得的推力、比冲数据对所建立的发动机特性分析模型进行确认。完成二元中心火箭布局变结构模型RBCC发动机火箭引射模态、火箭冲压模态及冲压模态特性仿真，定量获得了飞行动压、马赫数、攻角、当量比、火箭流量等因素变化对发动机性能影响；并针对给定模拟飞行弹道，完成Ma₀ = 0～8 RBCC发动机特性计算，给出了进气道收缩比、燃烧室扩张比、尾喷管扩张比、发动机总面积比随飞行马赫数及工作模态变化规律。研究表明：1）火箭引射模态，马赫数每增加1，推力、比冲增加约18.2%，火箭推力增益增加约15%；2）火箭冲压模态，火箭流量越大，火箭推力增益越小，且获得正的火箭推力增益范围越窄；3）Ma₀ = 2模态转换点，发动机性能及结构参数均存在间断，确保推力及结构参数的连续调节、匹配应是模态转换规律制定的关注点；4）模拟弹道下，进气道收缩比、燃烧室扩张比、尾喷管扩张比、发动机总面积比在Ma₀ = 0～8范围内分别变化6.17、4.26、30.38、8.94倍。

空气涡轮火箭发动机热力过程及工作特性

南向谊, 刘轶, 马元, 杨顺华, 马继承

2022, 40(1): 181-189. doi: 10.7638/kqdlxxb-2022.0033

摘要(329) HTML (106) PDF(39)

摘要:
对空气涡轮火箭（Air Turbo Rocket，ATR）发动机国内外研究概况进行了介绍。采用热力循环分析方法对ATR发动机热力过程和发生器温比、压气机压比、涡轮落压比等关键特征参数影响规律进行了分析，在此基础上开展了单组元和双组元推进剂ATR发动机系统和性能仿真研究，将部分结果与试验结果进行了对比。ATR发动机的起动特性和高空特性的理论和试验对比研究表明，ATR发动机在马赫数0～4的爬升包线中能够提供较大的剩余推力，起动时间在5 s以内。这一显著特点，使其在与冲压发动机并联组合后，可以实现高、低速流道的快速切换，从而实现推力连续过度，为宽域组合动力提供了一个新的技术路线。最后总结分析了ATR发动机的技术优势和发展前景，以及ATR发动机在应用方面的问题和思路。通过技术继承、拓展，ATR组合动力是构建新型临近空间超声速和高超声速动力创新技术途径。

预冷型组合循环发动机技术

罗佳茂, 杨顺华, 母忠强, 张弯洲, 游进

2022, 40(1): 190-207. doi: 10.7638/kqdlxxb-2021.0294

摘要(478) HTML (348) PDF(82)

摘要:
预冷型组合循环发动机具有工作速域宽、比冲高和推重比大等优点，在未来空天领域有广阔的应用前景。本文首先回顾了LACE、SABRE和ATREX等主要预冷型组合循环发动机的工作原理、技术特点和研究情况，对各型发动机热力循环中面临的难点问题进行了分析。其次，针对发动机预冷器、压气机、涡轮和燃烧室等关键部件，建立了热力循环计算模型，研究了预冷和燃烧对冷却剂的流量需求问题、预冷器与压气机性能参数匹配问题和压气机与涡轮共同工作问题等。结果显示，1.0～2.0倍当量比的氢在马赫数0～4.5速域内能将空气冷却51～476 K，而相同流量的甲烷在马赫数0～4.0速域内仅能将空气冷却24～182 K；熵函数用于表征预冷器和压气机在热势差效应和功热转换过程中的能量损失总和，根据发动机性能需求，在熵函数图上可设计不同的当量比-压比（$ \varphi $-$ {\pi _{\text{c}}} $）协同工作线；涡轮总功率是影响预冷发动机压气机压比的主要原因，与传统涡轮相比，驱动涡轮的工质（冷却剂）流量小，要求涡轮单位功率高，给涡轮设计带来挑战。最后结合评估结果对预冷型组合循环发动机的未来发展提出了一些建议。

高超声速发动机碳氢燃料预冷器换热特性

刘银龙, 徐国强, 付衍琛, 汤龙生, 闻洁, 王宇, 周建兴

2022, 40(1): 208-217. doi: 10.7638/kqdlxxb-2021.0291

摘要(310) HTML (175) PDF(48)

摘要:
将预冷过程引入高超声速涡轮发动机可以降低进入压气机的空气温度，提高可用增压比，增加发动机推力。为研究预冷器热力性能变化规律，对预冷器的结构形式和换热形式进行了分析，建立了以高热沉碳氢燃料为冷源的渐开线型预冷器分段热力计算模型，指出冷热流体均经历大温度变化的预冷器必须分段进行热力计算。研究了燃油流量、空气出口温度、预冷器结构参数等因素对预冷器热力性能的影响，得出结论：由于微细换热管数量达到数万量级，管内流动层流占比较大；燃油流量增加时，预冷器冷却能力增强且重量减轻，但吸热后的燃油不一定能全部用于燃烧，造成推力浪费；降低空气出口温度有助于提升发动机推力性能，但会造成预冷器重量增加和空气压力损失增大；管束横纵向间距均为1.5倍管径时，顺排相比于叉排排列，空气侧对流换热能力差，预冷器重量和空气压降均较大；管束横纵向间距对预冷器热力性能有较复杂影响。研究结论可为未来相似结构管束式预冷器的设计、验证和性能分析提供支撑。

XTER内收缩组合进气道设计理念及气动特性

蔡泽君, 胡占仓, 余联郴, 洪唐宝, 朱呈祥, 尤延铖

2022, 40(1): 218-231. doi: 10.7638/kqdlxxb-2021.0393

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摘要:
组合循环发动机的进气道特性是决定整体方案可行性的关键因素之一。本文针对XTER（Xiamen Turbine Ejector Ramjet）组合动力总体需求，详细梳理了XTER内收缩组合进气道的设计理念及设计要素，在此基础上重点分析了该组合进气道的流动结构及特性规律。结果表明，XTER组合进气道各设计要素及设计约束相互耦合，分流调节机构是组合进气道设计的核心，其设计难度高且使设计要素的相互制约问题更为突出。在全速域马赫数0～6范围内，XTER内收缩组合进气道的流动结构差异显著，但总流量系数均维持在0.75以上，有效保障了组合发动机的流量捕获，且分流调节机构能够实现模态转换过程中流量的平稳过渡。在马赫数2.5涡轮-引射亚燃模态转换过程中，引射亚燃通道及超燃通道总压恢复均稳定上升，在模态转换完成时总压恢复均接近或超过0.85。在区间马赫数3～4.5的引射亚燃-超燃模态转换过程中，进气道总流量系数由0.81提升至0.90，引射亚燃通道在前62.5%的进程中保持较高的总压恢复性能，表明该通道在前半程的模态转换过程中仍具有较强的工作能力。综合来看，XTER内收缩组合进气道的气动特性能够满足动力方案总体需求，全速域范围内流量系数变化缓和，模态转换过程中通道性能过渡平稳，具备宽速域连续正常工作能力。

留言板

2022年第40卷第1期

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2022年 第40卷 第1期

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