高马赫数涡轮发动机性能模拟

对马赫数4.0一级的高马赫数涡轮发动机进行了研究,分析了高马赫数涡轮发动机的结构形式和工作原理,建立了性能计算模型。利用泵理论拓展了发动机的低转速部件特性,对某高马赫数涡轮发动机方案进行了性能计算,并分析了其风车冲压模态的性能变化趋势。计算结果表明,该发动机在马赫数3.7时进入风车冲压模态;由于主燃烧室熄火,其推力在模态转换阶段将出现暂时震荡,比冲将在模态转换点达到最低值。     

Ma3一级高速涡轮发动机结构方案研究

首先介绍了国外Ma3一级高速涡轮发动机总体情况,然后对用于高速飞行器的Ma3一级高马赫数涡轮发动机设计需考虑的因素,最后给出了发动机的结构形式、承力框架、支点布局、主要零部件选材、加力燃烧室、引射喷管、空气系统、机械系统方案,对后续Ma3一级高速涡轮发动机研制具有一定的借鉴价值。     

高超声速推进技术的新进展

随着超燃冲压发动机技术的逐步发展成熟,国外高超声速推进技术的研究重点已转向涡轮基组合循环推进技术上,高马赫数（马赫数4以上）涡轮发动机正在成为国外高超声速推进领域新的研究热点,弥补了涡轮发动机马赫数2～2．5上限和亚燃冲压／超燃冲压发动机马赫数3．5～6下限之间的空白。     

低压涡轮气动/声学一体化设计——总体参数优化

低压涡轮是航空发动机的重要噪声源之一,同时也是影响发动机单位推力耗油率的重要部件之一。为适应新一代发动机高效、低噪的设计目标,提出了基于传统涡轮设计流程的低压涡轮气动/声学一体化设计思路,并以某一典型民用发动机6级低压涡轮的设计要求为例,对末级功分配、通道外径、涡轮出口马赫数、叶片数目等涡轮总体参数进行了优化探索。结果表明,文中提出的设计思路可以在涡轮设计的总体参数选取阶段对涡轮效率和噪声同时进行有效评估,以便合理地选取涡轮总体参数,是一种可行的高效、低噪涡轮设计方法。     

VAATE计划下的革新性发动机

通用的经济可承受的先进涡轮发动机（VAATE）研究计划是继综合高性能涡轮发动机技术研究计划之后．由美国国防部、国家航空航天局、能源部和工业界联合制定、于2003年开始部分实施、2005年开始全面实施的一项技术研究计划。综述了由美官产学机构正在联合开发和验证的一些革新性发动机概念,如高速涡轮发动机、高马赫数涡轮发动机和自...     

高马赫数涡轮基推进系统的发展及挑战

高马赫数推进系统不仅是高马赫数飞机必须突破的关键和难点,也是航空发动机未来发展的代表性技术方向之一,对 于涡轮发动机设计技术及相关制造技术的发展有着重要的牵引作用。总结了国外高马赫数飞机和推进系统的发展历程和发展趋 势,阐述了高马赫数飞机和推进系统的工作特点,分析了高马赫数涡轮基推进系统5个方面的技术挑战。据此提出应紧密结合高 马赫数飞机的需求,分布实施、快速验证,以多领域技术协同创新的方式发展高马赫数推进系统。尤其要关注高马赫数TBCC 推 进系统及其中的高马赫数涡轮基。     

内燃波转子技术对燃气涡轮发动机性能影响

为研究内燃波转子技术提高燃气涡轮发动机性能变化规律,建立内燃波转子燃气涡轮发动机热力循环分析模型,开展内燃波转子通道出口气流马赫数、压气机压比等参数变化对燃气涡轮发动机性能的影响研究,探讨了内燃波转子燃气涡轮发动机热力循环状态参数变化规律.研究结果表明:当压气机压比等于3.6时,发动机比推力和热循环总效率最大提高23.709%,耗油率最大减少19.165%;当通道出口气流马赫数等于0.6时,发动机比推力最大增幅达23.736%,此时压气机压比为4.4、发动机热循环总效率32.216%和耗油率减少24.366%,熵增减少7.864%,验证了内燃波转子技术能够提高燃气涡轮发动机总体性能.研究结果为深入开展内燃波转子燃气涡轮发动机基础理论和关键技术研究奠定基础.      

串联式TBCC发动机模态转换模拟

为开展涡轮基组合循环(TBCC)发动机模态转换过程研究,基于某小型涡喷发动机,应用串联式TBCC发动机总体性能数值计算程序进行性能计算。根据沿飞行轨道TBCC发动机冲压涵道与涡轮发动机涵道气流混合过程中的参数变化规律,开展模态转换过程模拟。分析了不同等动压头、加力/冲压燃烧室进口马赫数、出口温度等主要参数对发动机性能的影响。根据小型串联式TBCC发动机模态转换过程和沿飞行轨道的发动机稳态特性模拟,确定了较为合理的模态转换区间,并得到了推力、耗油率等发动机性能参数。研究表明:不同动压头对应不同的模态转换马赫数,加力/冲压燃烧室进口马赫数和出口总温对模态转换马赫数并无影响。     

外并联式TBCC发动机模态转换性能模拟与分析

针对Ma7一级外并联式TBCC发动机,发展了组合进气道模态转换性能简化计算模型和高马赫数涡轮发动机风车性能计算模型,实现了TBCC发动机由涡轮模态至冲压模态完整转换过程的动态性能模拟。将模态转换过程划分为冲压发动机冷通流打开和涡轮发动机关闭加力、降转、风车关闭等四个典型阶段,基于推力连续准则提出了模态转换策略。计算结果表明:模态转换期间,TBCC发动机的推力转换主要发生在涡轮发动机由全加力状态变化至不加力状态过程中;模态转换前期处于冷通流状态的冲压发动机以及后期处于风车状态的涡轮发动机产生负推力,最大值分别为模态转换后总推力的5.3%和13.7%;当涡轮发动机进入风车状态时,风扇和压气机的工作点均位于其特性图的低转速大流量区域,此后随着涡轮发动机空气流量的减小,风扇压比和压气机压比均趋向于1.0,与相关试验结果基本一致。     

涡轮冲压组合发动机涡轮基改型设计研究

基于现有涡扇发动机,按涡轮冲压组合发动机技术验证要求,开展了基于成熟涡扇发动机改涡轮基的设计研究。根据涡轮基工作性能和技术要求,分析了改型设计的难点,并开展了涡轮基控制计划设计、高空大马赫数起动设计、超声速燃烧设计、低转速接通加力设计、全权限控制系统设计、燃滑油系统设计、高空封严设计和涡轮基与冲压级匹配设计。通过整机试验验证改型后发动机满足验证平台需求,并配装冲压组合发动机平台完成关键技术验证试验。对其他发动机的改型设计具备一定的工程参考价值。     

基于飞机油箱模型形状特征油量测量切片步长选择方法研究

 在分析飞机数字式油量测量过程中目前广泛使用的切片法油量测量原理的基础上,针对现有的定步长切片法无法得到准确、可靠的燃油质量特性数据库的缺陷,结合对飞机油箱模型形状特征的分析,提出了基于飞机油箱模型形状特征的油量测量切片步长选择方法。此方法包括切片步长整体和局部选择两个过程,整体选择以实现相邻两切片平面所夹油箱模型体积近似相等为目的来确定切片步长,以体现油箱模型截面整体变化规律;局部选择以设计切片平面与截面突变平面重合或尽可能接近的方式,突出油箱截面的局部变化特征。实验结果表明：该切片步长选择方法较定步长方法能够建立更为合理、可靠的燃油质量特性数据库,从而提高了油量测量精度。     

二维翼段颤振的μ控制

 采用超声电机作为作动器来实现含控制面的翼段颤振鲁棒抑制。针对作者设计的二维翼段颤振主动抑制系统，通过理论与实验相结合的方法，建立了考虑沉浮方向阻尼和作动器模型参数不确定性的控制系统模型，设计了μ控制器，并对控制器做了降阶处理。数值仿真和风洞试验表明，μ控制器可有效地抑制颤振的发生，将颤振临界速度提高23.4%。相对于H_∞控制器，μ控制器的控制效果和鲁棒性更好。     

Abnormal Shape Mould Winding

为解决网格化芯模的缠绕问题,本文提出了复合材料面片缠绕机理;接着详细分析了面片缠绕过程中的芯模凹曲面上纤维滑线和架空现象,应用微分几何曲面理论和空间几何理论,提出判据及其解决方案;最后,针对飞机发动机进气道的缠绕成型,编制缠绕控制程序并进行相应的实验,验证了面片缠绕方法的可行性。     

基于H∞性能指标的质量矩拦截弹鲁棒控制

 以所建立的质量矩拦截弹数学模型为基础，利用微分几何的反馈线性化理论，得到一个解耦线性系统，考虑到拦截弹的鲁棒性要求和3个滑块的协调控制问题，提出采用双回路的设计方法，内回路采用线性二次调节器（LQR），外回路采用考虑混合灵敏度问题的H_∞控制设计。仿真结果证明了该方法动态性能满足设计要求，同时对系统参数的不确定性具有较强的鲁棒性。     

航天器返回地球的气动特性综述

航天器返回地球的飞行过程中,气动特性是实现将宇宙飞行速度减到落地前速度、保证再入飞行得到有效控制以及再入防热安全可靠的关键因素。针对简单旋成体气动外形、半弹道式再入控制、烧蚀防热类返回航天器,综述了返回地球过程中变化的空气流域特性、航天器周围的气体绕流环境、空气与航天器作用产生的动力学与热效应等。系统地给出了该类航天器的再入气动特性参数与飞行性能的共性规律,包括:气动阻力与再入减速、气动升力与再入轨迹控制、配平攻角与飞行稳定性、气动加热与防热,以及再入过程中不同气动特性航天器、气象条件变化等对再入飞行性能的影响规律。为航天器开展返回飞行过程的跨流域气动性能工程研制提供设计参考。     

基于马赫数分布可控曲面外/内锥形基准流场的前体/进气道一体化设计

提出了一种高超声速飞行器乘波前体的外锥形基准流场设计方法,在锥面马赫数分布规律给定的条件下,通过有旋特征线法实现反设计,提高了基准流场设计的灵活性。该基准流场通过锥形"下凹"弯曲激波和波后等熵压缩波系压缩气流,可以在较短的长度内完成高效压缩。基于反正切马赫数分布外锥形基准流场设计的乘波前体具有较高的容积率,乘波特性良好且出口均匀,设计点时有黏升阻比为1.89。另外,基于该乘波前体和马赫数分布可控的内收缩进气道给出了一种双乘波的前体与进气道一体化设计方案,实现了内外流分别独立乘波,充分发挥了乘波前体和内收缩进气道的各自优势。     

Potentials of manufacture and repair of nickel base turbine components used in aero engines and power plants by laser metal deposition and laser drilling

IntroductionExpensive turbine parts like HPT(HighPressure Turine)blades or vanes are replaced bynew parts in case of damage.For example theburn through of the inner side of a blade or vane(Figure 1)is a frequently appearing damage,which cannot be repaired…     

Enhancing the efectiveness of film cooling

Advanced gas turbine stages are designed to operate at increasingly higher inlet temperatures to increase thermal efficiency and specific power output.To maintain durability and reasonable life,film cooling is needed in addition to internal cooling,especially for the first stage.Film cooling lowers material temperature by forced convection inside film-cooling holes and by forming a layer of coolant about component surfaces to insulate them from the hot gases.Unfortunately,each cooling jet forms a pair of counter-rotating vortices that entrains hot gas and causes the film-cooling jet to lift off from the surface that it is intended to protect.This paper gives an overview of efforts to enhance the effectiveness of film-cooling.This paper also describes two new design concepts.One design concept seeks to minimize the entrainment of hot gases underneath of film-cooling jets by using flow-aligned blockers.The other design concept shifts the interaction between the approaching hot gas and the cooling jet to occur further above the surface by using an upstream ramp.For both design concepts,computational fluid dynamics results are presented to examine their usefulness in enhancing film-cooling effectiveness.      

Guide for Authors

<正>About Journal Chinese Journal of Aeronautics(CJA)is a comprehensive academic journal dealing with the fields of aeronautics and astronautics.It reports researches concerning the two fields in China and abroad to promote the academic exchange.Founded in 1988 and sponsored by the Chinese Society of Aeronautics and Astronautics and Beihang University,CJA publishes papers bimonthly,with issues released in February,April,June,August,October and December.     

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