尾喷管构型对多循环两相脉冲爆轰发动机流场及性能影响

为了研究尾喷管构型对多循环工况下非定常气液两相脉冲爆轰发动机推进性能的影响,运用适应能力强的非结构网格CE/SE(时空守恒元和求解元)方法数值研究了带尾喷管脉冲爆轰发动机的内外流场.结果表明:尾喷管对脉冲爆轰发动机性能的影响在单次循环和多循环工况下有显著差异;当燃料填充率为1、环境压力为0.1MPa时,完成一个周期各种构型尾喷管产生的平均推力由大到小依次为拉伐尔喷管、塞式收敛扩张喷管、收敛喷管、无喷管、直喷管;研究中塞式收敛扩张喷管可以提供最大的冲量和燃料比冲,但完成单个循环的周期最长.      

脉冲爆震发动机尾喷管的实验

选取3类10种有代表性的脉冲爆震发动机尾喷管进行了试验.研究结果表明, 各种喷管对性能均有提高;对每类喷管均存在一最佳面积比, 使推力增益最大;在受试的尾喷管中, 收敛-扩张喷管增益最大, 达24%;填充系数对喷管性能增益影响甚微.      

扩张管和燃料部分填充对PDE效能的影响

采用基于有限速率基元化学反应模型的网格自适应有限体积方法,数值模拟以脉冲爆轰发动机为背景的爆轰波通过扩张喷管的流场,研究了喷管形状及喷管充气状况对脉冲爆轰发动机推进性能的影响。结果表明,氢-氧混合物产生爆轰波的等截面爆轰管冲量在某一比例合适的部分填充时达到最大,而对较大扩张角的喷管来说,其冲量一般随喷管内可燃气体填充比例的增加而增加,比冲通常随可燃气体填充比例的减少而增加;合适的喷管和燃料填充系数能使比冲显著提高。     

脉冲爆震火箭发动机喷管构型数值研究

利用准1维模型对带喷管和不带喷管脉冲爆震火箭发动机(PDRE)模型的工作过程进行了数值仿真,研究了喷管构型对单次爆震过程流动以及排气性能的影响。结果表明,带有收敛扩张喷管和收敛喷管PDRE的内部流场比不带喷管和带扩张喷管PDRE的更为复杂。在爆震管完全填充的条件下,各种构型的喷管都能使PDRE性能增益,而收敛喷管使PDRE性能增益最大。但是,带收敛喷管PDRE的比冲仍远低于热力循环理论值,因而优化喷管设计具有进一步提高比冲的潜力。     

磁流体加速技术对脉冲爆轰发动机增推影响的二维数值研究

为了研究磁流体加速技术对脉冲爆轰发动机增推过程的影响,利用含磁流体运动的气液两相爆轰模型,同时采用CE/SE方法对含磁流体加速装置的脉冲爆轰发动机点火、爆轰及排气过程进行数值研究。模拟带磁流体加速器的脉冲爆轰发动机流场,揭示磁流体加速器的增推过程,分析磁流体加速器在不同磁感应强度及管长条件下对脉冲爆轰发动机推进性能的影响。计算结果表明:磁流体加速装置能够实现对脉冲爆轰发动机的推力补偿作用。磁感应强度及加速段管长增加,脉冲爆轰发动机的平均推力得到显著提高。加速段管长0.4m,磁感应强度2T时,平均推力可提高30.457%,此时推力提升率达到最大。     

中心锥对旋转爆轰发动机内外流场影响的三维数值模拟研究

为探究中心锥对旋转爆轰发动机(Rotating Detonation Engine,简称RDE)内外流场结构与推进性能的影响,本文设计了90°、60°、45°、30°、20°、14°锥角与无中心锥7种构型,对燃烧室内径为78mm、外径为88mm、长度为100mm的RDE进行三维数值模拟,推导了适用于带中心锥RDE的推力公式,获得了各构型下详尽的流场参数。结果表明：在本文构型下中心锥对内流场影响很小,各构型的内流场参数与结构基本一致;中心锥对外流场的爆轰产物有轴向加速与径向吸附作用,能够调控尾部区域的流场特性;中心锥对由压差项产生的推力具有显著的提升效果,最佳推力性能出现在20°中心锥构型中,RDE总推力增益达22.8%。研究结果揭示了中心锥对RDE推力影响的作用机理,阐明了锥角对推进性能的影响规律,对带锥形构型的尾喷管设计工作提供了参考。     

不同形式扩张喷管对两级PDE性能的影响

为了研究不同形式扩张喷管对两级脉冲爆震发动机性能的影响,以氢气和氧气混合物为例,对安装不同扩张角、长度和扩张曲线的扩张喷管的两级脉冲爆震发动机工作过程进行了数值模拟.结果表明,具有较大扩张角的喷管其推力增益较大;当扩张面积比一定,喷管长度不能太长和太短,否则喷管增推性能会下降;不同扩张曲线喷管对两级爆震发动机性能有较大影响,在扩张面积一定,长度一定的条件下,采用曲率较大的钟形型线的喷管时,凹面腔获得的冲量最大,喷管获得的冲量也最大.     

脉冲爆震涡轮发动机增推装置性能试验

以液态汽油为燃料,通过在双管脉冲爆震涡轮发动机(PDTE)原理样机的涡轮出口加装不同喷管和引射器等增推装置,利用试验研究了不同增推装置对自吸气工作模式下(工作频率10~20 Hz)发动机工作状态及推进性能的影响。结果表明:虽然加装3种尾喷管之后涡轮转速、压气机增压比及压气机流量都有不同程度的下降,但发动机都获得了不同程度的推力增益;相比于工作频率20 Hz时无喷管发动机推力114.95 N,发动机加装尾喷管后最大推力可达143.3 N,实现增推24.7%,最大单位推力为749.87 N·s/kg;加装引射器后可以进一步增推,发动机最大推力达到200.67 N,实现增推39.8%,同时这种增推效果随着工作频率的升高而逐渐增大。     

中心锥喷管喉道比参数对旋转爆轰燃烧影响的数值研究

旋转爆轰发动机的推进性能与尾喷管的设计有关。为探究中心锥喷管的喉道比参数如何影响旋转爆轰波的传播模态及旋转爆轰发动机的推进性能，采用三维欧拉方程结合氢气/空气基元反应模型，对不同喉道比参数下的旋转爆轰发动机进行了数值模拟与流动分析。数值结果显示，随着喷管喉道比的减小，旋转爆轰波依次呈现出稳定单波模态、单双波交替的混乱燃烧模态和爆燃燃烧模态。研究发现，喉道处产生的反射激波是影响RDW传播模态的关键因素。随着喉道比的减小，反射激波强度逐渐增强，并与新鲜来流混气作用引发局部热点，使单波模态转变为单双波交替的混乱燃烧模态；随着喉道比进一步减小，反射激波的高压作用使爆轰波熄爆，燃烧模态转变为爆燃燃烧。对推力性能的进一步分析表明，单波模态下发动机的推进性能随喉道比的减小而增强，且明显好于混乱模态和爆燃模态。     

脉冲爆震发动机喷管流动的数值模拟

为了研究喷管形状及充气状况对脉冲爆震发动机推进性能的影响,发展了基于有限速率基元化学反应模型的网格自适应有限体积程序,对影响脉冲爆震发动机推进性能主要过程进行了数值模拟,计算结果和相应的实验结果较为一致。锥形喷管的算例表明,不仅锥角对喷管性能有重要影响,而且同一锥角下喷管内的充气状况对喷管性能也有重要影响。在喷管内充空气情形下,爆轰波进入喷管后迅速衰减为激波,扩张管道的超声速膨胀使得喷管壁面压力显著下降,从而削弱了喷管提高脉冲爆震发动机推进性能的作用。在喷管内充燃气情形下,爆轰波进入喷管后可一直维持到喷管出口,显著提高了脉冲爆震发动机的推动性能。     

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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