摘要:介绍了脉冲爆震涡轮发动机的基本概念、主要结构形式以及基本特点.详细介绍了国内外研究状况及课题组的最新研究进展，对脉冲爆震涡轮发动机需要突破的关键技术、主要研究内容以及发展途径进行了探讨.研究表明：相比于传统的涡轮喷气发动机，脉冲爆震涡轮发动机的耗油率能降低5%~15%；在相同的燃烧室入口条件下，与等压燃烧驱动涡轮相比，用脉冲爆震燃烧驱动涡轮时的涡轮的单位输出功率要高；实现了由脉冲爆震燃烧室驱动涡轮，涡轮带动压气机给脉冲爆震燃烧室供气的自吸气模式，表明用脉冲爆震燃烧室代替传统等压燃烧室是完全可行的.

摘要:针对高推质比航空发动机高温升燃烧室的需求，提出一种中心分级燃烧室的设计方案，在保证与现有单环腔燃烧室扩压器尺寸、外机匣最大直径及燃烧室出口尺寸相同的情况下，对设计模型进行了三维数值模拟，并与现有的单环腔燃烧室数值模拟结果及试验结果进行了对比分析.研究结果表明：采用中心分级燃烧室，在获得更高温升的同时，可获得比单环腔燃烧室更高的总压恢复系数和比单环腔燃烧室更低的燃烧室出口温度分布系数（OTDF），其慢车工况下的CO排放和NO排放略高于单环腔燃烧室；在设计总油气比为0.045的情况下，温升可达1360K，总压恢复系数大于等于0.96，OTDF小于等于0.14，出口径向温度分布系数（RTDF）小于等于0.10，燃烧效率大于等于0.987.

摘要:Flow resistance and heat transfer coefficients of typical double wall laminated film cooling configuration within a turbine vane were experimentally studied. The specimen was in large scale, and made of transparent organic glass. Laminated configuration consisted of double wall laminates, pin-fins, staggered arrays of impingement and film holes. The number ratio of impingement holes, pin-fins and film holes was 2:1:1. Five experiment vanes were installed in static cascade, and experiments were carried out under constant heat flux. Re of internal cooling air in the experiment was from 10⁴ to 2×10⁵, and Re of external fluid was from 10⁵ to 3×10⁵. The experiment results show that flow resistances of front channel and back channel of the vane are in the same level, and both of them decrease as Re of cooling air increases. Nu of front channel is slightly higher than that of back channel. Both of them increase as Re of cooling air increases. And experiment results were obtained from experiment vanes were compared with that obtained from laminated flat plates, and the tendency of the results agrees well.

摘要:The apparatus of scan measurement was used to gather the temperature pattern at the combustor outlet, where the average working temperature of gas was about 1700K and the maximum temperature was about 1950K. Consequently, the measurement part was cooled by water or air. Usually, for intermittent measurement devices, the interval of circle angel could be changed to get a high-density temperature distribution. A continuous measurement manner was adopted to get point in circle. The angle between two measure-points was 1.286°.The annular combustor outlet was about 40 to 50mm in height, where 5 or 6 measure points were usually arranged. In this device, 10 measure points were arranged in a range of 45.5mm. Four thermocouples were arranged in circle to obtain 2800 measure-points of the temperature field in a single experiment. Data were drawn from the whole datasheet at intervals. Each group of data whose number decreased in turn, included temperature points of 2800, 1400, 700, and 350, respectively. Several groups of temperature distributions with different densities were established. Subsequently, data processing was conducted to calculate the main combustor characteristics, including arithmetic or integral average temperature, OTDF (overall temperature distribution factor) and RTDF(radial temperature distribution factor). It is found that the data from different groups with different measuring densities result in significant difference on the combustor characteristics. The veracity of temperature characteristics increases with the growing measure-density.

摘要:以Hyshot超燃冲压发动机试验为研究对象，分别对冷流和燃烧工况进行了CFD数值模拟.冷流模拟计算得到的壁面压力与试验结果吻合良好，且数值计算压力分布对采用的湍流流动模型不敏感；但是采用不同的湍流流动模型计算的湍流参数（湍动能和耗散率）差别很大，会对氢气燃料与气流的掺混产生重要影响，进而影响燃烧模拟结果.采用SST（shear stress transport）k-ω湍流流动模型和EDM（eddy dissipation model）湍流燃烧模型得到的模拟结果与试验结果基本吻合，但是计算压力峰值略靠后.对8个不同氢气燃料喷射角度的工况进行数值模拟结果表明喷射角度为99°和114°时燃料和空气混合最好、燃烧效率可达到最高.

摘要:为了进一步理解双出口气膜孔的冷却特性，建立了气膜冷却效率实验台，通过红外测温技术研究了圆孔和4个不同次孔方位角的双出口孔在吹风比为0.3~2.0时的冷却效率.结果表明：和圆孔相比，次孔方位角为30°，45°，60°双出口孔能提高面平均冷却效率18%~37%.次孔方位角为30°双出口孔在低吹风比下提高冷却效率最显著，次孔方位角为60°双出口孔在高吹风比下提高冷却效率最显著.在研究的吹风比范围内，次孔方位角为45°双出口孔都能较显著地提高冷却效率，次孔方位角为75°双出口孔冷却效率低于圆孔冷却效率.

摘要:以某履带车辆前置动力舱为研究对象，建立了舱内冷却空气流场的物理模型与数学模型，对装备有多个散热器且入口边界条件不同的动力舱内、外部冷却空气流场进行了仿真研究，并与实车测试结果进行了对比，分析了不同车速对各散热器冷却空气质量流量的变化规律的影响.结果表明：在相同风扇转速下，随着车速由0km/h增加到70km/h，两个散热器及两个风扇的质量流量均有10%左右的变化，但是两个散热器的总质量流量基本不变.车速在0~70km/h变化时，由仿真计算和试验测试所得的各散热器和风扇的冷却空气质量流量变化率之差都小于5%.

摘要:选用燃油JetA为航空燃料，建立了简化火焰锋面模型、燃烧化学平衡模型、燃烧动力学模型、燃油雾化模型、燃油蒸发模型及污染排放生成模型.采用基于燃烧室多反应器模型对发动机在不同工作状态下的排放产物NOx、未燃碳氢化合物（unburned hydrocarbons，UHC）和CO进行了计算.结果表明：燃烧室内火焰温度越高，NOx排放量越大.在发动机工作在低转速工况下时，燃油液滴的雾化直径大，造成CO与UHC排放量增加.基于燃烧室多反应器模型计算通用性强、速度快，适合与发动机性能程序相结合，在发动机设计阶段对发动机不同工作状态下的排放产物含量进行预测计算.

摘要:为了使航空发动机达到高推质比、低燃油消耗率、低污染以及拓宽稳定工作范围的目标，应使用涡轮导向器增燃技术在涡轮导向器叶片间喷油点火再次燃烧，提高涡轮内燃气温度，从而提高发动机的总体性能.阐述了涡轮导向器增燃技术具有提高航空发动机总体性能的潜在优势，分析研究了该技术中组织燃烧的关键技术、参数和机理问题，得出如下结论：①对于射流旋流方案，径向凹槽对燃烧室出口温度分布起决定性作用；降低燃烧凹环内当量比，可提高燃烧效率，从而降低CO，UHC（未燃碳氢化合物），NOx 等污染物排放量.②当二次气流角为60°时，射流涡流方案各项燃烧性能较好.

摘要:设计了一种贫油燃烧中心分级燃烧室，采用单头部矩形试验件，试验研究了3种不同台阶高度对点火熄火性能的影响.试验中只有预燃级喷嘴供油工作，在常温常压、常温低压条件下进行了贫油点火试验，在常温常压、加温常压下进行了贫油熄火试验.结果表明：台阶高度越大，贫油点火边界越宽，同时贫油熄火边界越宽；进口温度的升高有助于改善贫油熄火性能，并缩小3种方案贫油熄火油气比的差距，在320~570K的进口温度范围内，贫油熄火油气比的最大差距由40%减小到13%；3种方案都具有较好的常温负压点火性能，且在0.5%~1.5%的火焰筒进出口总压降下，贫油点火油气比差异不大，最大相差不超过10%.

摘要:针对某型燃气轮机运行时回流式环管型燃烧室的火焰筒常发生烧蚀和裂纹，需获取其火焰筒壁温分布特点，进行分析以提出改进措施.全面考虑固体导热和辐射传热、气体与固体间的对流换热以及火焰和燃气的辐射，对燃烧室进行三维气热耦合数值模拟计算，获取流场、温度场以及壁温分布信息，并结合实验验证了三维气热耦合数值模拟能够较有效预测火焰筒壁温分布.由模拟结果知该型火焰筒壁温未超过设计值1223K，但在联焰管与筒体连接处以及多个主燃孔处的温度较高、温度梯度较大，需要对这些部位的冷却方案进行改进.

摘要:针对钝体火焰稳定器结构的模型预混燃烧室的燃烧不稳定性现象进行了实验研究和数值模拟.实验中利用动态压力传感器测量了不同当量比时燃烧室内动态压力的频率和振幅.结果表明：随当量比增加，不稳定性频率从251Hz增加到258Hz.不稳定性振幅与大气压力比值从2.7%增加到6.1%.对燃烧室进行了定常和非定常数值模拟以及声学模态分析，得到了周期性旋涡脱落的频率为260Hz和燃烧室系统的前5阶本征声学模态频率.其中第3阶纵向声学模态频率与实验值基本一致，说明维持不稳定性的机理为钝体火焰稳定器后旋涡的周期性对称脱落和燃烧室系统的第3阶纵向声学模态形成了耦合.

摘要:在常温常压进口条件下开展点火试验，研究对象为多级旋流空气雾化喷嘴模型燃烧室，在火焰筒压降为1%~6%工况下分别采用20J和12J点火能量的电火花点火器进行点火试验，控制预燃区补氧空气流量比在0~0.04范围内，研究了多级旋流空气雾化喷嘴的点火油气比变化规律.结果表明：在点火油气比足够小的情况下，预燃区补氧流量越高，临界进口速度越大；在相同点火能量和火焰筒压降下，预燃区补氧空气流量比越高，点火油气比越小；随着预燃区补氧空气流量比增大到一个阈值（20J点火能量时为0.01，12J点火能量时为0.015），点火油气比曲线的发展趋势将发生变化；当预燃区补氧空气流量比继续增大到另一个关键阈值（20J点火能量时为0.025，12J点火能量时为0.03），点火油气比不再发生明显改变.

摘要:采用色流实验与particle image velocimetry（PIV）测量相结合的方法，对单自由度扑翼模型所产生的脱落涡进行实验研究，得到以下结论：①在扑翼上扑或下扑的过程中，前后缘处产生连续的牛角形涡环，且脱落涡均存在展向运动.②翼翅表面脱落涡的交替产生，使得翼翅上下表面交替产生不对称分布的压力差.③研究对象产生升力的条件是攻角与来流速度均不为零.④扑翼上扑和下扑过程中，脱落涡环量最大值均出现在单行程的3/5处.⑤脱落涡环量与扑动速度成正比.⑥相比上扑过程，下扑过程中翼翅对流场做功更多，在一个扑动周期内，这多余的能量转换为扑翼升力.

摘要:采用大涡模拟（LES）的计算方法，对车外后视镜不同边缘结构引起的外部流场和镜后车身表面监测点处的气动噪声进行了数值仿真.研究表明：不同的镜罩边缘结构在较大程度上影响了流经后视镜罩的气流速度和流线方向，对后视镜后部流场和监测点处声压级产生较大影响.相较于原模型的光滑边缘结构，模型1后部流场涡团更远离车身表面，有利于降低气动噪声，某监测点1/3倍频程中心频率处声压级最大降幅接近10dB；模型2后部流场涡团产生分离，并更靠近车身表面，反而使气动噪声增大.模型1的镜罩边缘结构改进方案对车外后视镜-A柱区域的流场和气动噪声都有较好的改善.

摘要:总结了对翼梢小翼减阻效果影响最大的几何参数，在此基础上采用数值模拟方法研究了这些几何参数的最佳变化范围，为变体翼梢小翼设计提供理论依据.并从气动性能、气动载荷分布和翼尖涡的角度探讨了变体翼梢小翼相对传统翼梢小翼的优缺点.结果表明：在飞机的起飞阶段，变体翼梢小翼的减阻效率比传统翼梢小翼高2.2%，同时将翼尖涡强度降低了15%，有利于提高飞机的燃油效率和机场空域安全；但也会增大机翼的翼根弯矩，因此必须权衡变体翼梢小翼带来的气动收益与结构强度不利因素.

摘要:Dynamic stability equations of bearingless rotor blades were investigated using a simplified model.The aerodynamic loads of blades were evaluated using two-dimensional airfoil theory.Perturbation equations were obtained by linearization of the perturbation.A normal-mode approach was used to transform the equations expressed by nodal degrees of freedom into equations expressed by modal degrees of freedom,which can reduce the dimension of the equations.The stability results of rotor blades were presented using eigenvalue analysis.The shape function matrix was obtained using spline interpolation,which simplified the analysis and made assembly of the inertial matrix,damping matrix,and stiffness matrix a simple mathematical summation.The results indicate that the method is efficient and greatly simplifies the analysis.

摘要:运用面元法模拟直升机机身流场，计算前飞状态的ROBIN（rotor body interaction）模型孤立机身顶部中线的压力系数分布，并与参考数据、CFD计算结果对比，验证了本方法的准确性.采用离散涡系模拟平尾、垂尾和短翼等升力面，以带短翼的UH-60直升机为例，研究了升力面参数变化对机身、平尾、垂尾气动干扰的影响.结果表明：改变升力面的安装角显著改变了气流对其周围的绕流情况，在参数中影响最大；平尾参数尤其是安装角会对垂尾和短翼的压力系数产生较大影响；减小垂尾展长和增大短翼安装角会提升各自的压力系数.

摘要:使用基于可变时间间隔平均方法的多尺度湍流模型，对高超临界区雷诺数下非定常圆柱绕流进行了数值模拟.结果表明：多尺度湍流模型在升阻力系数预测上与实验值一致，而标准k-ε模型和SST（shear stress transport）k-ω模型却只能兼顾其一；在旋涡脱落特性预测上与实验值相一致，其误差小于SST k-ω模型的5.8%和标准k-ε模型的37.6%；在表面平均压力系数分布预测上其误差仅为3.6%，明显优于SST k-ω模型的13%和标准k-ε模型的53.7%；在表面摩擦因数分布及分离角度方面与实验结果相吻合，且分离角度误差仅为0.78%，结果优于标准k-ε模型的1.04%和SST k-ω模型的1.83%，充分验证了该湍流模型应用于复杂湍流模拟预报的潜力.

摘要:结合附面层抽吸技术提出了一种高负荷对转压气机气动设计方法.在高负荷设计前提下，为避免在转动部件中进行附面层抽吸所带来的诸如强度等问题，利用基于动叶出口轴向速度提升的低反动度压气机气动设计原理，提升动叶出口轴向速度以确保动叶效率，附面层抽吸只在静叶中进行.利用该对转压气机气动设计方法，进行了一对转压气机气动设计验证.三维黏性数值模拟结果表明，在第一列转子与第二列转子叶尖切线速度分别为370m/s与350m/s的前提下，实现了总压比为5.85，效率为88%的两级对转压气机气动设计.

摘要:对某跨声速压气机转子在不同工作流量下的叶尖非定常流场进行了数值研究.结果显示：大流量状态下，该转子叶尖流场几乎不发生振荡.此时，叶尖流场可以按定常流场进行分析；小流量状态下，叶尖泄漏涡大幅振荡，相邻叶片通道内的叶尖泄漏流之间也存在周期性相互干涉.其结果是在稳定状态时出现由于叶尖泄漏涡的振荡及其周向传播造成的“旋转不稳定”现象.“旋转不稳定”流场结构主模态旋涡个数大约为40%的叶片通道个数；其周向尺度占据2~3个栅距.

摘要:通过数据并行的方式对一个成熟的叶轮机多块网格气动计算程序（MAP）进行了并行化处理，利用计算统一设备架构（CUDA）技术实现了在图形处理单元（GPU）上的并行计算.保留了原程序中的2阶空间迎风格式和隐式时间离散格式，并采用了隐式迭代对线性系统进行求解.经过2个叶轮机械算例的测试，与在传统的中央处理器（CPU）上运行的原程序相比，在计算结果完全一致的前提下，单GPU的计算速度最高可达单CPU计算速度的8.89倍，与四核并行的CPU计算相比可以得到2.39倍的加速.

摘要:为了揭示压气机转子内部真实流动的演化过程并分析其背后的流动机制，采用示迹线显示空气流动的方法对某低速轴流压气机转子流场进行了直接观测，同时结合多通道非定常数值模拟技术分析了转子叶尖区域流动特征及其形成机制.结果表明：叶片上的示迹线直观形象地显示了转子内部复杂流动随压气机工作状态变化的演化过程.即随着压气机转子节流，叶顶间隙泄漏流的轨迹不断向上游移动，到达近失速工况时，泄漏流与来流的交界面与转子叶顶前缘平齐，与此同时转子叶尖吸力面附近出现了大面积的回流，且回流的气体均向叶顶前缘聚集.通过进一步研究发现叶顶间隙区域内泄漏流与主流的轴向动量之比随转子流量系数减小而不断增大是导致泄漏流轨迹前移及叶顶回流区扩大的物理机制.

摘要:针对某大型轴流风机设计了4种出口段轮毂匹配方案，采用数值模拟方法对比分析了4种方案下的风机特性和叶尖以及叶根流场结构.结果表明：出口轮毂形状的变化对该风机叶尖流场结构影响很小；该风机出口无轮毂时，在叶根区域出现约占20%叶高区域的分离流，损失严重，降低了工作效率；在相同的叶尖间隙下，风机效率随着出口轮毂扩压角的减小而提高；在风机出口增加一个匹配的平直轮毂或收缩轮毂可使叶根分离涡后移，分离区域减小至5%叶高以下，同时可使该风机效率至少提高2个百分点.

摘要:针对三种不同形式的典型层板冷却结构，设计加工了高温合金材料试验件.模拟涡轮冷却叶片在实际发动机中的高温工作环境，通过冷热循环加载方式试验研究每种层板冷却结构的热疲劳寿命，分析其破坏部位及破坏原因，并与数值计算结果进行了对比.结果表明：层板冷却结构热疲劳裂纹出现在排气板气膜孔附近，并沿气膜孔纵向扩展，内表面扩展程度大于外表面.在三种层板冷却结构中，211型层板冷却结构热疲劳寿命最低，161型和141型层板冷却结构热疲劳寿命相当.

摘要:针对斯贝MK202发动机应力标准对零部件工作寿命评定中未包含各种随机因素的影响，考虑零部件疲劳性能参数的分散性和发动机整机载荷谱的随机性，将实测数据统计分析、零部件应力有限元分析以及蒙特卡罗模拟分析有机结合，提出了基于概率的航空发动机飞行换算率改进算法，以解释航空发动机零部件实际工作寿命存在的差异.经范例验证表明：确定性寿命评定方法的飞行换算率计算结果与改进算法下的平均值相当；对于单次飞行换算率，改进算法的单次飞行换算率平均值比确定性方法的计算结果小2%；对于综合飞行换算率，改进算法的综合飞行换算率平均值比确定性方法的结果小1%；且在改进算法下单次飞行换算率和综合飞行换算率服从正态分布.

摘要:针对经典的多学科设计可行方法（MDF）的低效率问题，开展了利用可变复杂度建模方法改进MDF策略的研究.以涡轮叶冠为对象，综合考虑优化精度和优化效率，利用响应面方法近似高精度分析，简化计算难度，提高优化效率；合理引入可变复杂度建模方法，通过双循环结构优化策略周期性地调用高精度分析更新响应面方程来保证优化精度.基于双循环的涡轮叶冠多学科优化设计（MDO）表明，优化设计目标降低了1.4%，明显好于经典MDF策略（0.97%），整个优化策略共耗时2h39min，仅是经典MDF的优化时间的1/3.

摘要:采用气膜孔薄壁平板试样模拟冷却叶片，并与无气膜孔薄壁平板试样蠕变试验结果进行对比，研究了气膜孔对镍基单晶合金冷却叶片模拟试样高温持久断裂寿命的影响.试验结果表明：在950℃和377MPa条件下，无气膜孔薄壁平板试样的高温持久断裂寿命大约是气膜孔薄壁平板试样的2倍，扫描电镜（SEM）断口分析可以看出蠕变损伤首先发源于气膜孔周围并在气膜孔边缘开始起裂.基于晶体塑性理论建立单晶材料蠕变数值计算模型，将其编入Abaqus用户子程序中，对气膜孔和无气膜孔两种薄壁平板试样进行模拟分析.模拟结果显示在气膜孔周边存在应力集中和应力重分布，数值模拟分析结果与试样的断口表面形貌吻合.为便于工程应用，将高温持久断裂寿命与十二面体滑移系最大分切应力幅表达成指数关系，蠕变试验结果表明此式在该应力、温度条件下具有良好的精度.

摘要:基于齿轮传动线外啮出冲击原理，提出在啮合线方向上构建含系统等效误差和齿对综合变形的啮出冲击计算模型.根据齿轮变形随载荷变化的曲线推导出线外啮出冲击点的综合变形.将系统等效误差与齿对综合变形沿啮合线方向进行合成，求出线外啮出点与冲击点的位置.根据啮合点法向速度相等原理，求解线外啮出过程中被动齿轮最小转速和啮出冲击速度，进而求解出线外啮出冲击力.结果表明：线外啮出冲击力为啮入冲击力的70%~80%.即啮出冲击对齿轮传动较啮入冲击的影响要小，验证了啮出冲击和啮入冲击对“啮合合成基节误差”具有不同的作用效果.

摘要:The problem of hydrodynamics of the three-leaf dislocated floating-ring bearing was studied by means of boundary element method. The law including the distribution of pressure on boundary surface (axial, bearing and floating-ring) and its friction loss in different eccentricities was obtained. The results show that the inner friction of three-leaf dislocated bearing increases from 390.875 to 1091.65, and the inner friction of three-leaf dislocated floating-ring bearing increases from 94.2523 to 114.5069 with eccentricity varying from 0 to 0.075 in nondimensional. So changing the pressure and flow field of bearing by adding floating-ring is more stability and less wasted work of friction than three-leaf dislocated bearing.

摘要:为了改善加工参数较少的面齿轮传动的啮合性能，提出了用给定的啮合性能对面齿轮和小齿轮齿面进行拓扑修形设计的方法.面齿轮用插齿法加工，面齿轮与插齿刀的转角关系由预设的传动误差确定，由此确定面齿轮的拓扑修形齿面.然后用接触路径的位置及其方向和接触椭圆的大小构造小齿轮的拓扑修形齿面，该齿面用共轭点接触法磨齿加工，建立了小齿轮拓扑修形齿面与加工参数之间的线性方程.结果表明：齿面接触分析（TCA）获得的传动误差、接触路径与预设的传动误差、接触路径相同，TCA仿真的椭圆长度与预设椭圆长度相差范围为0.1752~1.16mm.

摘要:In order to research the uncertainty propagation laws of Mars entry dynamic equations for the Mars entry phase, an improved method was presented for analyzing the effect of the initial state uncertainties and uncertainty factor on the system state in the state trajectories. When applying the method to the entry phase of one of the NASA Mars exploration missions, the simulation results agreed well with the Monte Carlo method, especially the flight path angle simulation at least reaching 92%. It is found that the improved method can not only predict the uncertainty propagation laws with high accuracy of at least 92% in flight path angle simulation and large application scope from -0.1 degree to 0.1 degree, compared with local linearization method, but also save several hours relative to Monte Carlo method.

摘要:采用比例-积分-微分神经网络（PIDNN）的控制算法，集合了传统PID控制及神经网络各自的优点，控制发动机在不同工况下的空燃比，实现发动机在不同工况间切换时，能够快速地控制空燃比至目标值.在AMESim软件中建立发动机模型，在MATLAB软件中建立PIDNN控制算法，进行模型在环仿真，仿真结果表明：在不同海拔高度下，PIDNN控制算法都能够准确地把空燃比控制在目标值，当发动机在不同工况间切换时，PIDNN能够在0.5s内把发动机空燃比控制至目标值，并且保证过量空气系数超调量在0.2之内，改善了发动机的动力性、经济性，提高了发动机的响应能力.

摘要:对黏接界面试件拉伸变形破坏过程进行了观察，通过编制数字散斑相关方法（DSCM）处理图像，提取得到试件表面随着载荷变化而变化的位移场和应变场及其演化过程.结果表明：带预制脱黏黏接界面试件在拉伸过程中，由于预制脱黏尖端附近产生应变集中将产生起裂.DSCM能较好地应用于黏接界面试件表面的变形和破坏分析中，定量测量了界面变形场，并与试验结果相吻合.