摘要:介绍了等离子体强化燃烧的基本原理，总结了等离子体强化燃烧的3种途径，分别是热强化、动力学强化与输运强化；对国际上，特别是国内在等离子体强化燃烧的应用验证、作用机制和数值仿真研究方面的最新代表性成果进行了综述.提出了等离子体强化燃烧的4个研究方向，分别是等离子体强化燃烧机理、多场耦合建模与仿真、测试诊断研究，以及等离子体强化燃烧在航空发动机中应用的其他科学与技术问题，同时提出了开展这4方面研究工作的一些建议，主要是定量研究等离子体点火与助燃的3种效应，分别建立各效应与点火特性、助燃特性之间的关系；建立等离子体强化燃烧的详细动力学模型；应用先进的测试诊断设备，发展等离子体强化燃烧的新型测试技术；考虑等离子体点火与助燃应用到不同类型发动机燃烧室时的匹配问题，特别是等离子体电源的小型化与轻型化问题等.

摘要:为了提高燃气轮机的热效率，提出将化学回热技术（CR）与连续旋转爆轰增压燃烧（CRDPC）技术进行有效结合的思路.通过实验研究与数值研究的方法分别考察了不同的甲烷蒸汽重整方案对热回收的影响、重整气的增压燃烧流场特性及燃烧室性能等.结果表明：并列协同催化甲烷蒸汽重整方案具有最佳的重整性能，甲烷转化率和总焓增加率分别达到46.51%和25.28%；重整气组分的差异对爆轰波系流场结构影响较小，但是氢气质量分数的增加可以提高爆轰波传播速度，也会加剧新鲜预混气与上一轮爆轰产物的接触间断处的提前燃烧；在总压相同且重整气与空气以化学当量比进行预混的前提下，重整气中氢气质量分数增加1.1%左右时，预混气入口比质量流量降低约4.5%，但连续旋转爆轰燃烧室增压比降低约6.0%，这主要是接触间断处的提前燃烧造成的.

摘要:为深入研究燃气轮机燃用生物柴油对其燃烧与排放性能的影响，将生物柴油与柴油按照不同比例进行混合，在双旋流燃烧室90°扇形试验件上进行降压模拟燃烧试验.结果表明：随油气比的增加，燃烧效率和NOx排放快速增加并趋于稳定，出口温度分布系数（OTDF）、径向分布系数（RTDF）、CO排放逐渐减小并趋于稳定；随生物柴油混合比例的增加，燃烧效率、燃烧室温升逐渐降低，OTDF和NOx排放先减小后增加，RTDF和CO排放逐渐增加.随油气比的增加，生物柴油对燃烧和排放的主要影响方面发生变化，影响程度逐渐减弱，不同油气比时存在不同的最佳生物柴油混合比例.

摘要:对带有两种不同头部结构（基准型为方案1，头部加装外套环为方案2）的三旋流单头部燃烧室进行了研究，对有两种头部结构的燃烧室进行了流场和燃烧场的数值模拟，在相同的进口试验条件下，用燃气分析法和15点测温耙分别测量了两种头部的燃烧效率、出口冒烟数和出口温度场.结果表明：三旋流器的燃烧效率超过了99.7%，加装外套环后其流场、温度场分布均较基准型有所改善，回流区更加饱满，油气混合和燃油雾化效果增强，出口温度分布系数（OTDF）和出口冒烟数分别降低了36%和25%.

摘要:对压气机级间篦齿封严进行了实验研究.不同压比下（1.05~1.3），研究转速（1500~8100r/min）对压气机级间篦齿封严的工作间隙变化、泄漏特性、温升特性和旋流特性的影响.结果表明：随转速的增大，工作间隙减小，流量降低；小压比时流量系数降低，较大压比时流量系数变化微小.系统风阻温升随转速增大而增大，转速越大时，其温升越明显.另外，随转速的增大，出口盘腔同一径向位置的旋转比增大；同一转速下，随出口盘腔径向位置的增大，旋转比降低.

摘要:为对航空发动机蜂窝式轴心通风器油气分离效率进行研究，建立考虑油气双向耦合的流场计算方法及油滴/壁面相互作用模型，在验证通风阻力及油气分离效率可靠性的基础上，对不同转速、通风流量和环境温度下蜂窝式轴心通风器的油气分离效果进行计算和分析.结果表明：转速的增加会使油气分离效率得到提升，而通风流量和环境温度的增加则导致油气分离效率的降低.蜂窝孔结构的加入对通风阻力影响不大，却对通风器的滑油分离过程起主要作用，计算表明其对滑油分离贡献率在80%以上.

摘要:设计和搭建了叶尖主动间隙控制系统的核心——可控热变形机匣模型试验验证台，利用机匣温度和变形量等参数的测量，验证了某主动间隙控制设计方案的基本工作特性.试验中通过改变集气腔进气流量，研究了不同试验工况下机匣温度分布规律，获得了机匣径向变形量及其在周向和轴向的分布规律.研究中发现冷却空气管的多孔冲击射流可以有效改变机匣温度，并达到调节机匣变形的最终目的.随着供气雷诺数增加，机匣的热响应时间减小，机匣的收缩速率明显增加，但该增加幅度随着雷诺数的增加而逐步减弱.试验结果表明：机匣径向冷却收缩量基本均匀.由于冷却空气管周向流量分配不均匀，使其周向上最大相对偏差为8.75%.同时冷却空气管结构和供气量差异会导致机匣轴向温度分布不均匀，在该验工况中，机匣径向冷却收缩量在轴向上最大的相对偏差为6.99%.

摘要:针对有机工质高温高压下密度的测量较为困难的问题，特别是超临界状态下，设计出高温高压下密度的测量方法，并提出了基于最小二乘支持向量机（LSSVM）的密度预测方法.该方法首先利用实验手段对有机工质在不同温度、压力点下的密度进行测量，并通过对该离散的实验段数据的学习，利用最小二乘支持向量机方法预测得到T-p面上密度的连续值，尤其是实验手段难以测量的超临界下的密度.基于该方法，以有机工质六甲基二硅氧烷为例，得到了其在T（600~850K）与p（1.3~2.25MPa）范围内的密度值及密度关于温度压力的函数公式，并将其结果与公布的密度数据对比，结果表明：两者的相对误差仅为2.4%，证明了方法的有效性.

摘要:为研究蒸汽流量对蒸汽直接接触凝结及汽泡表面变化过程的影响，利用高速摄像仪记录一定过冷度、不同蒸汽流量条件时过冷水中蒸汽的凝结过程.实验结果表明：蒸汽流量小于0.36m³/h时，汽泡表面始终较光滑；当蒸汽流量升至0.74m³/h时，汽泡表面上出现波动，汽泡最终逐渐分裂成数个小汽泡；当蒸汽流量大于1.13m³/h时，汽泡表面上的波动非常剧烈，汽泡不稳定性增强，并最终破碎成大量微汽泡.且随蒸汽流量增，这些微汽泡的直径减少，喷射速度增加.蒸汽流量超过1.13m³/h后，汽泡在凝结时，其相对半径迅速减小，半径变化率迅速增加.汽泡表面剧烈的波动会极大的增加汽泡有效换热面积，导致蒸汽与过冷水间的传热和传质过程被极具的加强.

摘要:针对跨声速后掠翼，三维鼓包串作为一种有效的减阻方式具有结构简单、高效及鲁棒性好等优点.利用全局优化算法探索了鼓包设计参数空间的整体特性，并对鼓包长度、三维鼓包展向设计参数对鼓包减阻效果的影响进行了研究，发现鼓包顶点位置和高度对阻力系数最敏感，三维鼓包的展向设计参数则对阻力系数不敏感，而鼓包长度和鼓包相对展长越长越有利于减阻.在此基础上开展了小后掠角自然层流机翼加3种不同类型鼓包串的优化研究，通过优化结果发现，增加优化后的三维鼓包串，可将小后掠角自然层流机翼阻力发散马赫数向后推移，并且鼓包平均长度和控制区越大，效果越好.三维鼓包串具有良好的局部控制特性，可用于局部较强激波的抑制.三维鼓包串对常规后掠翼波阻具有良好的控制效果，同时能够抑制激波诱导的机翼后缘气流分离.

摘要:针对航空发动机气路诊断中测量参数个数小于待诊断参数个数的不适定问题，利用了发动机平衡技术，结合非线性的发动机数学模型，并综合考虑了测量参数的不确定度和理论模型部件性能的不确定度，建立了一种结合不确定度的发动机气路故障诊断辨识算法——变分加权最小二乘法，并将该算法应用于某发动机的诊断分析中.结果表明：运用该方法可分析出测量数据和模型计算数据之间的差别，同时，利用所得的故障参数修正量修正原发动机数学模型，使模型计算推力与试验测量推力最大偏差由8.25%减小到1.66%，耗油率最大偏差由6.25%减小到1.50%.

摘要:研究了抽吸位置和开槽形式对高超声速内收缩进气道涡流区和起动性能的影响.数值计算结果表明：在内收缩进气道下洗气流集中区域开槽对减小出口涡流区效果显著，在分离包内开槽可以以较小的流量损失来大幅提升进气道的起动性能.横纵向组合槽即T型槽的综合抽吸效率最高，相对原型进气道，设计点马赫数为6.0时在相对抽吸流量为1.01%时出口总压恢复系数提高了12.8%，畸变指数减小了37%；起动马赫数从5.2降至4.1，自起动马赫数由6.2降至4.8.

摘要:采用在点对点多块结构化网格系统上求解三维可压缩雷诺平均N-S（Navier-Stokes）方程的方法，研究了发动机动力效应对民机起飞构型气动特性的影响.首先，通过涡轮动力模拟器风洞试验模型及民机高升力构型标准模型，对研究方法进行了验证，计算和试验结果的良好吻合说明研究方法用于模拟发动机动力效应及预测民机高升力构型气动特性是可行的.其次，针对分别安装通气短舱和动力短舱的某翼吊涡扇发动机民机起飞构型，研究了发动机动力效应对其气动特性的影响规律.结果表明：在通气短舱基础上预测的起飞最大升力系数、失速迎角以及阻力和力矩，在考虑动力效应后会产生明显的不同.动力效应可使外形最大升力系数增大并延迟机翼失速，但同时也带来了低头力矩增大和升阻比降低的不利影响.建议在对机翼及其高升力装置设计结果的数值校核中使用考虑进排气的动力短舱代替目前常用的通气短舱，这能为设计改进提供更可靠的依据.

摘要:对不可压缩剪切层与边界层的组合流动完成了线性稳定性研究.组合流动的数学模型为Blasius边界层相似解与双曲正切函数的叠加，采用整体数值方法求解组合流动的稳定性方程，并验证了程序的准确性及网格无关性.研究给出组合流动的不稳定模态的辨识，即边界层模态和剪切层模态.在此基础上研究了剪切层对边界层模态不稳定性的影响以及壁面对剪切层模态的影响.由于剪切层的存在，使边界层模态中性曲线向左上方平移，临界雷诺数减小.此外，边界层模态不稳定性得到增强或抑制的影响，取决于扰动频率以及剪切层速度比的变化.组合流动中壁面边界层促使剪切层不稳定性减弱，主要表现在低频区域；而在高频区域，剪切层不稳定性几乎不受壁面边界层的影响.

摘要:研究高超声速平板边界层考虑真实气体效应的流动稳定性问题.采用7组元化学反应平衡模型，黏度和导热系数采用混合律，同时考虑组元浓度扩散引起的能量传递，在马赫数为10~20、壁面温度为500~3500K、飞行高度为20~30.5km等条件下，对平板边界层流动的稳定性进行了分析，给出了扰动演化相对增长的N值.计算结果表明：高马赫数飞行中不稳定扰动的第3模态将与第2模态合并，共同影响转捩；高温真实气体的流动稳定性特征，随着马赫数、壁面温度、飞行高度变化的基本趋势与完全气体的基本一致；与完全气体相比，真实气体的相对增长N值包络线较小，表明高温真实气体将抑制转捩发生.

摘要:采用非定常数值方法研究了一种中心线偏置隔离段内的激波串振荡特性，分析了隔离段出口反压及管道扩张比对激波串振荡特性的影响规律.结果表明：出口总压最大值对应激波串前缘最小位移，出口总压最小值对应激波串前缘最大位移.在一定大小反压条件下隔离段内出现激波串的自激振荡，在较高反压条件下激波串稳定在管道内部.在来流马赫数为2.0条件下，中心线偏置隔离段较等直隔离段更易出现激波串自激振荡.在出现激波串自激振荡时，在同一反压条件下，大扩张比（如37%）隔离段流场的振荡主频、幅度和出口平均总压均小于小扩张比隔离段.

摘要:为了探讨某S弯进气道出口畸变在其后风扇级内的演变过程以及对风扇级性能的影响，在单独对该进气道进行抽吸控制数值研究并优选出最佳方案后，将最佳方案应用到进气道加风扇级的全流道，进而展开全流道数值研究，着重探讨了抽吸控制前后风扇级性能及内部流场结构变化.结果表明：吸气后风扇级整体性能有较大幅度提升，堵塞流量及最大效率分别增加约0.63%和0.57%；进气道出口低能流体在接触转子之前始终聚集在沿程截面底部，所占区域面积沿流向逐渐减小；接触转子至动叶前缘区间内，畸变流体沿动叶旋转方向的相反方向发生偏移，最终覆盖约3个流道；静叶中畸变流体所处流道内的静叶吸力面发生严重的流动分离，且分离主要发生在50%叶高以下，吸气后略有减弱.

摘要:实验研究了表面粗糙度耦合上游尾迹的流动控制技术，分析了来流湍流度（FSTI）在流动控制过程中对叶片吸力面附面层分离、转捩特性的影响.实验发现：在速度峰值点至分离点之间布置粗糙高度与弦长之比为1.05×10^-4的粗糙条带可以在来流湍流度为0.4%与2.2%的低雷诺数范围内降低叶型损失.在雷诺数为85000的状态下，FSTI影响了尾迹通过区、尾迹诱导转捩区及自然转捩区的附面层动量厚度，造成了叶型损失的差异，但FSTI对抑制区的影响较小.

摘要:分别采用多通道模型和相位延迟方法的单通道模型对一压气机转子叶片因转静干涉引起的表面非定常压力进行了分析.对比了转子叶片表面非定常压力的时域和频域信息，并对其高阶主导频率进行了分析.结果表明：相位延迟方法与多通道法计算结果吻合，转子叶片非定常压力的峰值频率为叶片通过频率及其倍频，叶片中部以上区域2倍叶片通过频率的非定常压力幅值约为1倍频的2倍，分析认为这是由尾迹输运和激波振荡导致的，可为深入分析叶片由振动导致高循环疲劳失效的成因提供参考.

摘要:研究了一种基于类别形状函数变换（CST）方法的吸附式叶型优化设计方法，该方法可以在高空低雷诺数条件下对叶型和抽吸方案耦合优化.结果表明：优化之后在20km高空低雷诺数条件下总压损失降低了65%，静压升提高了0.02，气动性能得到较大提升.而且由于优化过程中罚函数的引入使得优化后吸附式叶型在地面条件下性能也有所提高.对于高空低雷诺数条件下吸附式叶型在抽吸位置之前适当的增加叶型负荷，再通过抽吸来控制附面层，效果最优.并且最佳抽吸位置位于层流分离泡作用区域内.在层流分离泡作用区域内抽吸可以完全消除层流分离泡对叶型性能的影响，并且可以较好控制附面层位移厚度和动量厚度的增加，有效地减小附面层内的动量损失.

摘要:为减小压气机间隙流动带来的流动损失，提出了一种新的叶顶结构，即在常规叶片叶顶上构造出由数个小叶片组成的叶栅.通过对具有该结构叶片的三维流场进行数值模拟，分析了端壁移动对压气机间隙流场的影响.结果表明：该结构明显改善了叶顶附近的流动状况，从泄压和导流两方面抑制了叶顶附近流体从压力面向吸力面的泄漏，有效削弱泄漏涡的强度，进而减小泄漏涡扩散带来的损失，提高了压气机气动性能，相比常规叶片叶栅出口总压损失系数减小达1.158%.

摘要:为了能有效地拓宽压气机的失稳裕度，在一台跨声轴流压气机上进行了基于介质阻挡放电（DBD）等离子体激励扩稳的实验研究.实验中分别选取了正弦交流电源和纳秒脉冲电源提供激励，并在跨声压气机40%设计转速和65%设计转速下对其扩稳效果和效率进行了对比分析.结果表明：在40%设计转速时，正弦交流电源和纳秒脉冲电源均能有效拓宽压气机流量范围，其中正弦交流电源激励方式能够使压气机综合失速裕度改善（SMI）达到15.33%.在65%设计转速时，两种激励方式的扩稳效果明显减弱，此时纳秒脉冲电源激励方式的扩稳效果更好.在压气机效率方面，纳秒脉冲电源对压气机设计点的效率影响更小，在40%设计转速时甚至能略微提升其设计点效率.实验结果表明，合理地选择激励方式有助于提高等离子体激励的扩稳效果，为实际压气机中基于介质阻挡放电等离子体激励扩稳措施的设计提供参考.

摘要:基于套圈滚道圆环的几何结构方程，建立了钢球和套圈的三维动态接触关系.考虑钢球和保持架的间隙碰撞作用，建立球轴承-曲柄滑块机构系统多体接触动力学模型.运用广义-α方法计算分析了不同转速、径向游隙和保持架兜孔半径间隙下球轴承-机构系统的运动精度和动力学特性，获得球轴承-机构系统的动态误差、套圈中心的相对运动轨迹、保持架中心的运动轨迹和动态作用力等动力学响应.计算结果表明：随着转速和球轴承径向游隙的增加，约束反力、系统动态误差、套圈中心的相对运动轨迹、保持架与套圈中心的相对运动轨迹、球轴承内部的作用力、钢球与保持架的间隙碰撞力均增加.随着保持架兜孔半径间隙的增加，保持架与套圈中心的相对运动轨迹、钢球与保持架的间隙碰撞力和钢球打滑均增加.

摘要:基于空气炮法，针对不锈钢平板试样开展了外物损伤（FOD）模拟试验，使用三维体式显微镜观测了损伤的宏观特征，并用扫描电子显微镜观测了损伤的微观特征，模拟外物损伤具有挤压变形、材料的剪切丢失、塑性变形等宏观特征和微小裂纹、塑性变形、微小缺口、片层结构等微观特征.采用步进法对FOD试样进行了高周疲劳试验，试验结果表明FOD使试样的疲劳强度相对未损伤试样下降超过14%，并且随损伤尺寸的增大，试样的疲劳强度基本呈降低的趋势.疲劳源区多为损伤处的微小缺口或微小裂纹，说明FOD为疲劳裂纹的萌生和扩展提供了有利条件.

摘要:根据航空发动机整机结构系统功能和设计要求，对整机结构效率内涵进行了详细阐述，基于整机载荷特征，建立了从抗变形能力和力学环境适应能力两方面对整机进行结构效率评估的参数体系.通过对转静间隙变化量、应变能分布系数、敏感度系数等评估参数归一化方法及结构效率系数运算法则的建立，明确了结构效率的分析流程.以某小涵道比涡扇发动机为对象进行结构效率评估，详细给出了结构效率的计算过程.针对该小涵道比涡扇发动机的另一种结构方案2，基于结构效率评估方法进行评估并与原结构方案进行了对比分析，结果表明：原结构方案在抗变形能力和力学环境适应能力两方面均优于结构方案2，结构效率系数比结构方案2高出0.11，初步验证了结构效率评估方法的工程实用性.

摘要:采用理论与实际相结合的方式，对悬臂状态下纤维增强复合薄板的固有频率进行了计算及验证.首先，针对纤维增强复合薄板的结构特点，考虑了纤维方向的影响，对其进行了理论建模.然后，基于正交多项式法来表示振型函数，并通过Ritz法对该类型复合薄板的固有频率进行求解.最后，搭建了该类型复合薄板结构的固有特性测试系统，并以TC500碳纤维/树脂基复合薄板为例，对其固有频率进行了测试.验证结果表明：基于正交多项式法的纤维增强复合薄板固有频率计算结果与实验结果的相对误差在2.2%~9.7%之间，进而验证了所提出的固有频率计算方法的正确性.

摘要:为了解决高精度测量燃气轮机叶片前缘三维轮廓的难题，提出了一种基于球阵列标定检验方法，直接对金属表面的叶片前缘三维轮廓进行高精度测量的相位轮廓测量系统.通过多角度数据融合算法和非线性最小二乘的递归算法，最后高精度测量出叶片前缘三维轮廓，对叶片前缘16个剖面进行拟合，得出了叶片前缘半径和前缘圆心.结果显示：叶片前缘测量系统、方法和算法的综合误差为±0.03mm.此实验装置和方法测量效率高、精度高，将叶片测量和模型化技术推进了一步.

摘要:基于空气动力学研究高速滚动轴承环间气流特性，通过建立气相流数学模型和气液两相流数学模型研究润滑油在轴承环间的穿透过程，探究高DN值时润滑油的穿透机理.利用流体体积（VOF）模型对此状态下的空气和润滑油界面进行动态捕捉，以研究润滑油的运动过程、分布特点以及不同参数对环间油液体积分数的影响，得到了高速滚动轴承环间气相流的特性；润滑油在不同转速下进入轴承环间的运动过程；轴承环间气液两相流场的压力、速度特性；轴承环间初始气流场对润滑油进入的影响.结果表明：在轴承小端面靠近内圈附近喷油可以避免湍流对润滑油的影响和干扰，有利于润滑油进入环间；轴承环间存在有利于润滑油贴滚道运动的气流径向作用力，随着转速的增加，该力呈近似线性增加；气流的初始状态影响着轴承环间润滑油的运动状态，润滑油对气流的运动影响较小；较低转速时，轴承环间周向压力变化很小可忽略，较高转速时，其呈现周期性波动，对润滑油进入的影响不可忽视；在较低转速时通过提高喷油体积流量可以有效提高轴承环间油液体积分数，但是高转速时，通过提高喷油体积流量来提高轴承环间的油液体积分数的效果并不明显.

摘要:为了研究供油压力和滑油温度对喷嘴射流扩散角和射流流量的影响，采用基于FLUENT软件的大涡数值模拟方法对喷嘴三维射流流场进行了两相流仿真和单相流仿真，分别通过高速可视化和喷射滑油称重的方法测量了喷嘴射流扩散角和射流流量，并用测量结果对两相流仿真和单相流仿真进行了合理性验证.当供油压力和滑油温度作为多因素单变量分别在0.1~1.0MPa，50~110℃范围内增加时，射流扩散角在沿喷孔轴线距喷孔出口100mm范围内近似为零，并且射流流量非线性增加.结果表明：在喷嘴实际使用工况范围内，供油压力和滑油温度的变化对射流扩散角的影响很小；供油压力和滑油温度的交互作用对射流流量的影响较大；射流流量等值线上存在使供油压力和滑油温度的波动对射流流量的影响最小的供油压力和滑油温度组合.

摘要:为了掌握声腔对燃烧室声学特性的影响规律，采用冷态实验方法，研究了带有轴向直圆孔声腔的模拟燃烧室的声学特性，其中声腔长度、开口面积比（声腔横截面积除以燃烧室横截面积）和个数均可调节.研究结果表明：燃烧室固有频率随声腔长度的增加而逐渐减小；声腔存在最佳深度，能够抑制一阶切向振型，该最佳深度不受声腔开口面积比影响，略小于1/4一阶切向波长；对抑制一阶切向振型而言，声腔存在最佳开口面积比，在本研究中约为0.17；声腔的分布对燃烧室的声学特性影响较大，相同开口面积比下，声腔个数越多，声波衰减越快.