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Abstract ：
为了进一步提升新型动力装置X型转子发动机的性能，采用掺氢燃烧的方式，来改善发动机的燃烧过程。首先，利用数值仿真的方法，建立并验证了XMv3型转子机的掺氢CFD模型，选择了进气道掺氢和燃烧室直喷掺氢两种供氢方式进行对比，探究了掺氢对缸内流动、燃烧和排放过程的影响，揭示了掺氢比例以及不同供氢方式对缸内湍动能和涡度、自由基团、缸温和缸压以及CO和NOx排放的影响规律。结果表明：在进气过程中缸内形成了伴随着两个涡团的主流场，将气体带向燃烧室的两侧，充分混合空气与燃料，有利于燃烧过程。掺氢后，燃烧区域向燃烧室两侧狭缝扩展，改善了燃烧性能，且直喷掺氢的效果要明显优于气道掺氢的。同时，由于采取高当量比的燃烧...
Keyword ：
X型转子发动机 气道掺氢 燃烧 直喷掺氢
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| GB/T 7714 | 耿琪 , 王学德 , 杨正浩 et al. 不同供氢方式对X型转子发动机性能影响的仿真研究 [J]. | 西安交通大学学报 , 2023 , (02) : 1-13 . |
| MLA | 耿琪 et al. "不同供氢方式对X型转子发动机性能影响的仿真研究" . | 西安交通大学学报 02 (2023) : 1-13 . |
| APA | 耿琪 , 王学德 , 杨正浩 , 杜洋 , 何光宇 . 不同供氢方式对X型转子发动机性能影响的仿真研究 . | 西安交通大学学报 , 2023 , (02) , 1-13 . |
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Abstract ：
为发展高性能多级跨音速压气机先进设计体系，提出了压气机多圆弧叶型、多圆弧厚度分布叶型及修正NACA 6-系列叶型造型方法，利用NASA/GE研发的高效节能发动机E~(3)高压压气机前6.5级的准三维设计数据，建立了相应的压气机三维几何参数化模型，并通过数值模拟研究了造型压气机在多个转速下的内部流动及增压特性。结果表明：在100%设计转速近最高效率点处，造型压气机的质量流量与设计目标及与原型压气机试验结果的误差分别为0.4%和0.6%，绝热效率的误差分别为1.9%和0.9%；造型压气机模拟及原型压气机试验所得总压比均低于设计目标；前排跨音转子叶片气动负荷过大导致激波脱体严重是压气机的主要设计不足...
Keyword ：
E~(3)高压压气机 参数化造型 激波结构 增压特性
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| GB/T 7714 | 关柳萍 , 琚亚平 , 张楚华 . 多级跨音速轴流压气机几何参数化造型方法及增压特性分析 [J]. | 西安交通大学学报 , 2023 , (03) : 1-9 . |
| MLA | 关柳萍 et al. "多级跨音速轴流压气机几何参数化造型方法及增压特性分析" . | 西安交通大学学报 03 (2023) : 1-9 . |
| APA | 关柳萍 , 琚亚平 , 张楚华 . 多级跨音速轴流压气机几何参数化造型方法及增压特性分析 . | 西安交通大学学报 , 2023 , (03) , 1-9 . |
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Abstract ：
采用数值方法研究了发动机工况下燃气透平第一级动叶带压力侧小翼的凹槽叶顶冷却传热性能。分析了7种小翼结构（等截面小翼、扭曲型小翼等）对透平级气动性能与传热系数分布的影响，对比了单排气膜孔、双排气膜孔条件下传统凹槽叶顶、无压力侧肩壁凹槽叶顶、带压力侧小翼凹槽叶顶的冷却传热效果。结果表明：传统凹槽叶顶槽底存在高传热区，合理的压力侧小翼结构设计能有效消除槽底高传热区、降低凹槽叶顶的平均传热系数；相对于传统凹槽叶顶，带圆角扭曲型小翼凹槽叶顶的平均传热系数下降了约16.45%。叶顶气膜孔能有效降低叶顶的平均传热系数，且双排孔结构下叶顶气膜冷却效率有明显提升。对于单排气膜冷却孔结构，带压力侧小翼凹槽叶顶气膜...
Keyword ：
凹槽 传热 气膜冷却 燃气轮机 小翼 叶顶
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| GB/T 7714 | 吴琛琦 , 何坤 , 晏鑫 . 透平级带压力侧小翼凹槽叶顶冷却传热性能研究 [J]. | 西安交通大学学报 , 2022 , (03) : 1-13 . |
| MLA | 吴琛琦 et al. "透平级带压力侧小翼凹槽叶顶冷却传热性能研究" . | 西安交通大学学报 03 (2022) : 1-13 . |
| APA | 吴琛琦 , 何坤 , 晏鑫 . 透平级带压力侧小翼凹槽叶顶冷却传热性能研究 . | 西安交通大学学报 , 2022 , (03) , 1-13 . |
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Abstract ：
为明晰天然气掺氢发动机非平衡燃烧过程主要?损源，本文利用自点火压力时程对文献中5个代表性CH_(4)/H_(2)燃烧动力学模型性能进行再评估，基于非平衡态热力学理论初步建立了基元反应?损评估方法，结合详细动力学模型分析了不同约束条件下（温度、当量比、掺氢比）CH_(4)/H_(2)混合气自点火过程中基元反应?损贡献及其变化规律。结果表明，反应初始温度升高，化学反应?损减少，不完全燃烧损失增加。H_(2)掺混虽未显著降低CH_(4)燃烧最低?损值，但有效扩展了CH_(4)低?损燃烧区。对比了不同温度、不同掺氢比下?损速率和总?损的时程演化，分析了H?_(2)和?H自由基产率及其主导基元反应?损贡...
Keyword ：
反应?损 非平衡态热力学 基元反应 甲烷掺氢 自点火
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| GB/T 7714 | 伍宏环 , 洪聪结 , 曹军 et al. 甲烷掺氢自点火非平衡态热力学?损分析 [J]. | 西安交通大学学报 , 2022 , (11) : 1-9 . |
| MLA | 伍宏环 et al. "甲烷掺氢自点火非平衡态热力学?损分析" . | 西安交通大学学报 11 (2022) : 1-9 . |
| APA | 伍宏环 , 洪聪结 , 曹军 , 黄佐华 , 张英佳 . 甲烷掺氢自点火非平衡态热力学?损分析 . | 西安交通大学学报 , 2022 , (11) , 1-9 . |
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Abstract ：
为了进一步提高涡轮端壁的综合冷却性能，以某航空发动机高压涡轮静叶端壁内部冷却结构为研究对象，以点阵结构作为端壁的内部冷却结构，不仅能提高端壁的综合冷却有效度，还能在不影响叶栅气动性能的同时，降低内部冷气的压力损失。对不同吹风比下无内部冷却和内部冲击冷却与点阵冷却端壁的耦合传热特性进行研究，对比分析了各端壁的综合冷却有效度和内部的流动换热特性。结果表明：随着吹风比增大，有内部冷却时端壁中上游的综合冷却有效度大幅提升，而端壁下游的综合冷却有效度由外部气膜冷却主导，其最佳吹风比约为3.0，且几乎不受内部冷却结构的影响；与无内部冷却端壁相比，冲击冷却和点阵冷却端壁的综合冷却有效度得到了大幅提升，且点阵...
Keyword ：
冲击冷却 点阵冷却 涡轮端壁 流热耦合传热 气膜冷却
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| GB/T 7714 | 杨星 , 吴永强 , 吴航 et al. 涡轮端壁内部点阵冷却结构的流热耦合研究 [J]. | 西安交通大学学报 , 2022 , (12) : 1-10 . |
| MLA | 杨星 et al. "涡轮端壁内部点阵冷却结构的流热耦合研究" . | 西安交通大学学报 12 (2022) : 1-10 . |
| APA | 杨星 , 吴永强 , 吴航 , 赵强 , 丰镇平 . 涡轮端壁内部点阵冷却结构的流热耦合研究 . | 西安交通大学学报 , 2022 , (12) , 1-10 . |
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Abstract ：
针对某国产型号液体火箭发动机涡轮泵在试车时转子叶片产生裂纹的问题，采用ANSYS流热固耦合方法，对叶片进行三维有限元仿真计算，提出了叶片顶部加围带的改型设计方案。对原始模型进行强度计算时考虑了启停工况各关键时间点的流动、传热、瞬态温度场、转速的影响，计算出叶片运行过程中的应力分布，确定产生裂纹的原因是启动过程中部分进气的气流冲击应力过高，且叶片型底前缘应力集中区域的高周疲劳安全系数过低。对改型设计方案进行仿真计算，结果表明：稳态综合加载时改型方案叶片最大等效应力比原模型下降了2MPa，位置是叶片的型底背弧处；启动0.35s时改进模型叶片最大等效应力下降2.73%，停机过程中最大等效应力降幅为0...
Keyword ：
高低周疲劳寿命 涡轮转子 火箭发动机 流热固耦合 围带
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| GB/T 7714 | 黄朝晖 , 袁奇 , 张弘斌 et al. 某型火箭发动机涡轮转子流热固耦合强度及疲劳寿命分析 [J]. | 西安交通大学学报 , 2022 , (08) : 1-13 . |
| MLA | 黄朝晖 et al. "某型火箭发动机涡轮转子流热固耦合强度及疲劳寿命分析" . | 西安交通大学学报 08 (2022) : 1-13 . |
| APA | 黄朝晖 , 袁奇 , 张弘斌 , 李浦 , 王振 , 黄道琼 . 某型火箭发动机涡轮转子流热固耦合强度及疲劳寿命分析 . | 西安交通大学学报 , 2022 , (08) , 1-13 . |
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Abstract ：
航空飞行器的发展与航空推进技术的发展息息相关,航空发动机是航空飞行器的"心脏",它决定着飞行器的性能。没有性能卓越的发动机,就不可能有性能卓越的航空飞行器。航空飞行器的发展史就是航空推进技术的发展史,航空推进技术的每一次重大发展变革都推动着航空业的发展变革。
Keyword ：
发展变革 飞行器 活塞发动机 喷气发动机 组合发动机
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| GB/T 7714 | 郁一帆 , 苏建民 . 浅谈航空推进技术的发展变革 [J]. | 科技风 , 2022 , (03) : 94-97+120 . |
| MLA | 郁一帆 et al. "浅谈航空推进技术的发展变革" . | 科技风 03 (2022) : 94-97+120 . |
| APA | 郁一帆 , 苏建民 . 浅谈航空推进技术的发展变革 . | 科技风 , 2022 , (03) , 94-97+120 . |
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Abstract ：
吸气式推进系统是实现高超声速飞行的基石，随着对宽Ma范围内高速飞行器的需求日益迫切，涡轮基组合循环(turbine based combined cycle, TBCC)发动机等已成为国内外研究的焦点，而高效压缩的进气系统是其重要组成部分和关键技术之一。该文主要分析了宽Ma范围内高速飞行器对进气系统的特殊要求，回顾了国内外关于内转式TBCC进气道的研究进展，重点介绍了以TriJet为代表的内转式TBCC进气系统的设计方法。总结了内转式TBCC进气道所面临的主要挑战，着重介绍了这类进气道面临的独特的锥面激波/边界层干扰问题，可为后续的研究工作提供参考。
Keyword ：
超燃冲压 高超声速 涡轮基组合循环动力 内转式进气道
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| GB/T 7714 | 左逢源 . 内转式TBCC组合动力进气道设计方法研究进展 [J]. | 清华大学学报(自然科学版) , 2022 , 62 (03) : 555-561 . |
| MLA | 左逢源 . "内转式TBCC组合动力进气道设计方法研究进展" . | 清华大学学报(自然科学版) 62 . 03 (2022) : 555-561 . |
| APA | 左逢源 . 内转式TBCC组合动力进气道设计方法研究进展 . | 清华大学学报(自然科学版) , 2022 , 62 (03) , 555-561 . |
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Abstract ：
以模型超燃冲压发动机为研究对象，该文设计了一种边界层燃烧装置，基于考虑边界层转捩的四方程Transition SST湍流模型，化学反应动力学模型采用9组分27步反应的氢气/氧气反应模型，对边界层燃烧在超燃冲压发动机内的摩擦减阻特性进行数值模拟研究。结果表明：引入边界层燃烧可以使超燃冲压发动机燃烧室壁面摩擦阻力得到大幅度降低。发动机下壁面采用扩张型面会抑制燃烧室内的边界层燃烧，不利于燃烧室内的壁面摩擦减阻，但尾喷管段的减阻效果更为明显；而当发动机流道下壁面向主流收缩时会增强燃烧室内的边界层燃烧，进而增大燃烧室内的减阻效果，但不利于尾喷管段的减阻，若能保持燃烧室下游的边界层燃烧火焰，采用收缩型面构...
Keyword ：
边界层燃烧 超燃冲压发动机 摩擦减阻 数值模拟
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| GB/T 7714 | 何鑫 , 薛瑞 , 郑星 et al. 边界层燃烧在超燃冲压发动机内的摩擦减阻特性 [J]. | 清华大学学报(自然科学版) , 2022 , 62 (03) : 562-572 . |
| MLA | 何鑫 et al. "边界层燃烧在超燃冲压发动机内的摩擦减阻特性" . | 清华大学学报(自然科学版) 62 . 03 (2022) : 562-572 . |
| APA | 何鑫 , 薛瑞 , 郑星 , 张骞 , 龚建良 . 边界层燃烧在超燃冲压发动机内的摩擦减阻特性 . | 清华大学学报(自然科学版) , 2022 , 62 (03) , 562-572 . |
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Abstract ：
侧风条件下发动机短舱唇口处流动分离具有明显的三维分离特性，相比于二维流动分离，控制难度更大。本文通过实验和数值，探究了纳秒脉冲等离子体激励对短舱三维流动分离的控制效果及作用机理。实验研究表明，纳秒脉冲等离子体激励可有效抑制进气道唇口三维流动分离，降低进气道出口流场畸变程度；数值仿真研究表明，纳秒脉冲等离子体激励通过向流场中注入扰动，可在主流/分离区交界面附近以及分离区内诱导形成小尺度旋涡结构，这些旋涡结构向下游发展会融合成大尺度旋涡结构，增强主流与分离区的流动掺混，达到抑制流动分离的目的，而由于流动分离的三维特性，纳秒脉冲等离子体激励对不同周向位置处流动分离的控制效果存在明显的差异。
Keyword ：
短舱 流动控制 纳秒脉冲等离子体激励 三维流动分离
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| GB/T 7714 | 张海灯 , 汪一舟 , 贺启坤 et al. 发动机短舱三维流动分离纳秒脉冲等离子体激励控制研究 [J]. | 工程热物理学报 , 2022 , 43 (03) : 622-629 . |
| MLA | 张海灯 et al. "发动机短舱三维流动分离纳秒脉冲等离子体激励控制研究" . | 工程热物理学报 43 . 03 (2022) : 622-629 . |
| APA | 张海灯 , 汪一舟 , 贺启坤 , 吴云 , 李应红 . 发动机短舱三维流动分离纳秒脉冲等离子体激励控制研究 . | 工程热物理学报 , 2022 , 43 (03) , 622-629 . |
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