航空发动机

由中科院院长白春礼院士领衔、200多位专家历时1年多深入研究推出的《科技发展新态势与面向2020年的战略选择》研究报告20日下午在北京发布。该报告预计未来10年中国可能发生19项重大科技突破，其中之一就是“新原理航空发动机样机将有望研制成功”。

《科技发展新态势与面向2020年的战略选择》报告透露，基于自主创新的新型增压原理，通过系统发展压缩系统气动、结构设计方法，构建新的高推重比航空发动机技术体系，中国将很有可能研制出新原理航空发动机，在国际上首次实现推重比15以上样机的演示实验，为高速巡航导弹、高机动性能战斗机、临近空间飞行器等提供高性能动力保障。

“十二五”期间该方向承担科研经费约9000万元，建成暂冲式压气机/涡轮试验台等平台。新原理发动机基于某新型增压原理和新颖流路布局，全面突破后比同期国际先进水平推重比提高50%，对于大幅提升装备能力具有显著意义。

　　在新型压气机方面，研究团队创造性地将叶轮机械转子旋转形成的反预旋气动收益和冲压效应带来的增压收益融合，建立了新型压气机设计方法和理论，解决了新型压气机低速起动困难和中低转速效率低的难题，在国际上第一次实现了新型压气机增压原理的试验验证，获取的压气机增压效能全面领先于国际先进水平，建设了国内首座双轴双涵压气机实验装置和进气马赫数达到2.5 的叶栅实验台。

　　在无导叶对转涡轮方面，研究团队提出了不同于常规涡轮的缩放式转子流路布局，解决了无导叶对转涡轮低压出功偏低的难题；发现了对转涡轮高负荷动叶尾缘内伸激波反射波与外伸激波的相互作用规律；揭示了进口热斑与叶顶间隙泄漏流之间的相互作用机理，探索了控制进口热斑演化的新策略。

　　在新原理发动机燃烧室方面，基于新型压气机出口气流的特点，完成了新原理发动机短环形燃烧室的设计与试验验证；基于熄火前实际燃烧区的化学反应动力学特性，采用数值模拟与半经验模型相结合的方法，建立了燃烧室火焰稳定边界预测模型和评估标准，预测精度从±30%（现有国际水平）提高至±7.0%。
        
http://www.iet.cas.cn/hdzt/135zl ... 160524_4608819.html

新型燃气轮机关键技术研究方向主要包括新原理发动机技术和非相变无源冷却技术两个方面。新原理发动机技术是在徐建中院士的带领下逐渐发展起来的，经过“十五”、“十一五”和“十二五”共三个五年计划的研究，依次走过了无导叶对转涡轮关键技术研发与部件试验、新型压气机增压原理验证、发动机总体热力循环设计与性能分析等阶段。非相变无源冷却技术是在唐大伟研究员的带领下发展起来的，唐大伟研究员团队目前是国际上唯一系统地开展此方面机理研究的团队，已掌握了相关核心技术。

　　“十二五”期间，作为研究所“一三五”重点培育方向之一的新型燃气轮机关键技术取得了阶段性突破进展，尤其是在新原理发动机方面，在国际上第一次实现了新型压气机增压原理的试验验证，试验获取的压气机增压效能全面领先于国际先进水平，这一自主创新技术的突破得到了国家领导人的关注与批示。基于新型增压原理及其试验验证这一核心成果，新型燃气轮机关键技术方向在中国科学院“十二五”任务书验收中被评为“院优秀”。本文将对该方向研究工作进行简单回顾和初步展望。

　　2.基础理论创新

　　在新型压气机方面，徐建中院士带领的团队创造性地将叶轮机械转子旋转形成的反预旋气动收益和冲压效应带来的增压收益融合，突破了基于流道几何变化和气流折转的传统设计理论，创建了新型压气机设计方法和理论。一方面，新型压气机利用进气预旋使压气机在常规水平的圆周速度下即可将其进口气流提高到超音速，为后续的气流压缩储备了增压潜能；另一方面，新型压气机利用压缩面组织波系实现超音流动条件下的低熵增压缩。在上述原创性工作的基础上，新型压气机顺利通过了增压原理的试验验证，轴流式压气机的平均级压比首次达到2.0以上，增压效能达到现今常规轴流压气机的1.2倍。该技术的突破，对于减轻压气机重量、缩短长度和简化结构等作用显著，将有力地支撑相关航空发动机的研制。

　　在对转涡轮方面，徐建中院士团队提出了不同于常规涡轮的缩放式转子流路布局，解决了无导叶对转涡轮低压出功偏低的难题；揭示了对转涡轮高负荷动叶尾缘内伸激波反射波与外伸激波的相互作用规律；提出了在吸力面无遮盖段设计负曲率型线降低尾缘激波叠加强度的被动流动控制方法，有效地降低了涡轮动叶尾缘激波损失、改善了涡轮出口流场的周向均匀性；发现了涡轮叶顶间隙泄漏涡涡核的生成机制与叶型的关联性，射流剪切和涡输运的泄漏涡涡核生成机制分别与前加载和后加载叶型相对应；分析了无导叶对转涡轮进口热斑时序位置、展向位置和温比等对其迁移特性的影响，揭示了进口热斑与叶顶间隙泄漏流之间的相互作用机理，探索了控制进口热斑演化的新策略。

　　在新原理发动机燃烧室方面，徐建中院士团队基于熄火前实际燃烧区的化学反应动力学特性，采用数值模拟与半经验模型相结合的方法，建立了一系列准确、高效的燃气轮机燃烧室火焰稳定边界预测模型和评估标准，模型预测精度从±30％（现有国际水平）提高至±7.0%。此外，研究团队还提出了基于火焰根部扩稳的湍流火焰稳定性主动控制策略，并基于该策略对航空发动机主燃烧室、加力燃烧室的稳焰装置进行了改进与优化，有效地增强了湍流火焰的稳定性，拓宽了燃烧室稳定工作边界。基于新型压气机出口气流的特点，完成了新原理发动机短环形燃烧室的设计与三头部扇形试验，试验结果均满足设计要求。

“十二五”期间，在中国科学院固定资产投资项目的支持下，开展了国内首座双轴双涵对转压气机实验装置的建设，形成双轴双涵对转压气机气动性能的试验考核能力，满足新原理发动机压气机部件的试验需求，推动新原理发动机的研究进程。该实验装置由单轴双涵试验段与双轴单涵试验段组成，其中双轴单涵试验段采用动力对置、径向进气的结构方案；单轴双涵试验段采用轴向进气的结构方案，并共用双轴单涵试验段的高压轴电机。双轴单涵试验段的最大流量为20kg/s、最高排气压力为2.0MPa、低压轴/高压轴最大功率为2000kW/3000kW、低压轴/高压轴最高转速为35000rpm/45000rpm。该实验装置单轴双涵试验段的内涵最大流量为10kg/s、外涵最大流量为20kg/s、内涵最高排气压力为1.6MPa、外涵最高排气压力为0.4MPa、最大功率为3000kW、最高转速为42000rpm。目前，该实验装置已进入系统调试阶段。

　　依托于新原理发动机的研制计划，“十二五”期间新建一座暂冲式压气机/涡轮实验台和一座超音速平面叶栅实验台。暂冲式压气机/涡轮实验台可实现新原理发动机关键旋转部件（对转压气机和对转涡轮）的实验测试研究，针对对转涡轮试验件，平台最高测功功率2000kW、最高转速15000rpm；针对对转压气机试验件，平台最高测功功率1.0MW、最高转速30000rpm。同时，基于暂冲式压气机/涡轮实验台，还成功研制出了航空发动机旋转测试仪，该测试仪拥有72路通道、单通道带宽50kHz、单通道分辨率16位、单通道采样频率50kS/s、最高运行转速10000rpm，具备了压气机/涡轮动叶表面非定常参数的测量能力。新建成的超音速叶栅实验台可进行压气机叶栅和涡轮叶栅的性能和机理研究，其稳定工作时间超过30秒、均匀区平均气流偏角低于±0.5°、均匀区平均马赫数偏差小于±0.03、最高进气马赫数达到了2.5（填补了国内空白）。上述实验台的建设有力地支撑了新原理发动机技术的发展，保障了项目的顺利实施。



由中科院院长白春礼院士领衔、200多位专家历时1年多深入研究推出的《科技发展新态势与面向2020年的战略选择》研究报告20日下午在北京发布。该报告预计未来10年中国可能发生19项重大科技突破，其中之一就是“新原理航空发动机样机将有望研制成功”。

《科技发展新态势与面向2020年的战略选择》报告透露，基于自主创新的新型增压原理，通过系统发展压缩系统气动、结构设计方法，构建新的高推重比航空发动机技术体系，中国将很有可能研制出新原理航空发动机，在国际上首次实现推重比15以上样机的演示实验，为高速巡航导弹、高机动性能战斗机、临近空间飞行器等提供高性能动力保障。

“十二五”期间该方向承担科研经费约9000万元，建成暂冲式压气机/涡轮试验台等平台。新原理发动机基于某新型增压原理和新颖流路布局，全面突破后比同期国际先进水平推重比提高50%，对于大幅提升装备能力具有显著意义。

　　在新型压气机方面，研究团队创造性地将叶轮机械转子旋转形成的反预旋气动收益和冲压效应带来的增压收益融合，建立了新型压气机设计方法和理论，解决了新型压气机低速起动困难和中低转速效率低的难题，在国际上第一次实现了新型压气机增压原理的试验验证，获取的压气机增压效能全面领先于国际先进水平，建设了国内首座双轴双涵压气机实验装置和进气马赫数达到2.5 的叶栅实验台。

　　在无导叶对转涡轮方面，研究团队提出了不同于常规涡轮的缩放式转子流路布局，解决了无导叶对转涡轮低压出功偏低的难题；发现了对转涡轮高负荷动叶尾缘内伸激波反射波与外伸激波的相互作用规律；揭示了进口热斑与叶顶间隙泄漏流之间的相互作用机理，探索了控制进口热斑演化的新策略。

　　在新原理发动机燃烧室方面，基于新型压气机出口气流的特点，完成了新原理发动机短环形燃烧室的设计与试验验证；基于熄火前实际燃烧区的化学反应动力学特性，采用数值模拟与半经验模型相结合的方法，建立了燃烧室火焰稳定边界预测模型和评估标准，预测精度从±30%（现有国际水平）提高至±7.0%。
        
http://www.iet.cas.cn/hdzt/135zl ... 160524_4608819.html

新型燃气轮机关键技术研究方向主要包括新原理发动机技术和非相变无源冷却技术两个方面。新原理发动机技术是在徐建中院士的带领下逐渐发展起来的，经过“十五”、“十一五”和“十二五”共三个五年计划的研究，依次走过了无导叶对转涡轮关键技术研发与部件试验、新型压气机增压原理验证、发动机总体热力循环设计与性能分析等阶段。非相变无源冷却技术是在唐大伟研究员的带领下发展起来的，唐大伟研究员团队目前是国际上唯一系统地开展此方面机理研究的团队，已掌握了相关核心技术。

　　“十二五”期间，作为研究所“一三五”重点培育方向之一的新型燃气轮机关键技术取得了阶段性突破进展，尤其是在新原理发动机方面，在国际上第一次实现了新型压气机增压原理的试验验证，试验获取的压气机增压效能全面领先于国际先进水平，这一自主创新技术的突破得到了国家领导人的关注与批示。基于新型增压原理及其试验验证这一核心成果，新型燃气轮机关键技术方向在中国科学院“十二五”任务书验收中被评为“院优秀”。本文将对该方向研究工作进行简单回顾和初步展望。

　　2.基础理论创新

　　在新型压气机方面，徐建中院士带领的团队创造性地将叶轮机械转子旋转形成的反预旋气动收益和冲压效应带来的增压收益融合，突破了基于流道几何变化和气流折转的传统设计理论，创建了新型压气机设计方法和理论。一方面，新型压气机利用进气预旋使压气机在常规水平的圆周速度下即可将其进口气流提高到超音速，为后续的气流压缩储备了增压潜能；另一方面，新型压气机利用压缩面组织波系实现超音流动条件下的低熵增压缩。在上述原创性工作的基础上，新型压气机顺利通过了增压原理的试验验证，轴流式压气机的平均级压比首次达到2.0以上，增压效能达到现今常规轴流压气机的1.2倍。该技术的突破，对于减轻压气机重量、缩短长度和简化结构等作用显著，将有力地支撑相关航空发动机的研制。

　　在对转涡轮方面，徐建中院士团队提出了不同于常规涡轮的缩放式转子流路布局，解决了无导叶对转涡轮低压出功偏低的难题；揭示了对转涡轮高负荷动叶尾缘内伸激波反射波与外伸激波的相互作用规律；提出了在吸力面无遮盖段设计负曲率型线降低尾缘激波叠加强度的被动流动控制方法，有效地降低了涡轮动叶尾缘激波损失、改善了涡轮出口流场的周向均匀性；发现了涡轮叶顶间隙泄漏涡涡核的生成机制与叶型的关联性，射流剪切和涡输运的泄漏涡涡核生成机制分别与前加载和后加载叶型相对应；分析了无导叶对转涡轮进口热斑时序位置、展向位置和温比等对其迁移特性的影响，揭示了进口热斑与叶顶间隙泄漏流之间的相互作用机理，探索了控制进口热斑演化的新策略。

　　在新原理发动机燃烧室方面，徐建中院士团队基于熄火前实际燃烧区的化学反应动力学特性，采用数值模拟与半经验模型相结合的方法，建立了一系列准确、高效的燃气轮机燃烧室火焰稳定边界预测模型和评估标准，模型预测精度从±30％（现有国际水平）提高至±7.0%。此外，研究团队还提出了基于火焰根部扩稳的湍流火焰稳定性主动控制策略，并基于该策略对航空发动机主燃烧室、加力燃烧室的稳焰装置进行了改进与优化，有效地增强了湍流火焰的稳定性，拓宽了燃烧室稳定工作边界。基于新型压气机出口气流的特点，完成了新原理发动机短环形燃烧室的设计与三头部扇形试验，试验结果均满足设计要求。

“十二五”期间，在中国科学院固定资产投资项目的支持下，开展了国内首座双轴双涵对转压气机实验装置的建设，形成双轴双涵对转压气机气动性能的试验考核能力，满足新原理发动机压气机部件的试验需求，推动新原理发动机的研究进程。该实验装置由单轴双涵试验段与双轴单涵试验段组成，其中双轴单涵试验段采用动力对置、径向进气的结构方案；单轴双涵试验段采用轴向进气的结构方案，并共用双轴单涵试验段的高压轴电机。双轴单涵试验段的最大流量为20kg/s、最高排气压力为2.0MPa、低压轴/高压轴最大功率为2000kW/3000kW、低压轴/高压轴最高转速为35000rpm/45000rpm。该实验装置单轴双涵试验段的内涵最大流量为10kg/s、外涵最大流量为20kg/s、内涵最高排气压力为1.6MPa、外涵最高排气压力为0.4MPa、最大功率为3000kW、最高转速为42000rpm。目前，该实验装置已进入系统调试阶段。

　　依托于新原理发动机的研制计划，“十二五”期间新建一座暂冲式压气机/涡轮实验台和一座超音速平面叶栅实验台。暂冲式压气机/涡轮实验台可实现新原理发动机关键旋转部件（对转压气机和对转涡轮）的实验测试研究，针对对转涡轮试验件，平台最高测功功率2000kW、最高转速15000rpm；针对对转压气机试验件，平台最高测功功率1.0MW、最高转速30000rpm。同时，基于暂冲式压气机/涡轮实验台，还成功研制出了航空发动机旋转测试仪，该测试仪拥有72路通道、单通道带宽50kHz、单通道分辨率16位、单通道采样频率50kS/s、最高运行转速10000rpm，具备了压气机/涡轮动叶表面非定常参数的测量能力。新建成的超音速叶栅实验台可进行压气机叶栅和涡轮叶栅的性能和机理研究，其稳定工作时间超过30秒、均匀区平均气流偏角低于±0.5°、均匀区平均马赫数偏差小于±0.03、最高进气马赫数达到了2.5（填补了国内空白）。上述实验台的建设有力地支撑了新原理发动机技术的发展，保障了项目的顺利实施。