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钟兢军

主要从事动力机械及工程领域教学和发动机气动热力学、燃气轮机装置及压气机内气体流动机理、弯曲叶片和翼刀技术控制压气机叶栅二次流、航空发动机与燃气轮机燃烧室、固体火箭冲压发动机和组合发动机的科研工作。

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姓名：钟兢军
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学位：
学术头衔：

博士生导师
职称：-
学科领域：

动力机械工程
研究兴趣：主要从事动力机械及工程领域教学和发动机气动热力学、燃气轮机装置及压气机内气体流动机理、弯曲叶片和翼刀技术控制压气机叶栅二次流、航空发动机与燃气轮机燃烧室、固体火箭冲压发动机和组合发动机的科研工作。

个人简介

　钟兢军，男，1963年生于黑龙江省哈尔滨市，教授，博士生导师。1985年和1988年本科和硕士研究生毕业于西北工业大学宇航工程系火箭发动机专业，获工学学士和硕士学位；1996年博士研究生毕业于哈尔滨工业大学能源科学与工程学院动力机械及工程专业，获工学博士学位。1999年度全国首届百篇优秀博士学位论文获得者。大连海事大学热能与动力工程专业创始人。现任大连海事大学船舶动力工程研究所所长，大连海事大学学术委员会暨教授委员会副主任，轮机工程学院动力机械及工程学科负责人及热能与动力工程专业负责人，“211工程”三期重点学科建设项目“船用小型燃气轮机技术及实验平台”和交通部“十一五”重点实验室建设项目“船用燃机与新型动力实验室”负责人。中国航空学会动力分会叶轮机专业委员会委员，哈尔滨工业大学兼职博士生导师，《固体火箭技术》、《汽轮机技术》和《大连海事大学学报》编委会委员，中国能源学会理事。主要从事动力机械及工程领域教学和发动机气动热力学、燃气轮机装置及压气机内气体流动机理、弯曲叶片和翼刀技术控制压气机叶栅二次流、航空发动机与燃气轮机燃烧室、固体火箭冲压发动机和组合发动机的科研工作。承担、参加和完成了国家863项目、国家自然科学基金项目、国家教育部基金项目、航天工业部重点项目、总装重点项目、交通部重点项目和其它科研项目，已在国内外学术期刊和国际国内会议上发表科研论文80余篇，在弯曲叶片、附面层翼刀技术控制压气机叶栅二次流、降低叶栅损失的理论、实验和数值研究方面,在旋转冲压发动机压缩转子技术、先进TVC和AVC燃烧室技术和船用旋转冲压发动机理论与设计研究方面，在组合发动机技术基础研究和结构设计方面等方面做了许多开拓性的工作，获得省部级奖励2项并在2003年被国防科工委授予国防科技工业百名优秀博士、硕士荣誉称号。指导硕士研究生30人，其中已毕业25人；指导博士研究生和博士后研究人员10人，已毕业和出站5人。

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TA的成果

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2009-08-17

【期刊论文】弯叶扩压叶栅壁面静压分布实验研究

钟兢军，钟兢军**，苏杰先，王仲奇，陈莹

航空动力学报，1994，9（3）：255～331，-0001，（）：

-1年11月30日

摘要

在零冲角下，对常规直叶片、正倾斜和正弯曲叶片组成的3种平面扩压叶栅的叶片表面和端壁静压分布及相应的出口流场进行了实验研究，实验表明叶片正弯曲可得到叶片表面上沿叶高的C 形压力分布，叶片倾斜和弯曲可消除壁角区低能流体的堆积，降低端部损失，延缓壁角失速，改善叶栅气动性能。

叶栅试验，压力分布，静压力

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2009-08-17

【期刊论文】叶片倾斜和弯曲对扩压叶栅出口流场的影响

钟兢军，苏杰先，王仲奇，陈莹

工程热物理学报1995，16（1）：29～34，-0001，（）：

-1年11月30日

摘要

本文对具有常规直叶片、周向正倾斜25°叶片和正弯曲叶片组成的三种压气机平面叶栅在平面叶栅低速风洞上进行了实验研究，详细测量了零冲角下三种叶栅的出口流场，通过实验结果的分析比较，并与流场显示结果及叶片表面静压测量结果相结合，讨论了叶片倾斜和弯曲对扩压叶栅出口流场的改善作用。

叶片弯曲，扩压叶栅，出口流场

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2009-08-17

【期刊论文】反弯曲扩压叶栅降低二次流损失的实验研究

钟兢军，王苇，苏杰先，王仲奇

工程热物理学报1997，18（1）：53～56，-0001，（）：

-1年11月30日

摘要

Detailed experimental investigation has been performed with negative curved blade compressor cascade. The cascade exit flow field, the static pressure on blade surfaces and endwalls were surveyed at five incidences, and the flow visualization was carried out at zero incidence. The experimental results show that using negative curved blade the cascade aerodynamic characteristics can be improved, the secondary loss reduced, the field of static pressure reorganized and good flow field structure established.

反弯曲叶片，扩压叶栅，出口流场，静压分布，二次流损失

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2009-08-17

【期刊论文】进口附面层厚度对弯叶片扩压叶栅损失的影响

钟兢军，刘毓国，苏杰先，王仲奇

工程热物理学报1997，18（5）：553～557，-0001，（）：

-1年11月30日

摘要

本文通过人工加厚叶栅进口附面层厚度，考察了叶栅进口附面层厚度对弯叶片扩压叶栅损失的影响。实验结果表明，进口附面层厚度增加时，叶栅两端区二次流增强，叶栅损失增大。采用正弯曲叶片在参考进口附面层状态和人工加厚附面层时均未得到叶栅损失的降低，而反弯曲叶栅损失的降低出现在参考进口附面层状态下。

进口附面层，弯叶片，扩压叶栅，损失

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2009-08-17

【期刊论文】压气机叶栅壁面拓扑和二次流结构分析

钟兢军，苏杰先，王仲奇

工程热物理学报1998，19（1）：40～44，-0001，（）：

-1年11月30日

摘要

本文从涡动力学原理出发，根据实验测量和流场显示结果，对压气机平面叶栅的壁面拓扑和叶栅次流结构进行了研究。由叶栅壁面拓扑分析和二次流结构可知，叶栅的通道涡较强，出口集中脱落涡和角区分离泡的存在，造成了叶栅两端区较高的二次流损失，并且随叶栅来流冲角的提高，旋涡出现破裂，二次流损失进一步提高。

拓扑分析，压气机叶栅，二次流结构，损失

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2009-08-17

【期刊论文】压气机叶栅中应用弯曲叶片的研究

钟兢军，钟兢军**，苏杰先，王仲奇

航空动力学报，1998，13（1）：7～12，-0001，（）：

-1年11月30日

摘要

从弯曲叶片控制叶栅二次流的机理出发，讨论了压气机叶栅中应用弯曲叶片的特殊性，并根据国内外的有关文献和通过实验所取得的研究结果，分析了压气机叶栅中应用弯曲叶片的国内外研究现状、实际应用情况及未来的发展前景。

压气机，叶栅，弯曲，叶片

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2009-08-17

【期刊论文】多级压气机中可控扩散叶型研究的进展与展望第一部分可控扩散叶型的设计与发展

钟兢军，王会社，王仲奇

航空动力学报，2001，16（3）：205～211，-0001，（）：

-1年11月30日

摘要

可控扩散叶型（CDA）的优化设计是目前国外对亚音、跨音速压气机叶型研究的主要内容之一。本文对CDA研究的必要性、CDA产生的背景、第一代CDA和考虑端部流动的第二代CDA 的特点及设计方法进行了综述。CDA 起源于超临界机翼翼型，通过控制吸力面的扩压过程，消除或减弱激波、降低损失、增加可用冲角范围。围绕这一设计准则和目标，提出了很多设计方法，归纳起来主要有反问题设计方法和正问题设计方法。国内对CDA的研究起步较晚，且大都集中在理论和设计方法的研究上。

压气机，可控扩散叶型，设计方法

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2009-08-17

【期刊论文】压气机叶栅内二次流的数值研究

钟兢军，王会社，贾剑波，王仲奇

航空动力学报，2001，16（4）：398～401，-0001，（）：

-1年11月30日

摘要

本文应用Beam-Warming近似隐式因子分解格式以及MML 代数湍流模型，采用拟压缩性方法求解雷诺平均拟压缩N-S方程组，对压气机叶栅内三维粘性流场进行了数值研究。结果发现，在给定的流动条件下，叶栅内有多涡系组成的二次流旋涡结构。这些涡系的产生、发展、破裂以及相互作用显示了叶栅通道内三维流动的主要特征并对流动损失具有重要影响。计算结果与实验结果比较，两者吻合较好。

压气机，叶栅，三维流动，二次流

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2009-08-17

【期刊论文】吸力面翼刀控制压气机叶栅二次流的实验研究

钟兢军，王会社，刘慧娟，李卫军，王仲奇

航空动力学报，2002，17（2）：188～191，-0001，（）：

-1年11月30日

摘要

在低速风洞上通过详细测量叶栅的出口流场，研究了叶片吸力面上不同高度处加翼刀对压气机叶栅损失和二次流的影响。实验结果表明，合理地选择翼刀安装位置，可有效地控制压气机叶栅的二次流，降低叶栅的总损失。

压气机叶栅，吸力面翼刀，二次流，叶栅损失

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2009-08-17

【期刊论文】端壁翼刀控制压气机叶栅二次流的数值研究

钟兢军，刘艳明，冯国泰

航空动力学报，2004，19（6）：816～821，-0001，（）：

-1年11月30日

摘要

对CDA常规直叶栅和4种端壁翼刀方案下叶栅内三维粘性流场进行了数值研究。分析表明，端壁不同位置上的翼刀不同程度上都阻断了近端壁区域压力面至吸力面的二次流动，翼刀上方偏向吸力面侧有反向“翼刀涡”产生，通道涡的强度被削弱；距压力面30%节距位置为安装端壁翼刀的最佳位置，可使损失降低7%～9%。计算结果和实验结果吻合较好。

航空、航天推进系统，压气机叶栅，翼刀，二次流，损失