超声速燃烧凹槽火焰稳定的研究动态

高超声速气流在燃烧室的停留时间非常短，使得超燃冲压发动机燃烧室内燃料与气流的混合及其燃烧变得非常困难。目前集燃料喷射、混合及火焰稳定为一体的凹槽有望改进这一情况而受到了普遍关注。介绍了超声速气流流过凹槽的自激振荡及其控制、停留时间和阻力等特性，总结、分析了近几年凹槽在超声速气流中增强混合及燃烧的实验与数值研究，指出了在把凹槽用于提高超燃冲压发动机性能方面存在的问题和进一步研究的方向。     

固体火箭燃气射流近场形成与发展的数值模拟

固体火箭武器燃气射流的近场区域存在有复杂的波系，膨胀波、压缩波的混合作用是机-弹、弹-舰相容性研究的重要内容，复杂波系压力、温度场的分布是燃气射流动力冲击和热冲击作用的直接因素。因为这一区域流动的复杂性，使得实验研究非常困难。为此应用数值分析的方法，研究了固体火箭高度欠膨胀燃气射流流场起始冲击波、近场波系的形成及发展。计算结果揭示了近场区域的一些特性，与文献提供的数据较为吻合，为工程应用提供了帮助。     

AP包覆硼对富燃推进剂药浆流变特性的影响

用四种不同量AP包覆的硼粉,对硼含量达30%的富燃推进剂实验配方中的药浆流变特性进行了研究,结果表明:20%AP包覆硼粉的含硼富燃固体推进剂药浆的流变性与另三种硼粉的明显不同———近6h粘度为2 2kPa·s,屈服值在300Pa以下,表明其药浆流平性好并可满足浇铸要求。20%AP包覆硼的合适包覆量、包覆完整的表面性质及近似球型粒子的形状决定了其药浆的流变特性最优。     

涡轮叶片表面气膜冷却效率的实验研究

采用放大的叶片模型，利用大尺寸低速线性叶栅风洞进行实验，测量了涡轮导向叶片表面不同位置单排气膜孔的气膜冷却效率，研究了孔排位置、吹风比及来流雷诺数的影响。风洞实验段由3个叶片组成，其中中间的叶片为试验叶片，由优质木材制成。试验叶片表面上开有15排气膜孔，其中吸力面3排，前缘区6排，压力面6排。实验的参数变化范围是：基于叶片弦长的来流雷诺数250000-450000，吹风比0．5-2．5。结果表明，由于气膜孔排位置的不同，其下游冷却效率受来流雷诺数及吹风比影响的变化趋势也有所不同。     

关于大行星（或月球）轨道器的冻结轨道

关于人造地球卫星的冻结轨道问题早已为人们所熟知，而且已有相应的卫星在轨运行。在考虑该冻结轨道形成时，主要依据地球扁率J3项与J2项的相对关系，这是由地球非球形引力场的特征所决定的，原理十分清楚，但其原理和结论不能随意地用于其他大行星(或月球)的轨道器。在一般情况下，对于低轨卫星形成冻结轨道的条件，非球形引力位中的奇次带谐项(J21 1，l≥1)将起重要作用。不仅仅是一个J3项，例如月球轨道器，J3，J5，J7和J9均有不可忽视的影响，而且与轨道倾角有一定的关系。为此，本文根据轨道理论对冻结轨道的存在性及其有关问题作进一步的分析，给将来的深空探测提供轨道设计的有关信息和依据。     

固体火箭发动机药柱三维温度场应力场有限元分析

采用有限元法计算固体火箭发动机药柱在固化冷却时的三维瞬态温度场。基于粘弹性积分型本构关系，计算热应力场。计算程序可用于工程实际。     

液体火箭发动机高速涡轮泵的振动故障检测

讨论了涡轮泵故障的几个主要原因，据此提取涡轮泵振动数据的特征，用BP神经网络的方法进行故障检测。BP神经网络的训练样本集由一个具有无监督聚类功能的神经网络从原始的特征向量集获取。     

超声速气流中轴向涡强化混合及燃烧的数值研究

通过求解N－S方程，数值计算了扩张圆管内的非平衡流动，并研究了超声速混合和燃烧的强化技术。结果表明，在超声速领域，预旋燃料方式是一种比较有效的强化技术。     

一类关联转子分离尺度与损失的工程模型

将分离与损失相关联，提出了利用转子进出口参数来确定跨音风扇转子内部分离流动的方法。应用该方法对几个转子流场计算的结果表明，在转子的叶尖区域，由于强的激波与附面层相互作用，使得流动在激波后不久便发生分离。叶尖漏流涡可能对激波与附面层的相互作用诱导流动分离有较大影响。     

六喷管超音速引射器性能的理论分析和实验研究

对某一定尺寸的六喷管超音速引射器进行气动性能的实验研究。结果表明：随着主次流压比Ｐ＊ｐ／Ｐ＊ｓ增加，引射系数及修正引射系数下降；当引射系数增加时，混合管动量修正系数Ｋｍ下降，但主喷管流量系数μ变化不大。对上述工况进行理论计算的结果与实验数据符合良好。