微尺度拉伐尔喷管冷态流场及其推进性能

为了研究微尺度超声速喷管的推进性能,采用无滑移的连续介质模型,对二维和三维微尺度拉伐尔喷管的冷态流场进行数值模拟。对不同算例的模拟结果进行比较,给出二维微喷管对几何结构和工作条件的要求,结果表明,在绝大部分工作条件下,20°扩张角是较好的外形设计选择;对三维和二维模拟结果进行比较,给出二维微喷管对蚀刻深度的要求,结果表明,蚀刻深度和喷管喉部宽度的比值超过10时,微喷管具备很好的二维特性。     

S形进气道和发动机相容性

进气道旋流是进／发相容性的一重大扰动参数。在发动机稳定和性能方面进气道旋流的效应也是不可忽视的。讨论了Ｓ形进气道／发动机相容性的评定方法，并且建议了有效评定准则。Ｓ形进气道／发动机相容性评定必须由两部分组成，一部与压力畸变有关，而另一部分与流动弯曲度有关。     

进口总压径向畸变对扩压叶栅弯叶片流场性能的影响

为进一步探讨低速条件下弯叶片在扩压叶栅中的适用条件，用数值分析的方法研究了五种径向总压畸变的进口条件对扩压叶栅中弯叶片作用的影响。结果表明：进口总压畸变的型式能够影响弯叶片在扩压叶栅中的作用，影响分别为畸变层厚度的影响和主流区总压与端壁总压之差的影响。在一定的范围内畸变层越厚或压差越大，弯叶片对吸力面角区低通流区的密流增加越明显，从而更大程度地改善了端区的通流能力和流场性能，也极大地降低了叶栅损失。     

带高超进气道的隔离段流动特性

用Ma=5.3的风洞实验和数值模拟研究了高超三维侧压式进气道后的了段流动特性，隔离段的长高比为8。实验结果表明，位于进气道喉道的隔离段入口气流参数沿高度有极大变化，造成隔离段内上下的流态显著不同，研究发现，隔离段进出口最大允许压比与正激波压比基本相同，用Waltrup的经验公式作等直隔离段的初步设计是合适的。     

动态压力畸变下压缩系统稳定性分析

基于逐级压缩系统模型，发展了一种动态压力畸变下压缩系统失稳识别的数值预测方法。应用方法对一多级轴流压缩系统进行了数值分析。给出了动态压力脉动频率与压缩系统失稳首发级及不稳定发生时间之间的定量关联关系。     

某型涡扇发动机进气总压畸变的试验研究

由可移动插板式畸变发生器产生进气总压畸变流场,以综合畸变指数评定流场畸变程度,分析了进气总压畸变对涡扇发动机气动稳定性的影响,得到了稳态总压场不均匀度与总压紊流度随插板深度及发动机转速的变化关系,确定了该型发动机的最大（或临界）综合畸变指数和总压畸变敏感系数。     

进气畸变模拟装置的试验研究

 同一试验器上,在相同状态下,对挡板型、非完整进口型及紊流发生器型三类进气畸变模拟装置进行了对比试验。测量其总压场及速度场。获得某些规律性认识。     

侧压式进气道与飞行器机体气动一体化设计及实验

以机体 推进系统耦合、三维侧压式进气道为基本特征,设计了采用超燃冲压发动机为推进系统的高超声速一体化冷流通气实验模型,在高超声速炮风洞中完成了飞行器的整体气动测力试验。在来流马赫数Ma=8.09的条件下,分别测定了飞行器结合单模块、3模块、5模块超燃冲压发动机在-4°～6°六个攻角下模型的气动力数据,并对实验结果作了分析。     

亚声S型进气道模型吹风试验特性的研究

采用半经验的方法，对某S型进气道的模型试验数据进行了回归，建立了弹用涡喷（扇）发动机常用S型高亚声速进气道总压恢复系数与习行马赫数Ma，流量系数ψ，攻角α和侧滑角β的相关函数关系。该关经验公式可用于发动机稳态和启动加速过程一元数值仿真模型，从而提高一元发动机性能数值仿真计算的准确性。     

弯曲后掠压缩拐角激波/湍流边界层干扰特性研究

为研究内转式进气道前体压缩激波与机体边界层之间的弯曲后掠压缩拐角激波/湍流边界层干扰现象,对矩形捕获型线、直母线圆锥基准流场生成的内转式进气道压缩型面进行简化,并利用数值仿真方法对简化模型进行计算,分析并对比了非耦合和耦合情况下弯曲后掠压缩拐角激波/湍流边界层干扰特性。结果表明：非耦合模型所形成的分离区呈弯刀形,分离区的最大值位于靠近侧壁面处（y=-0.19H）,（H为矩形捕获型线的高度）,且此种变后掠角干扰不再符合锥形相似特性;耦合情况下所形成的分离区呈对称月牙状,分离区最大值位置为对称面位置（y=0）,低能流在进气道中心位置堆积;与非耦合相比,耦合会使得分离区最大值增大51%,进气道出口边界层厚度增大;同时也发现该耦合效应的影响范围是有限的,在压缩拐角前缘靠近侧壁面（|y|>0.6H）的流动区间内,基本不受耦合效应的影响。