超燃冲压发动机凹腔火焰稳定器阻力分析

为了研究凹腔火焰稳定器在超燃冲压发动机燃烧室内的阻力情况,采用了试验和数值仿真的方法,结合已有的研究结果、纹影图像和阻力测量等进行了分析。结果表明:在冷流中凹腔阻力受自由剪切层与后壁作用情况决定,来流总压高,作用面积大,凹腔阻力大;在反应流中,凹腔阻力小于冷流阻力,在高当量比条件下凹腔可能产生正推力;凹腔附近最强燃烧放热区对凹腔阻力影响较大,当最强放热区分布在凹腔前壁附近时凹腔可能产生推力;当最强燃烧放热区分布在凹腔后壁时,凹腔可能产生阻力。     

三维超声速混合层内标量混合的大涡模拟

对三维对流马赫数0.62的超声速混合层流动的标量混合进行大涡模拟, 控制方程对流项采用五阶精度的WENO格式求解, 小尺度涡的作用采用一方程LDKM亚格子模型处理, 过滤后的组分方程中的亚格子组分对流通量采用梯度扩散模化.模拟得到了混合层流场大尺度拟序结构以及标量场的演化过程, 研究表明标量混合过程受混合层内涡系演化所控制, 标量场具有明显的三维特征.模拟得到的速度、组分及其脉动的统计时均结果和实验结果相符较好.      

吸气式高速飞行器一体化方案：回顾与展望

通过梳理吸气式高速飞行器一体化发展脉络，回顾和分析了技术验证、实用化和未来重复使用阶段飞行器一体化方案的主要研究内容和关键进展。在技术验证阶段，设计者针对轴对称构型和升力体构型提出多种一体化方案及对应设计方法，有力支撑了高速飞行技术验证，丰富了一体化设计理论。在实用化阶段，高速飞行技术工程应用对一体化提出严苛的约束，一体化主要解决流量捕获、设备装载和升阻比之间的矛盾，逐渐形成腹部进气布局一体化方案。针对未来重复使用飞行器，更多样的动力模式、更复杂的气动外形对一体化设计提出更高要求，高效、宽范围的动力系统、高度一体化的翼身融合构型、更优的进气布局方案是吸气式高速飞行器一体化设计的重要发展方向。