固体燃料冲压发动机简单反应流模拟

建立了基于阿累尼乌斯公式和粘性流体力学的固体燃烧冲压发动机（ＳＦＲＪ）简单反应流模型，并在该模型霜实验发动机进行了模拟，得出了燃烧发、燃速、温度等发动机参数的变化趋势，给出了一些有用的结论。结果验证了该模型的可靠性。     

喷口数与进气道角对固冲发动机补燃室气流掺混的影响

采用N S方程和k ε双方程湍流模型,离散后采用迎风格式进行数值求解,对管道式固体火箭冲压发动机补燃室内燃气与空气的掺混过程进行了数值研究。分析了多孔喷管结构以及进气道角度对补燃室内气流掺混的影响。计算结果表明:具有4喷口的喷管掺混效果优于单喷口的喷管;与30°进气道相比,沿轴向横截面上45°进气道所形成的回流区向进气道一侧偏移,回流区区域减少,强度减弱。     

冲压发动机进气道流场数值模拟

采用有限体积法对积分形式的Navier-Stokes方程组进行空间离散，所获得的常微分方程用多步Runge-Kutta方法求解。数值模拟了某导弹冲压发动机进气道的三维流场，给出了不同反压条件下该进气道的内外流场结构和表面压强分布，并分析了进气道内激波与附面层的相互作用现象。     

高超声速飞机动力需求探讨

近年来,随着高超声速技术的长足进步,特别是在超燃冲压技术逐渐面向工程化的背景下,关于高超声速飞机及其动力系统的讨论也频繁出现。为了在宽速域条件下工作,基于不同热力循环工作模式的组合动力系统相继被提出,高超声速飞机的动力发展形式出现了百花齐放、百家争鸣的局面,也对高超声速飞机动力系统的选型提出了巨大挑战。通过对飞机发展史及高超声速相关发展技术的综述,阐述了现阶段组合动力是高超声速飞机动力主要发展方向这一结论,针对高超声速飞机需求,梳理和分析了几种高超声速组合动力系统的工作原理、工作特性及优缺点,并展望了采用组合动力系统对未来高超声速飞机研究带来的挑战。随着飞行速度的提高,高超声速飞机和动力系统的一体化势在必行。     

An improved,near real time water vapor path delay correction of Cryosat-2 sea surface height measurements

This paper presents improvements of a method (Stum et al., 2011) aimed at computing the water vapor path delay correction of altimeter sea surface height, using total precipitable water measurements from scanning microwave radiometers. The main interest of this improved method is for the Cryosat-2 mission over the ocean. Focus is made on the applicability of the method in near real time. An experiment to produce an operational path delay correction for Jason-2 and Cryosat-2 Interim Geophysical Data Records (IGDR) has been set up. Results confirm that the new correction, although less accurate than the one attainable with an embarked radiometer, improves the Cryosat-2 sea surface height accuracy.     

Model optimization method and connected-pipe experiment of a liquid fuel ramjet engine

The optimization method of a mathematical model and connected-pipe experimental technique for a test in altitude test facility (ATF) of a liquid fuel ramjet engine was researched.The optimization of the simple mathematical model was divided into two steps.Firstly,using the test engine's geometry configuration size data,a preliminary adjustment was done.Secondly,using experimental test data,the components' experiential coefficients were modified appropriately.Emphasis was laid on the simulation technique of flight condition and parameters measurement method.The experimental technique was applied to a ramjet ATF test successfully.The comparison results show that the optimized-model has higher precision and the nozzle gross thrust difference drops from 12% to about 4%.      

粉末燃料供应装置中增设扰流锥体数值模拟研究

在粉末燃料冲压发动机的粉末燃料供应装置流化喷管处增设扰流锥体,并针对扰流锥体不同结构外形和位置对流场中离散相颗粒浓度的影响进行了计算分析,总结出了冷态下扰流锥体对外流场颗粒浓度分布的影响规律。     

粉末燃料冲压发动机自维持稳定燃烧试验研究

为了实现粉末燃料冲压发动机的持续稳定工作,采用设计的发动机进行了直连式试验研究.通过试验,验证了粉末燃料供应方式的可行性,获得了燃烧室压强及发动机推力曲线,计算了发动机的燃烧效率.结果表明,利用突扩回流稳定火焰的方法不适用随流性差的金属粉末燃料,钝体火焰稳定器可实现粉末燃料的自维持稳定燃烧,但稳定器周围沉积较多,降低了发动机效率.     

水冲压发动机补燃室铝水燃烧分析

铝粉在水蒸气中燃烧时间的测定是非常复杂和困难的,文中对几种燃烧模型进行了对比计算.结果表明,各种模型的计算结果相差较大.在对比分析的基础上,采用了Brooks模型来计算燃烧时间,并由此获得了颗粒轨道模型中所需的计算参数.对某试验发动机的补燃室流场进行计算,获得的温度场与试验结果相吻合,说明这种处理方法是合理的.所建立的水冲压发动机补燃室的数值模型为补燃室燃烧组织的深入研究提供了参考.     

冲压增程炮弹流场数值仿真与分析

建立了冲压增程炮弹的三维计算模型,采用Navier-Stokes理论对冲压增程炮弹进行三维流场数值仿真,给出并分析了不同攻角下炮弹的流场结构和各部分的阻力系数,并与试验数据进行了对比.结果表明,在非设计状态下的总阻力系数比设计状态下的要大.且随攻角的增加而升高,主要是由炮弹空腔及底部的阻力变化所引起的,仿真结果与试验结果吻合较好,对冲压增程炮弹总体设计具有参考作用.