非对称来流下带隔板的二维短隔离段研究

在隔离段中放置隔板，可以在满足气动性能的前提下缩短隔离段的长度。采用数值计算的方法对带隔板的二维隔离段与不带隔板的隔离段性能进行了比较，对非对称来流条件下不同进口附面层厚度隔离段内弯曲隔板的形状进行了研究，给出了非对称来流条件下隔离段内弯曲隔板的设计参数。结果表明，在进口马赫数为2，隔离段进口下板附面层厚度δ／H=0．24，上板附面层厚度为0时，通过放置弯曲隔板，在进出口压比相同与出口总压恢复系数基本不变的情况下，隔离段长高比减小了33％。     

多模态冲压发动机提高性能的技术途径

为了使高超声速冲压发动机在宽飞行条件下同时具有高比冲、高推力系数、高推重比，在讨论多模态冲压发动机的不同工作模态特性基础上，提出了改进进气道／燃烧室／尾喷管参数协调状态的技术途径。在固定几何的条件下，采用一体化设计内流通道，并巧妙地调节加热规律，使得在不同飞行条件下采用不同的优化工作模态，从而防止进气道出现亚 声速溢流或过度超临界，防止尾喷管产生膨胀过度或不足，防止燃烧室内的过度高温高压，并使冲量增量最大。此外，就国内外在研制过程中曾出现过经验教训及应引起关注的技术创新点进行了讨论。     

固液火箭冲压发动机研究

为了研究适应较大空域稳定工作的冲压发动机，选定固液火箭冲压发动机为研究对象。确立了发动机的理论计算方法，优化了发动机的设计，并在试车台架上模拟大范围的飞行工况进行了试验考核，较好地验证了理论的正确性。固液火箭冲压发动机有其独特的性能，根据不同需求调整液体燃料与固液体推进剂的比例，可达到最优组合，具有广阔的应用前景。     

支板火箭引射冲压发动机引射模态燃烧流动 (Ⅱ )二次燃烧及构型的影响

对比研究了两种构型的支板火箭引射冲压发动机引射模态的瞬时掺混燃烧(SMC)三维掺混和反应流场，详细分析了静态海平面零马赫数情况下燃烧及构型对引射流场的影响，发现几何构型和二次燃烧的综合影响决定了引射掺混后流体的速度、总温、总压及引射流量，从而也主要确定了发动机的性能，其中构型因素主要决定了掺混的质量，从而决定了低速模态的性能。     

轴对称DCR进气分流流场数值模拟

用矢通量分裂法，采用ＭａｃＣｏｒｍａｃｋ二步格式，对ＤＣＲ（ＤｕａｌＣｏｍｂｕｓ－ｔｏｒＲａｍｊｅｔ，简称ＤＣＲ）进气分流流场进行了数值模拟，提供了全场清晰的波系结构和物理信息，计算结果表明，通过改变反应，可以有效地控制结尾激波的位置，从而改变亚燃室内回流区的大小，对组织亚燃室燃烧和火焰稳定创造良好的条件。     

液体亚燃燃烧室点火装置工作特性数值研究

基于气体动力学和计算流体力学的相关理论,采用CFD-ACE＋流场计算软件,对液体亚燃燃烧室点火装置单独工作时的稳态流场进行了数值模拟.在试验验证的基础上分析了点火器室压、点火导管内径和导管的结构形式对火焰点火性能的影响.结果表明：当点火器室温和燃气流量恒定时,若保持管道的扩张比不变,选用较低室压的点火器更利于点火;在一定范围内增大导管内径可以提高火焰的点火性能;燃气在直管内的流动损失较小,出口射流的速度较高,穿透深度较大,带弯头的点火导管出口火焰特征类似,有无弯头对火焰的影响很大,而角度差异产生的影响很小.     

预燃/流向涡掺混超声速燃烧室的稳焰火炬实验研究

 为研究飞行马赫数Ma_flight=4~7的双燃室碳氢燃料超燃冲压发动机燃烧室的原理和工程参数,进行了直连双燃室超声速冷主流和亚燃室稳焰火炬热流的掺混实验和燃烧实验。将进气道输出的超声速气流的10%流量经亚燃进气道导入亚声速预燃室,先低速地与雾化预燃油掺混并建立稳定的预燃。该预燃气流与二次喷入的主燃油掺混而形成富含吸热分解油气的高温射流,再经一组波瓣掺混器与超声速主流在下游流向涡中深入掺混/燃烧,扩大燃区厚度而趋于深入超声流层,以期实现稳定超燃。在总温约为285 K、总压为1.5×10⁶ Pa和1.0×1.0⁶ Pa,燃烧室进口马赫数Ma_inlet=2.5的来流下,对3种不同结构参数的预燃室和一种超燃室,进行了冷态流场和预燃/主燃的喷油/燃烧实验。实验与计算结果表明,冷/热态实验中整个超燃室保持了超声速流动,尽管斜激波系存在一些变化。利用存在的4种旋涡掺混现象,增强超/亚声速流之间的掺混。当采用三波系进气道和较小容积热强度的大体积预燃室和流向涡掺混器,可以形成稳定的高温富油火炬,成为超燃室稳定点火源。在超燃室下层流层的原无预热冷态来流的亚声速和低超声速区域中出现火焰,且其并不破坏超燃室上层的高超声速未燃流动。     

双燃烧室冲压发动机直连式实验与数值仿真

通过直连式实验和数值仿真,对双燃烧室冲压发动机的流场结构和性能进行了研究.数值仿真采用了半全局多步化学反应机理,计算的压力分布和实验结果基本一致,计算结果表明:中心高温富油燃气与边区空气在混合层内快速反应,热力喉道出现在约0.9m处,出口处的燃烧效率达到了较高水平.提出了结合直连式实验和数值计算的性能估算方法,结果表明:双燃烧室发动机在马赫数为4,高度为17km状态时具有较高的性能,当燃油当量比为0.9时,发动机内推力为8.3kN,内推力比冲为12.29kN·s/kg,更高的燃油当量比将导致超燃进气道不起动.      

新概念旋转冲压发动机的研究与分析

为解决燃气涡轮发动机性能和成本受结构材料制约和冲压发动机不能独立使用和在地面应用的问题,在对燃气轮机、冲压发动机和内燃机3类发动机的结构进行分析和融合创新的基础上,提出了一种基于冲压压缩技术的新概念旋转冲压发动机的研究构想.该发动机主体结构为一内置有旋流燃烧室的高速旋转无叶无塞内燃转子,能融压气、燃烧和排气做功于一体.对其工作原理、结构方案和性能进行的初步研究分析表明,该发动机结构简单紧凑,体积小,成本低,效率高,功率大,可广泛用于航空与地面的各种动力.      

带有中心钝体的固体燃料冲压发动机工作性能分析

为提高固体燃料冲压发动机的燃烧特性和工作性能,提出了带有中心钝体的固体燃料冲压发动机方案,基于雷诺转捩和涡概念耗散方程建立了其湍流燃烧模型,并数值计算分析了其内流场、燃面退移速率、推力与总压损失。结果表明：带有中心钝体的冲压发动机内部流动过程较为复杂,钝体后部有四个漩涡,增强了发动机内来流空气与燃气的掺混;钝体孔隙中的高速气流与两侧的小尺度漩涡保证了钝体尾涡的稳定性;与普通固体燃料冲压发动机相比,在燃烧室中增加中心钝体能增大燃烧室内高温区面积,提高补燃室内温度,可使推进剂平均燃面退移速率提高26.11%,发动机推力提高22.12%,燃烧效率提高8.9%。