在空气流量１．２ ｋｇ／ｓ 左右的地面连管试验台上， 进行了模拟飞行Ｍａ＝ ４， ５， ６的三个气流总温状态的碳氢燃料（煤油） 超燃试验。试验用双燃烧室方案， 由突扩......

用数值解二维 N- S动量守恒、能量及组分守恒方程 ,模拟了一个设置空腔的超燃燃烧室流场参数分布及性能。计算结果表明 ,空腔扩大......

美国军方的X-5 1A“乘波者”极超音速喷气机采用具有革命性的超音速冲压喷气发动机,几秒内的速度便可达到每小时7242千米。如果这......

选择了固定几何流通截面的双模态超燃燃烧室模型，采用气动热力调节的方法（即调节燃料喷射方式和燃烧速率）来实现双模态、宽马赫范围工......

提出了一种CH4 O2 在超声速气流中燃烧的 6方程化学反应模型 ,并且用在超声速高温空气中横向喷射的二维流场进行了数值模拟验证。......

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......

对采用高温富油燃气作引导火焰的煤油超声速燃烧进行了研究。根据试验测得的壁面静压分布，采用一维简化模型处理与分析数据，得出了不......

据悉，美国军方的X-51A“乘波者”极超音速喷气机采用具有革命性的超音速冲压喷气发动机，几秒内的速度便可达到每小时7242公里。如果......

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......

高超声速推进风洞是进行超燃冲压发动机模型地面模拟的重要试验设备.其中,扩压段的设计非常重要,它不是孤立的,而与主流系统和引射......

为了研究变几何喉道对双模态超燃冲压发动机工作的影响，对可变几何喉道的双模态超燃冲压发动机在不同当量比时模态转换前后进行了比......

为了解凹腔火焰稳定器的工作过程，通过试验和数值仿真手段，对超声速条件下凹腔的流动特性进行了深入细致的研究，探讨了气／液喷流与超声......

对Ma=1．7的空气超声速来流稳焰凹腔上游气体燃料横向喷注的流动混合特征进行了实验和数值模拟研究。在喷注的模拟燃料氦气中添加丙......

基于Menter的k-ω SST湍流模型构建了一种混合RANS/LES模拟方法,通过采用一个与到壁面距离相关的衔接函数将处理近壁区的SST模型过......

采用有限体积法求解可压缩N-S方程及组分方程，对直壁扩张燃烧室内二次喷氢补燃进行系统的数值模拟，对燃烧室内冷热态流场以及二次氢......

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对近期有应用前景的碳氢燃料（煤油）超燃冲压发动机性能进行了计算。探讨了固定几何尺寸（不可调）的超燃冲压发动机有效推力系数，有效比冲......

为了研究Busemann进气道的流动特性,对设计马赫数为7的4种不同的Busemann进气道在Ma=4,5,6,7,8来流条件下进行了数值模拟和总体性......

发展了二维超燃流场的数值模拟计算程序 ,用来进行高温富油燃气超燃流场的数值计算。数值解法采用了 Mac Cormack预估 -校正两步显......

为了获得Busemann进气道的流场特性和总体性能，利用内锥形流场生成了设计马赫数为5．3，收缩比为8的具有乘波构形的Busemann进气道，对该......

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......

对某典型二元高超声速进气道三维流场进行了数值分析,将固壁面压力分布的计算结果与试验结果进行了比较,二者吻合较好,表明数值模......

采用等激波强度设计方法，并考虑变比热、激波与附面层干扰等因素的影响，对唇口平直和唇口带有斜楔的超燃冲压发动机二雏混压式前体／进......