摘要：为了研究活塞式合成射流激励器的效率，对所设计的一种活塞式合成射流激励器进行了轴对称非定常数值计算。研究发现，活塞式合成射流激励器的效率在44.9%-67.7%之间，其电能利用率高达21.6%-32.5%，高于电火花式合成射流激励器的电能利用率。研究表明，合成射流孔直径越小或者激励器频率越大，激励器效率越高；而压缩比较大时，压缩比对激励器效率的影响不大。另外，采用辅助进气结构，不仅能减小活塞做功，还能增大射流动能，使激励器的效率由59.59%提高到112.93%。

摘要：以高超声速轴对称进气道为研究对象,对进气道型面进行参数化设计,选取一般二次曲线饱和度、一般二次曲线控制线、过渡圆弧半径、喉道拐角、喉道等直段长高比、中心线控制参数、当量锥角7个参数作为设计变量对进气道进行了多目标优化设计。设计过程中,利用正交试验设计方法确定初始样本点,建立进气道在设计点下总压恢复系数、出口畸变两个优化目标与设计参数之间的Kriging代理模型,采用第二代非劣排序遗传算法(NSGA-Ⅱ)对代理模型进行分析求解。结果表明:进气道型面在经过多目标优化设计后,在设计点下进气道总压恢复性能提升2.63%,出口畸变指数减小27.57%。

摘要：利用二阶迎风格式,在采用三种不同湍流模型分别对轴对称矢量喷管三维内流场进行对比计算后,S A一方程模型成为文中数值模拟中最有效的湍流模型,并将此模型计算的结果与模型试验结果进行了分析比较。研究结果表明,在矢量状态下,计算结果和试验结果相比,气动矢量角的相对误差不大于6%,流量系数的相对误差不大于1%,推力系数的相对误差不大于1%,所开发的计算方法可用于轴对称矢量喷管的工程设计。

摘要：为了对叶片布置方案进行改进,采用耦合设计方法对反推力装置的气动性能和结构性能进行预测.利用计算流体力学(CFD)方法模拟装置流场,完成叶片布置方案的气动性能评估;利用有限元分析(FEA)方法分析叶栅叶片的受力情况,完成叶片布置方案结构性能的数值模拟.研究了叶栅进气角和出气角对反推效率的影响以及不同叶栅通道数目和叶片加强梁数目对反推装置气动性能和结构性能的影响.研究结果表明,叶栅进气角对反推效率影响不大,减小叶栅出气角可以增大反推效率;减少叶栅通道的数目会造成反推效率的下降,但可以减少叶片数目;减少加强梁的数目会使反推效率提高,降低装置的重量,但会增加叶片的最大应力和最大变形值.

摘要：针对美国第四代战斗机F-22在二元收-扩喷管设计应用上的特点,利用时间推进的有限体积法对二元喷管尾缘修形前后非矢量状态下的内外流混合流场进行了数值模拟。结果表明:二元喷管出口尾缘修形使得喷管出口下游流场中出现了很强的流向涡,能够促进内外流的强化混合,对缩短高温核心区、加快尾喷流沿流向的温度衰减有明显效果,对抑制尾喷流的红外辐射有一定好处。

摘要：基于三维数值模拟,对不同轴对称矢量喷管在多种工作状态下的内外流场进行了研究,分析了扩张角及扩张段长度对喷管有效矢量角的影响.基于最小二乘曲面拟合理论,建立了自变量包括扩张角、扩张段长度/喉道直径、落压比/设计落压比、几何偏转矢量角的多变量轴对称矢量喷管性能预测数学模型,并根据已有实验数据,对该模型进行了验证结果表明:推力系数误差最大为0.41%,流量系数误差最大为1.58%,矢量角误差最大为1.76°.建立的数学模型通用性较强,实现了用统一的模型对不同喷管性能参数进行预测和分析,具有一定的工程意义.

摘要：在基线发动机性能计算的基础上 ,利用引射喷管抽吸特性和二次流进气系统的流量平衡技术 ,研究并提出了一种多缝引射喷管方案 ,用于降低喷管超音段壁面的温度 ,并开发出多缝引射喷管尺寸与分析程序ENSAAP。利用该计算程序 ,可分别计算设计条件下和非设计条件下的冷却空气流量和安装多缝引射喷管后所造成的安装推力损失 ,以及安装多缝引射喷管对发动机重量和飞机航程的影响。本项研究为发展具有低可探测性的先进发动机排气系统提供了可行的冷却方案和设计基础。

摘要：为用于矢量喷管试验而研制的新型六分量天平试验台选择台式天平作为测力天平设计方案、对称全弹性波纹管作为连接试验台和固定管道的引气管道 ,采用地轴单元校和地轴多元校获取天平工作公式 ,并采用试验修正消除波纹管的影响。根据天平静校和标准收敛喷管的动校检验 ,该天平性能达到了设计要求 ,说明天平的研制是成功的。

摘要：针对应用于天然气井口节流的涡流管,研究了涡流管的工作特性,以及涡流管中水蒸气的凝结和结冰规律。设计了一种基于自加热方法的不冻堵涡流管方案,并进行了实验验证。研究结果表明,涡流管冷端气流温度虽显著降低,但涡流管喷嘴出口与涡流室均无结冰现象,水蒸气的凝结和结冰发生于冷端管的初始段,从而造成涡流管冷端管的冻堵。带有多孔壁的自加热涡流管能够有效解决涡流管内部的冻堵问题,对涡流管在天然气领域的推广与应用具有重要意义。

摘要：高超声速强预冷航空发动机技术是1项具有巨大潜在技术优势的革命性动力技术,已成为高超声速动力的研究热点。调研了国外具有代表性的强预冷发动机技术发展脉络及现状,并对不同发动机方案的典型技术特征进行了分析与总结, 详细介绍了中国在强预冷航空发动机热力循环设计分析、紧凑强预冷器设计制造和试验、超临界氦叶轮机设计、宽域进排气系统优化设计及高效燃烧等技术方面的最新研究进展。国内外已有研究表明:高超声速强预冷航空发动机原理先进、综合性能优异,多项核心技术已取得重大突破,无"卡脖子"难题, 中国可进一步开展强预冷航空发动机核心系统和整机集成验证,提升强预冷航空发动机技术成熟度,为水平起降重复使用高超声速飞行器研制提供有力支撑。