摘要：关于冲压发动机动力性能优化建模问题,冲压发动机模型及特性与飞行高度、马赫数、攻角有关,决定发动机的性能因素。为了优化冲压发动机动力性能和控制系统设计总体规划,提出建立亚燃冲压发动机特性计算的数学模型,借助于simu-link仿真平台搭建了亚燃冲压发动机模块化的稳态仿真模型,进行不同飞行条件下的特性计算的分析,重点分析了不同进口条件对进气道正激波强度的影响。通过与GasTurb软件中模型参数比较验证了模型的正确性。仿真结果表明,模型可用于冲压发动机总体初步设计研究。

摘要：为改善进气道出口流场畸变对燃烧室性能的不良影响,开展了气动格栅设计。采用数值模拟方法,对扩压器、带气动格栅扩压器、扩压器-燃烧室和带气动格栅扩压器-燃烧室的三维流场进行了数值模拟。结果表明,进气道出口流场畸变,使扩压器出口流场均匀性变差,存在大面积的低速区和分离区;燃烧发生在火焰稳定器上游,燃烧室边区也出现大面积燃烧,导致组件容易被烧毁和组织燃烧性能变差;气动格栅能有效改善扩压器出口流场的均匀性,改善燃烧室性能。

摘要：本文介绍了一种液体燃料亚燃冲压发动机的变比热性能计算方法,并对某型亚燃冲压发动机进行了性能计算,分析讨论了设计参数对发动机性能的影响。本文计算方法可用于液体燃料亚燃冲压发动机总体方案设计阶段的参数选择和性能分析。

摘要：为了研究亚燃冲压发动机在高超声速条件下工作的性能,采用总体性能计算方法和流体力学仿真对基于突扩燃烧的高马赫数亚燃冲压发动机内流通道进行匹配设计研究,得到了其速度特性和调节特性.结果表明,设计出的亚燃冲压发动机在高超声速范围内性能良好,能够正常工作.在接力点处,马赫数Ma=3.5,高度H=12 km,得到最大推力系数为0.649,此时比冲为13 801.2 N·s/kg;在巡航点处,Ma=5.0,H=21 km,发动机余气系数α=1.8时,得到推力系数为0.370,此时最大比冲为12 574.0 N·s/kg.研究认为,最大飞行马赫数为5～6的高超声速冲压发动机采用亚燃是可行的.

摘要：叙述了远程高速飞行器弹体与推进系统一体化的设计方法。设计过程包括以下几个步骤 :1)制定性能准则 ;2 )改变发动机和弹体参数使性能最佳化 ;3)找出适合这些理想参数的布局。给出亚燃 /超燃冲压发动机性能的近似分析方法 ,并给出适当的弹体参数。举例说明如何把这种方法应用到超燃冲压发动机推进的高超声速 (Ma =6 )导弹的初步设计中。

摘要：冲压发动机的转级技术是各类超声速、高超声速飞行器研制所面临的一类技术难题。为了系统性地研究冲压发动机转级技术的研究现状,总结了冲压发动机在转级过程气动方案设计、进气道流动分析、转级时序设计等方面所面临的关键技术问题,综述了国内外研究进展情况,在此基础上指出了当前在超燃冲压发动机转级技术研究、转级过程数值仿真、地面试验等方面存在的不足,对后续研究工作进行了展望。

摘要：为满足高超声速飞行器宽速域范围内发动机高性能工作要求,基于实验设计方法和代理模型,建立了吸气式冲压发动机的多点优化设计方法,获得了宽速域范围内性能均较好的发动机最优构型。以推力系数、升力系数和力矩系数为优化目标,以某型高超声速飞行器为对象,选取三个典型状态点进行了冲压发动机的多点优化设计研究,得到了最优构型方案,并将多点最优构型和传统单点最优构型在宽速域范围内的性能进行了对比分析。分析结果显示,多点优化设计方法得到的最优构型在大部分飞行状态下都具有较好的性能,即多点优化设计方法在宽速域范围内确实能够提高冲压发动机性能,证实了该方法的有效性和优势。

摘要：针对超声速轴对称式进气道进行型面优化设计。以最大总压恢复系数为目标函数,进行锥体斜激波系的优化设计,迭代计算出超声速段锥体斜激波系的最佳优化配置;按照一维绝热、无粘假设进行超声速混压式进气道的起动设计;在亚声速扩压器优化设计中采用多模块等面积扩压规律,有效地避免喉道后扩张-收缩结构的出现,改善高马赫数下的气流分离特性。这种优化方法可为大空域、宽马赫数工作的超声速进气道设计提供参考。

摘要：由于发动机自身工作能力的限制,要想获得最大的发动机性能,在不同的飞行马赫数下,对应不同的发动机形式,因此为了达到宽马赫数飞行的目的,在不同工作区间采用不同发动机进行工作的组合循环发动机应运而生。涡轮基组合循环发动机(TBCC)作为组合动力的一种,采用涡轮发动机与冲压发动机组合的形式,可以在未来作为远程高速飞行器和可重复使用2级入轨(TSTO)飞行器的第1级动力,有广阔的使用前景。作为宽速域内工作的TBCC,模态转换是实现TBCC发动机宽马赫数工作必须解决的关键技术问题之一。针对Ma4速域TBCC发动机,建立了相应的涡轮发动机与亚燃冲压发动机并联模型,通过考虑2种发动机的设计点与非设计点工作条件,对模态转换马赫数进行了选择,并基于保持固定流量这个前体条件,给出了相应的并联TBCC模态转换控制过程。基于建模并联模型,初步确定了采用涡轮与亚燃冲压动力的TBCC发动机的可行性,在合适的匹配条件下,TBCC组合动力可以满足飞行器的推力需求。

摘要：结合质量吸除方案,对超声速混压式进气道进行了起动耦合型面设计,并采用CFD数值模拟对进气道的总体性能进行了对比分析。研究结果表明该方案具有以下优点:1)可以提高进气道的总体性能;2)可以解决低马赫数下超声速混压式进气道的起动问题;3)可以改善高马赫数下进气道的气流分离特性。为大空域、宽马赫数工作的超声速进气道的设计提供参考。