双下侧二元混压式进气道不起动-再起动特性分析

针对某典型固冲发动机用双下侧布局二元混压式进气道的不起动-再起动特性,开展了高速风洞试验和弹体/进气道一体化数值仿真研究。研究结果表明,进气道极限反压与来流总压、喉道总压恢复系数和流量系数相关;进气道入口前气流总压是决定进气道再起动反压的主要因素;在侧滑情况下,背风侧进气道抗反压能力强于迎风侧。

反折式二元超声速进气道设计及数值研究

研究固体冲压发动机进气道优化问题，为降低弹用超声速进气道的外部阻力和提高导弹飞行速度，提出了一种具有低外阻特性的反折式二元进气道方案，明确设计流程和主要设计参数的选取，并针对2～3．5Na速度范围的应用需求开展了方案设计。进一步采用Fluent软件进行数值仿真，研究了反折式进气道的流场特性和性能水平，并与传统设计方案进行了对比。结果表明，在捕获流量相同的条件下，反折式进气道比原方案具有更小的外部阻力及外廓尺寸，还能保持与原方案相当的总压恢复性能，满足工程应用需求，为设计提供依据。

长二丁运载火箭二级姿控发动机热控设计及其试验验证

根据长二丁运载火箭姿控发动机的热环境条件和系统对各组件的温控要求,初步制定了姿控发动机主要组件的热防护设计方案。以贮箱和电磁阀为主要热分析对象,用I-DEAS软件建立有限元模型,通过数值仿真计算获得各组件不同时间的温度。计算结果与贮箱和机组组件的地面模拟热辐射环境的热流试验数据进行比较,对设计作改进。最终给出了满足系统设计要求的二级姿控发动机热设计方案。

某RBCC样机进气道的设计与数值模拟

针对某包含引射、亚燃两模态（马赫数为0～4．0）的支板式火箭基组合循环（rocket based combinedcycle）发动机地面集成试验，设计了样机用带支板的二元进气道．数值模拟对比分析了在亚燃模态下进气道加入支板前后的性能以及流道内的流动情况，验证了设计的合理性，并且给出了支板位置以及构型的改变引起RBCC发动机进气道性能变化的规律和优化设计结果．