宋岡霖，陳華強，韋寶禧，徐 旭

基于氣動斜坡的超燃沖壓發(fā)動機雙燃燒室方案研究

宋岡霖1,3，陳華強1，韋寶禧2，徐 旭3

（1.中國西昌衛(wèi)星發(fā)射中心，四川西昌615606；2.北京動力機械研究所，北京100191；3．北京航空航天大學宇航學院，北京100191）

為提高超燃沖壓發(fā)動機工作穩(wěn)定性，提出了基于氣動斜坡的超聲速燃燒沖壓發(fā)動機雙燃燒室方案，該方案屬于高超聲速飛行器動力裝置新方案。超燃主燃燒室采用基于氣動斜坡的燃料噴注方式，并以小型燃氣發(fā)生器作為亞燃燃燒室布置于氣動斜坡噴嘴下游。超聲速來流空氣經進氣道分流，96%左右進入超燃主燃燒室，4%左右經燃料電池驅動的離心式壓氣機增壓后進入亞燃燃燒室。亞燃燃燒室在富油工況下工作，其出口布置在超燃主燃燒室氣動斜坡噴注模塊的下游（距氣動斜坡第1排噴孔1 0倍噴孔直徑處），此模塊在主燃燒室中高效、低損失地形成流向渦。亞燃燃燒室噴流位于流向渦之后，起到點火、增強摻混和穩(wěn)定火焰的作用。在直連式試驗臺上進行了該方案燃燒室部分的燃燒試驗，結果表明：該方案成功實現(xiàn)了碳氫燃料大當量比范圍內的穩(wěn)定燃燒，以燃料比沖為評判標準，初步證明了該方案的可行性。

超聲速燃燒；雙燃燒室沖壓發(fā)動機；氣動斜坡噴注器；亞燃燃燒室；燃料比沖

0 引言

近年來，以吸氣式發(fā)動機及其組合發(fā)動機為動力裝置的高超聲速飛行器技術成為世界航空發(fā)動機研究的熱點[1-8]。其巡航飛行速度和高度均能達到數(shù)倍于現(xiàn)有飛機的水平，由于其可水平起降和重復使用，且采用吸氣式發(fā)動機，無需如火箭推進般攜帶大量氧化劑，所以該技術一旦成熟，將10倍甚至上百倍減少空間運輸成本。但是受高超聲速飛行時燃燒室火焰穩(wěn)定及熱防護等技術的制約，目前該技術仍處于性能驗證和試驗階段。

比沖是發(fā)動機的綜合性能指標之一，其值越高代表發(fā)動機性能越好。在高速飛行時，飛行器來流工況與發(fā)動機性能關系密切，各種發(fā)動機均有自己最佳的飛行馬赫數(shù)范圍[9]，渦輪噴氣、亞燃沖壓和超燃沖壓發(fā)動機的最佳工作范圍分別為飛行馬赫數(shù)0～3、3～5和5以上。由于火箭發(fā)動機自帶燃料和氧化劑，其比沖不受飛行工況影響，但同時其比沖也是各種發(fā)動機中最低的。

鑒于實用性和經濟性的考慮，目前高超聲速飛行動力裝置的發(fā)展趨勢是將不同優(yōu)勢工作區(qū)間的發(fā)動機一體化，以達到擴大發(fā)動機最佳工作范圍的目的。在飛行馬赫數(shù)為3～8的區(qū)間內，雙燃燒室沖壓發(fā)動機方案是最受關注的方案之一，最早由美國約翰霍普金斯大學的Keirsey于1977年提出。在2000～2010年間，對該方案的研究獲得了大量成果[2-4,6-8]。2002年，美國海軍研究局和美國國防高級研究計劃局（DARPA）基于約翰霍普金斯大學的雙燃燒室沖壓發(fā)動機方案，啟動了HYFLY計劃。該計劃目標是研制飛行馬赫數(shù)3～6的高超聲速巡航導彈。其發(fā)動機燃燒室由亞燃和超燃燃燒室組成，進氣道也分為亞/超燃2組進氣道分別為2個燃燒室供氣。其設計工作條件為25%的來流空氣經亞燃進氣道進入亞燃室，在亞燃室中與JP10煤油反應形成富油燃氣，富油燃氣在超燃主燃燒室與由超燃進氣道進入的75%來流空氣進一步反應放熱，最終燃氣經噴管噴出形成推力。該種雙燃燒室方案中的亞燃燃燒室采用亞燃沖壓方案，亞燃燃燒室工作狀況受亞燃進氣道構型、進氣流量等參數(shù)影響較大，并且還需兼顧與超燃主燃燒室工況的耦合，導致進氣道結構復雜，設計難度較大[10]。

本文提出1種基于氣動斜坡燃料噴注的新型雙燃燒室方案，其亞燃室僅需來流空氣總流量的4%左右，亞燃進氣道之后引入小型壓氣機，從而大大降低了亞燃室工況對來流的敏感性，提高了發(fā)動機工作的穩(wěn)定性。

1 基于氣動斜坡的超燃沖壓發(fā)動機雙燃燒室方案設計

1.1 工作原理

提出了1種創(chuàng)新性的基于氣動斜坡燃料噴注技術的雙燃燒室沖壓發(fā)動機工作方案，并通過試驗初步驗證了其可行性。該方案的燃燒室構型如圖1所示，其主要結構包括亞燃燃燒系統(tǒng)和超燃燃燒系統(tǒng)2大部分。亞燃燃燒系統(tǒng)由亞燃進氣道、壓氣機、亞燃燃燒室和亞燃燃氣噴孔組成；超燃燃燒系統(tǒng)由超燃進氣道、氣動斜坡噴注模塊、超燃主燃燒室和噴管組成。發(fā)動機工作過程：高速來流空氣中96%左右的流量經超燃進氣道進入超燃主燃燒室，4%左右的流量進入亞燃進氣道。進入亞燃進氣道的空氣經由壓氣機增壓總壓提升至來流總壓2倍后進入亞燃燃燒室，在亞燃燃燒室中，燃料與空氣反應形成的富油燃氣經噴嘴以聲速噴入超燃主燃燒室。在亞燃燃燒室噴流上游，氣動斜坡噴注模塊將燃料噴入主燃燒室，氣動斜坡噴流將與主流作用形成1對流向渦，流向渦在亞燃室噴流作用下會得到提升及增強。同時氣動斜坡形成的斜激波也對亞燃室噴流起到緩沖作用，減小了亞燃室噴流進入主燃燒室時的總壓損失。燃料在主燃燒室中劇烈燃燒后，經由噴管加速排出飛行器，將熱能轉化為飛行器動能。

1.2 基于氣動斜坡的雙燃燒室結構方案設計

在該新型雙燃燒室沖壓發(fā)動機方案的設計中，氣動斜坡噴注器模塊和雙燃燒室的設計是2項關鍵技術。

在氣動斜坡噴注模塊構型設計中，根據Jacobsen試驗優(yōu)化結果[11]，采用4孔氣動斜坡噴注方案。每個燃料噴注模塊由4孔氣動斜坡構成，氣動斜坡噴注器第1排噴嘴噴注方向與流動方向成20°夾角，2個噴嘴相互形成的內偏角為30°；為在流場中盡快卷起流向渦結構，設計第2排噴嘴噴注方向與流動方向成40°夾角，2個噴嘴相互形成的內偏角為60°。同排噴嘴間距為4倍噴嘴直徑，2排噴嘴之間距離為8倍噴嘴直徑的。對亞燃燃燒室的布置位置的研究發(fā)現(xiàn)，亞燃燃燒室燃氣噴孔中心距離氣動斜坡第1排孔10倍氣動斜坡噴孔直徑時發(fā)動機性能最好[12]。

在雙燃燒室設計中，氣動斜坡噴注模塊的分布以及亞燃燃燒室所需空氣流量是整個燃燒室結構設計的關鍵因素。當燃料當量比較小時，在亞燃燃燒室前采用1個氣動斜坡噴注模塊單點集中噴入燃料，即可滿足性能要求，但是，在該種單點集中噴注燃料的方案中，熱釋放過于集中，當燃料當量比增大到一定值時，超燃燃燒室會發(fā)生溢流（在真實飛行器中該現(xiàn)象會導致進氣道不起動），為了繼續(xù)增大當量比以提高發(fā)動機推力，可采用在燃燒室多段布置多個氣動斜坡模塊的方案（如圖1所示），以獲得更大的發(fā)動機推力。

圖1 基于氣動斜坡的超聲速燃燒沖壓發(fā)動機雙燃燒室方案構型

此外，亞燃燃燒室所需空氣流量也是1個重要參數(shù)，該值越小越有利于壓氣機及配套設備小型化，但鑒于亞燃室富燃極限及工作性能的限制，減小空氣流量也將減小亞燃燃燒室的可調當量比范圍，因此，合適的亞燃室空氣流量是該方案能否實用化的關鍵。在超燃沖壓發(fā)動機直連式試驗臺上進行了碳氫燃料的熱試試驗，在大當量比范圍內實現(xiàn)了燃料的穩(wěn)定高效燃燒，驗證了亞燃室僅用來流空氣流量4%的方案的可行性。

2 方案特征

基于氣動斜坡的超聲速燃燒沖壓發(fā)動機雙燃燒室方案主要包括以下特征：（1）進氣道采用分流形式，96%左右的來流空氣進入超燃主燃燒室，4%左右的空氣經壓氣機增壓后，進入亞燃燃燒室；（2）亞燃燃燒室在富油工況下工作，形成的富油高溫噴流以聲速噴入主燃燒室；（3）在緊靠亞燃燃燒室噴流的上游位置布置1組氣動斜坡噴注模塊，可避免亞燃燃燒室噴流形成正激波導致過大總壓損失，同時依靠氣動斜坡形成的流向渦結構促進燃料與主流的摻混。

相比于現(xiàn)有的雙燃燒室沖壓發(fā)動機和其他組合循環(huán)發(fā)動機方案，本方案主要有以下優(yōu)勢：

（1）新型的亞燃燃燒室空氣供應方案引入小型壓氣機。亞燃進氣道僅將來流空氣流量的4%引入亞燃燃燒室，由于該部分流量非常小，因此，可以采用燃料對其冷卻，并以小型電機驅動壓氣機為其增壓（電源可采用質量較輕的燃料電池），然后將其噴入亞燃燃燒室與燃料反應。引入壓氣機來提升進入亞燃燃燒室空氣的總壓，使得亞燃燃燒室的工作條件不再對外界飛行環(huán)境敏感，解決了現(xiàn)行雙燃燒室沖壓發(fā)動機的問題對飛行馬赫數(shù)較敏感；受外界環(huán)境影響大；在非設計工況下飛行時，性能下降顯著。

（2）新型燃料噴注方案可有效降低由噴流導致的燃燒室總壓損失。噴入主燃燒室的燃料包括來自于亞燃燃燒室和由氣動斜坡噴嘴直接噴入2部分。布置于亞燃燃燒室出口上游的氣動斜坡噴嘴陣列與亞燃燃燒室噴流構成主燃燒室的燃料噴注系統(tǒng)。該種氣動斜坡與燃氣發(fā)生器組合的噴注方案將有效地減小亞燃燃燒室噴流在進入主燃燒室時產生的總壓損失。一方面，氣動斜坡與空氣主流作用后形成斜激波及1對流向渦，斜激波為下游亞燃燃燒室噴流形成“緩沖區(qū)”，減小噴流產生的總壓損失；另一方面，亞燃燃燒室噴流對流向渦有抬升和增強作用，提高了燃料噴流與空氣主流的摻混效果[13]。

（3）與一般火箭基組合循環(huán)發(fā)動機（RBCC）方案相比，本文的燃燒室方案不存在侵入空氣主流的結構，總壓損失和激波損失小。方案中的亞燃室噴流動壓比及溫度等參數(shù)可調范圍寬，可以根據飛行環(huán)境的變化改變亞燃室參數(shù)，進而調節(jié)主燃室燃料摻混和燃燒情況。其對飛行環(huán)境的適應能力及調節(jié)靈活性強于現(xiàn)有的組合循環(huán)發(fā)動機方案。

3 試驗設置與測量方法

為了驗證上述新型雙燃燒室方案的可行性，在北京航空航天大學直連式超燃沖壓發(fā)動機試驗臺（如圖2所示）上對該方案開展了碳氫燃料熱試試驗。超聲速燃燒沖壓發(fā)動機直連式試驗臺是1種將超燃沖壓發(fā)動機燃燒室直接與高溫模擬來流設備相連接的試驗系統(tǒng)，主要用于超聲速燃燒過程和超燃沖壓發(fā)動機燃燒室技術研究。該試驗臺系統(tǒng)由空氣加熱器、超燃沖壓發(fā)動機模型主燃燒室、亞燃燃燒室、工質供應系統(tǒng)和測控系統(tǒng)組成?？諝饧訜崞魈峁┠M來流參數(shù)見表1。超燃主燃燒室由不同擴張角的6段矩形截面燃燒室組成（分別命名為Segment 1-6），燃燒室1段起著隔離段的作用，亞燃燃燒室布置于主燃燒室的第2段（Segment 2）。除了可以在主燃燒室第2段噴注燃料外，在燃燒室第3、4段也布置了氣動斜坡噴注模塊，可實現(xiàn)多點燃料噴注。試驗來流工況模擬飛行器在高度為28 km、Ma=5條件下的飛行情況?？紤]到在真實發(fā)動機中，主燃燒室內燃料需用于冷卻燃燒室壁面，而完成冷卻后，燃料以超臨界狀態(tài)噴入燃燒室，此時大部分燃料發(fā)生裂解，且主要成分為低碳數(shù)（C1-C5）的烷烴和烯烴[14]。因此，在本研究中主燃燒室采用乙烯燃料，亞燃燃燒室以煤油為燃料。試驗時發(fā)動機總當量比為亞燃燃燒室當量比與主燃燒室當量比之和。

圖2 超燃沖壓發(fā)動機雙燃燒室結構及直連試驗臺

表1 模擬來流Ma=5飛行的空氣加熱器工作參數(shù)

在燃燒室側壁沿流向布置26個靜壓測孔，用于測量壁面壓強。壓強測量采用的壓力傳感器型號是CYB-20S，量程為0～1 MPa，精度為量程的0.5%。

試驗設備運行的典型時序如圖3所示。從圖中可見，在1.75～4 s加熱器提供了穩(wěn)定的Ma=2的高溫來流，加熱器壓力（來流總壓）建立約0.5 s后乙烯燃料噴入燃燒室，亞燃燃燒室的工作時間為1.9～3.4 s。在亞燃燃燒室工作時間內實現(xiàn)了燃料穩(wěn)定燃燒。在燃料噴入2 s后，試驗結束，相繼關閉各閥門，并通入吹除氮氣。

圖3 熱試試驗主要測點壓力-時間曲線

試驗數(shù)據采用1維沖量分析法處理，該方法是分析燃燒室性能的常用方法，其以試驗測得的燃燒室壓力分布為已知量，結合燃燒室型面和燃料噴注條件，通過求解連續(xù)方程、動量方程、總壓方程、總溫方程等流場控制方程，獲得燃燒室各截面流場參數(shù)。借助沖量分析法可以計算得到Ma等參數(shù)的分布和燃燒效率，是1個快速便捷的試驗結果后處理工具。但需要說明的是：由于該方法將流動近似為1維均勻流，未能考慮激波串及附面層分離等現(xiàn)象，所以，在斜激波較強以及附面層分離較嚴重時其計算精度不高，甚至會出現(xiàn)燃燒效率沿流向降低的不合理現(xiàn)象。在燃燒室5段出口位置，由于壁面擴張角突然增大，會產生2道較強的膨脹波使得壓力迅速下降，在該位置沖量分析法會誤認為燃料發(fā)生了吸熱的還原反應并顯示燃燒效率降低，可見沖量分析法不適宜分析該處數(shù)據，因此，結合壓力傳感器測點位置，選取1個虛擬入口和出口，所有算例均在該區(qū)域內通過沖量分析法對燃燒室性能進行分析，虛擬入口和出口坐標分別為X=0.035、1.14 m位置。

4 試驗結果及分析

在亞燃燃燒室當量比固定為0.08時，從貧燃熄火到溢流工況的不同主燃燒室乙烯當量比下獲得的燃燒室壓力分布曲線如圖4所示。隨著當量比增大，燃料釋熱量增大、燃燒室壓力上升，主燃燒室當量比達到0.48時，燃燒放熱引起的壓力上升起始位置已經到達燃燒室1段中部，可以預見，若進一步增大當量比，將出現(xiàn)溢流現(xiàn)象。根據沖量分析法計算結果，對應于上述當量比0.05～0.48的工況，在燃燒室虛擬出口位置，絕熱燃燒效率均在90%左右，壓力峰值為0.12～0.35 MPa。對于Ma=5的飛行工況，在燃燒室2段噴入的燃料當量比不宜超過0.48，當量比的進一步增大需采用多組氣動斜坡噴注模塊進行分布式燃料噴注。

多點燃料噴注與單點噴注燃燒室壓力分布如圖5所示。圖中示出了在分布式燃料噴注工況下獲得的燃燒室壓力分布曲線與在單點噴注總當量比為0.57（亞燃燃燒室當量比為0.08；超燃燃燒室當量比為0.49）工況下的壓力曲線對比，其中分布式噴注燃料總當量比分別為0.86、1.07，在超燃主燃燒室2和4段同時噴入相同流量的乙烯燃料。從圖中可見，采用分布式燃料噴注方案，在不出現(xiàn)溢流的情況下，可以獲得更高的燃燒室壓力。

圖4 在不同主燃燒室燃料當量比下的壓力分布（亞燃燃燒室當量比為0.08）

圖5 多點燃料噴注與單點噴注的燃燒室壓力分布（亞燃燃燒室當量比為0.08）

在不同工況下雙燃燒室熱試試驗的主要參數(shù)和試驗結果見表2。從表中可見，當主燃燒室當量比低至0.085時（總當量比為0.165），仍可實現(xiàn)乙烯燃料穩(wěn)定燃燒，表明該種雙燃燒室工作方案貧燃極限低、燃燒穩(wěn)定、發(fā)動機可靠工作范圍寬。對于模擬飛行Ma=5的工況，當亞燃燃燒室煤油當量比在0.05～0.13內變化，氣動斜坡噴流燃料當量比在0.085～0.99內變化時，發(fā)動機均能穩(wěn)定工作。該方案發(fā)動機總當量比工作范圍為0.165～1.07，該參數(shù)范圍充分反映了發(fā)動機工作的穩(wěn)定性。對于更高的飛行馬赫數(shù)工況，由于來流空氣總溫更高，發(fā)動機穩(wěn)定工作當量比范圍將進一步擴大。

表中的燃料比沖及推力計算是基于試驗獲得的燃燒室壓力分布。具體求解過程為：

表2 模型燃燒室燃燒試驗結果

（1）根據燃燒室壓力測點分布及1維沖量分析法適用區(qū)域，選定燃燒室虛擬入口及出口。（已選在X=0.035～1.14 m）；

（2）假設燃燒室虛擬入口上游連接著虛擬進氣道，且其處于額定工作狀態(tài)，即激波剛好打在外罩唇口處。燃燒室虛擬出口下游連接著1個能實現(xiàn)燃燒室氣流完全膨脹的虛擬噴管；

（3）由1維沖量分析法處理試驗測得的燃燒室壓力分布，可得到燃燒室內任一流向截面的平均參數(shù)值；

（4）求虛擬噴管出口沖量值。參考文獻[15-18]，假設噴管絕熱，且總壓恢復為0.98。由1維沖量分析法計算結果讀出虛擬出口處的氣流總壓值，將該值乘以噴管總壓恢復得出飛行器噴管出口總壓P*o。由模擬飛行高度的靜壓Pa與該總壓值相比，可得飛行器噴管出口氣流的π(Ma)，進而求出其他氣動參數(shù)τ(Ma)、Ma、q(Ma)等。

（5）求虛擬進氣道入口沖量值。虛擬進氣道入口沖量可基于進氣道處于額定工作狀態(tài)的假設求得。首先根據設計飛行高度（本文中為28 km），查大氣參數(shù)表可得當?shù)卮髿獾穆曀?ci、溫度 Ti、密度 ρi、壓力 Pi。

由設計飛行馬赫數(shù)Mai（Mai=5）結合當?shù)芈曀賑i，可求得飛行器速度，若假設飛行器靜止則為空氣來流速度Vi=Maici；假設進氣道處于額定工況，即無激波恰好打到外罩唇口位置，則進氣道捕獲面積Ai可由流量公式m˙i=ρiViAi求得，m˙in為試驗空氣來流質量流量（已知）；根據沖量公式Fi=PiAi+m˙iVi可求得進氣道入口沖量值Fin。

（6）虛擬噴管出口沖量減去進氣道入口沖量即為飛行器發(fā)動機產生的推力，燃料比沖為該推力值除以燃料流量。

各工況燃料比沖計算結果見表2。燃料集中于超燃主燃燒室第2段的單點噴射方案，其燃燒效率均為90%以上，燃料比沖為1370～1884 s。從圖1中的飛行馬赫數(shù)與燃料比沖關系可見，在Ma=5的工況下，一般超燃沖壓發(fā)動機的碳氫燃料比沖范圍是1200～1600 s，相比而言，該種新型超燃燃燒室方案比沖范圍更廣。針對飛行器具體工作過程，在飛行器爬升段，其中推力是主要關注的發(fā)動機性能參數(shù)，為了獲得足夠大的推力并避免進氣道溢流，燃燒室采用分布式燃料噴注方案進行了高當量比熱試試驗。試驗結果顯示，相比于單點集中噴注，通過在超燃主燃燒室第2、3、4段氣動斜坡噴注模塊分別注入燃料，可以在避免溢流的情況下，使發(fā)動機推力明顯增大。

5 結論

提出了1種基于氣動斜坡噴注器的雙燃燒室沖壓發(fā)動機方案，并在超燃直連式試驗臺上模擬飛行Ma=5的條件，對模型發(fā)動機進行了熱試試驗，以對該種新型發(fā)動機方案的性能進行驗證。獲得如下結論：

（1）在超燃主燃燒室當量比為0.085～0.48、亞燃燃燒室當量比為0.05～0.13工況下，實現(xiàn)了碳氫燃料的高效穩(wěn)定燃燒，燃燒效率為90%左右。

（2）超燃主燃燒室燃料噴注集中于模型燃燒室第2段時，其燃燒效率較高，但當量比超過0.48后，會出現(xiàn)溢流現(xiàn)象。采用分布式噴注燃料的方案，在模型燃燒室第2、3、4段分別通過氣動斜坡噴注器噴入燃料，在避免溢流的情況下，成功獲得了更大的發(fā)動機推力。

（3）對于單點集中噴射燃料方案，碳氫燃料比沖在1370～1884 s范圍內，比一般超燃沖壓發(fā)動機比沖范圍更廣。

綜上所述，本文提出的基于氣動斜坡的超聲速燃燒沖壓發(fā)動機雙燃燒室方案，對來流工況變化不敏感、貧燃極限低、燃燒效率高、穩(wěn)定火焰能力強，并具有可行性。

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Study on Dual-Combustor Scramjet Based on Aero-ramp Injector

SONG Gang-lin1,3,CHEN Hua-qiang1,WEI Bao-xi2,XU Xu3
（1.China Xichang Satellite Launch Center,Xichang Sichuan 615606,China； 2.Beijing Power Machinery Institute,Beijing 100191,China； 3.School of Astronautics,Beihang University,Beijing 100191,China）

In order to improve the stability of scramjet,a scheme of dual-combustor scramjet based on aero-ramp injectors was presented,which belongs to hypersonic vehicle propulsion.The fuel was injected via aero-ramp injector in the main scramjet combustor.The gas-portfire acting as a ramjet combustor was located downstream the aero-ramp.The supersonic freestream was divided by inlets.About 96%of the freestream entered the main scramjet combustor.After pressurized by centrifugal compressor,about 4%of the freestream entered the ramjet combustor.The ramjet combustor worked under the fuel-rich condition,and its exit was located downstream the aeroramp,about 10 times the diameter of aero-ramp injector from the first row of aero-ramp injectors.The aero-ramp produced intensive streamwise vortexs in the scramjet combustor effectively and with low loss.The jet flow of the ramjet combustor,which had the functions of fuel ignition,mixing enhancement and flame stabilization,was located downstream the streamwise vortexs.The combustion experiments of the novel scheme were performed in supersonic direct-connect facility.The results show that stable combustion over a wider range of fuel equivalence ratios are achieved.The feasibility of the novel dual-combustor ramjet concept is verified by high fuel impulse.

supersonic combustion； dual combustor ramjet； aero-ramp injector； ramjet combustor；fuel impulse

V 235.21 3

A

1 0.1 3477/j.cnki.aeroengine.201 7.02.008

2016-08-30 基金項目：國家重大基礎研究項目資助

宋岡霖（1985），男，碩士，工程師，從事超燃沖壓發(fā)動機試驗及數(shù)值仿真、液體火箭測試發(fā)射流程優(yōu)化工作；E-mail:songganglin@163.com。引用格式：宋岡霖，陳華強，韋寶禧，等.基于氣動斜坡的超燃沖壓發(fā)動機雙燃燒室方案研究[J].航空發(fā)動機，2017，43（2）：41-47.SONG Ganglin,CHEN Huaqiang,WEIBaoxi，etal． Study on dual-combustorscramjetbased on aero-ramp injector[J].Aeroengine，2016，43（2）：41-47.

(編輯：張寶玲)