劉曉偉，石 磊，劉佩進(jìn)，秦 飛，何國強(qiáng)，趙建輝

(1.西北工業(yè)大學(xué) 航天學(xué)院，西安 710072；2.空軍西安飛行學(xué)院，西安 710306)

基于DMSJ發(fā)動(dòng)機(jī)流道的RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)*

劉曉偉1，石 磊1，劉佩進(jìn)1，秦 飛1，何國強(qiáng)1，趙建輝2

(1.西北工業(yè)大學(xué) 航天學(xué)院，西安 710072；2.空軍西安飛行學(xué)院，西安 710306)

首先完成了一種典型DMSJ發(fā)動(dòng)機(jī)流道型面和燃燒組織設(shè)計(jì)，該發(fā)動(dòng)機(jī)在M∞=4.0和6.0時(shí)的比沖分別為1 029.6 s和899.9 s。以此DMSJ發(fā)動(dòng)機(jī)流道為基礎(chǔ)，在隔離段一側(cè)布置火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，形成RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)流道。數(shù)值模擬研究表明，低馬赫數(shù)時(shí)，火箭臺階及下游流道型面變化對發(fā)動(dòng)機(jī)性能影響有限；保持DMSJ發(fā)動(dòng)機(jī)燃料噴注方案不變，RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)在M∞=4.0時(shí)，沖壓模態(tài)比沖可達(dá)到1 052.8 s。高馬赫數(shù)時(shí)，由于燃燒組織位置靠前，必須對DMSJ發(fā)動(dòng)機(jī)原有的燃料噴注方案進(jìn)行調(diào)整，才能確保RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)達(dá)到與前者相當(dāng)?shù)谋葲_水平，經(jīng)過調(diào)整本文RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)M∞=6.0時(shí)沖壓比沖達(dá)到了887.8 s。因此，基于目前較成熟的DMSJ發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行高馬赫數(shù)RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)，是一條快速可行的技術(shù)途徑。

雙模態(tài)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)；火箭基組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)；燃燒組織；比沖；數(shù)值模擬

0 引言

20世紀(jì)60年代初，Curran和Stull提出了雙模態(tài)沖壓(DMSJ: Dual Mode Scramjet)發(fā)動(dòng)機(jī)概念[1]。該發(fā)動(dòng)機(jī)屬于亞燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)和超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的結(jié)合，較低馬赫數(shù)時(shí)，以亞燃沖壓模式工作；較高馬赫數(shù)時(shí)，以超燃沖壓模式工作，降低了超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的工作馬赫數(shù)下限，技術(shù)上更易實(shí)現(xiàn)。近年來，隨著吸氣式高超聲速技術(shù)的不斷發(fā)展，DMSJ發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)取得顯著進(jìn)展，成為高超聲速動(dòng)力研究的必經(jīng)之路[2]。

火箭基組合循環(huán)(RBCC:Rocket Based Combined Cycle)發(fā)動(dòng)機(jī)將火箭發(fā)動(dòng)機(jī)集成于沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)流道中，充分發(fā)揮火箭發(fā)動(dòng)機(jī)推重比高和吸氣式發(fā)動(dòng)機(jī)比沖高的優(yōu)勢，通過多種模態(tài)的靈活切換，在寬速域、大空域均能始終保持較好的性能，從而適應(yīng)空天往返和臨近空間飛行的需求[3-4]。由于RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)工作范圍很寬，燃燒組織模式和流道幾何型面有必要進(jìn)行調(diào)節(jié)[3，5-8]，選用何種沖壓流道作為基準(zhǔn)，與發(fā)動(dòng)機(jī)應(yīng)用模式有關(guān)。目前，在多數(shù)應(yīng)用方式論證中，需要RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)工作速域盡可能兼顧高超聲速和超聲速區(qū)域。因此，以雙模態(tài)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)作為RBCC沖壓流道的設(shè)計(jì)基礎(chǔ)切實(shí)可行。

本文在一典型DMSJ發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)的基礎(chǔ)上，將火箭發(fā)動(dòng)機(jī)集成于隔離段一側(cè)，形成了RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)流道模型。本文對比了火箭臺階及下游流道型面變化對兩種發(fā)動(dòng)機(jī)流場和性能的影響，研究了如何調(diào)整燃燒組織方式以適應(yīng)上述型面變化，保證RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)仍具有良好的沖壓性能。

1 發(fā)動(dòng)機(jī)構(gòu)型設(shè)計(jì)

圖1為本文DMSJ發(fā)動(dòng)機(jī)和RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)流道構(gòu)型圖。僅針對DMSJ發(fā)動(dòng)機(jī)工作速域開展研究，不考慮RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)更寬速域工作時(shí)帶來的變幾何設(shè)計(jì)需求。因此，兩種發(fā)動(dòng)機(jī)均為定幾何構(gòu)型。

兩種發(fā)動(dòng)機(jī)采用相同的定幾何二元混壓式進(jìn)氣道，該進(jìn)氣道針對DMSJ發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)：工作馬赫數(shù)區(qū)間4.0～7.0，起動(dòng)馬赫數(shù)3.5，設(shè)計(jì)馬赫數(shù)6.0；總收縮比(Hc/Dc,d)=6.35；等高隔離段，長高比為5.0；進(jìn)氣道總長為4.6Hc。其中，Hc為進(jìn)氣道捕獲高度，Dc,d為隔離段高度。

RBCC內(nèi)置火箭側(cè)置于隔離段上方在隔離段出口形成臺階，臺階結(jié)構(gòu)的流道占比為30%，即圖1所示，Dc,d/Dc,r=0.7。其中，Dc,r為燃燒室入口高度。

DMSJ發(fā)動(dòng)機(jī)和RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室總長相同，為12Dc,d，均采用兩級結(jié)構(gòu)，第一級長度為8Dc,d，第二級為4Dc,d。布置了兩級對稱凹腔，第一級凹腔于燃燒室入口距離為3Dc,d，兩級凹腔間距為4Dc,d。兩級凹腔長深比分別為5.0和3.0。

在DMSJ發(fā)動(dòng)機(jī)隔離段側(cè)壁布置火箭發(fā)動(dòng)機(jī)后，下游流道幾何參數(shù)必然會(huì)發(fā)生變化。本文選擇兩級燃燒室的擴(kuò)張角度保持不變，分別為2°和4°，即RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室高度相對更高，越靠近隔離段，相對變化越大。

兩種發(fā)動(dòng)機(jī)均采用了單面膨脹尾噴管，擴(kuò)張角為12°，長度均為10Dc,d。

將火箭布置于隔離段一側(cè)，由于發(fā)動(dòng)機(jī)流道面積在隔離段出口存在不連續(xù)階躍，因此即使采用其他原則，進(jìn)行燃燒室和尾噴管幾何型面設(shè)計(jì)，越靠近隔離段，流道面積相對變化越大的特征是不可避免的。

2 數(shù)值計(jì)算方法及校驗(yàn)

2.1 數(shù)值計(jì)算模型

本文流場數(shù)值模擬采用商用軟件Fluent完成，利用有限體積法離散二維雷諾時(shí)均N-S方程，對流項(xiàng)采用二階迎風(fēng)格式，粘性項(xiàng)采用中心差分格式，各方程聯(lián)立耦合隱式求解。湍流模型采用了兩方程SSTk-ω模型，該模型將k-ε、k-ω模型進(jìn)行調(diào)和。在固體壁面附近，采用k-ω模型；在自由流和邊界層流外邊界，采用標(biāo)準(zhǔn)k-ε模型。因此，該模型對高雷諾數(shù)和低雷諾數(shù)同樣適用，對混合流動(dòng)、剪切流動(dòng)，尤其是對邊界層流動(dòng)的模擬效果較好。

本文燃燒過程化學(xué)動(dòng)力學(xué)模型采用有限速率/渦耗散模型。該模型取Arrhenius和渦耗散反應(yīng)速率中較小的一個(gè)作為凈反應(yīng)速率?；鹧纥c(diǎn)燃后渦耗散速率通常小于Arrhenius反應(yīng)速率，反應(yīng)是混合限制的。由于煤油燃燒機(jī)理復(fù)雜，考慮到計(jì)算效率，本文采用煤油的替代分子式C12H23和三步簡化化學(xué)反應(yīng)模型(見表1)，來模擬超聲速流中的煤油燃燒反應(yīng)[9]。

2.2 網(wǎng)格劃分和邊界條件

數(shù)值計(jì)算區(qū)域包括了進(jìn)氣道入口及發(fā)動(dòng)機(jī)出口外足夠大范圍的流場。為了準(zhǔn)確模擬邊界層分離流動(dòng)，采用結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，壁面、進(jìn)氣道入口、內(nèi)置火箭噴管出口、凹腔等流動(dòng)較復(fù)雜區(qū)域，均進(jìn)行了網(wǎng)格局部加密，如圖2所示。使用的邊界條件包括壓力遠(yuǎn)場、壓力出口、無滑移絕熱壁面、質(zhì)量入口。計(jì)算殘差下降3個(gè)數(shù)量級且不再變化，發(fā)動(dòng)機(jī)出口的流量、壓力以及燃?xì)饨M分等參數(shù)達(dá)到穩(wěn)定，認(rèn)為計(jì)算結(jié)果收斂。

表1 煤油的簡化化學(xué)動(dòng)力學(xué)模型

2.3 數(shù)值計(jì)算方法校驗(yàn)

本文的數(shù)值模擬不僅涉及到了較復(fù)雜的激波/邊界層相互干擾及分離等流動(dòng)現(xiàn)象，也涉及到了燃燒室內(nèi)復(fù)雜的燃料噴注和燃燒反應(yīng)過程，有必要對本文所采用的數(shù)值模擬方法進(jìn)行校驗(yàn)，以確定其可行性。

2.3.1 復(fù)雜氣動(dòng)現(xiàn)象計(jì)算方法校驗(yàn)

針對激波/邊界層相互干擾以及邊界層分離等復(fù)雜流動(dòng)特征的數(shù)值計(jì)算方法可行性校驗(yàn)，選取文獻(xiàn)[9]中喉道長度為79.3 mm、Δ=0﹪的構(gòu)型在來流馬赫數(shù)M∞=2.5時(shí)的試驗(yàn)情況進(jìn)行了數(shù)值模擬。

計(jì)算結(jié)果如圖3所示。由圖3可見，SSTk-ω湍流模型能準(zhǔn)確地模擬分離及激波和邊界層干擾引起的復(fù)雜流動(dòng)，適合將其用于本文的數(shù)值研究。

2.3.2 氣動(dòng)/燃燒耦合過程計(jì)算方法校驗(yàn)

選擇文獻(xiàn)[10]RBCC燃燒室的地面直連試驗(yàn)數(shù)據(jù)作為本文燃燒過程數(shù)值計(jì)算方法校驗(yàn)的對象。圖4為試驗(yàn)用RBCC燃燒室構(gòu)型：火箭布置于流道中心支板內(nèi)，燃燒室內(nèi)對稱布置一對燃料噴注支板，同時(shí)在支板后設(shè)置一對凹腔，以增強(qiáng)燃料摻混和燃燒。試驗(yàn)?zāi)M條件為發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道來流高度H∞=24.0 km，馬赫數(shù)M∞=5.5。內(nèi)置火箭為氣氧/煤油火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，混合比為1.06。沖壓流道噴注燃料為煤油，當(dāng)量比ER=0.68。

數(shù)值計(jì)算方法校驗(yàn)時(shí)，采用的網(wǎng)格劃分方法和數(shù)值計(jì)算模型選取方法均與文中方法保持一致。根據(jù)圖5中結(jié)果對比顯示，數(shù)值計(jì)算獲得的壁面壓力分布與直連試驗(yàn)測試數(shù)據(jù)符合良好，說明本文采用的數(shù)值計(jì)算方法進(jìn)行沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室數(shù)值模擬時(shí)，具有較高的準(zhǔn)確性和合理性，可將其用于本文的數(shù)值研究。

3 結(jié)果分析

本文針對上述DMSJ發(fā)動(dòng)機(jī)和RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)，選取了兩個(gè)典型來流條件開展研究，包括H∞=17.0 km，M∞=4.0和H∞=24.0 km，M∞=6.0。數(shù)值模擬中，兩種發(fā)動(dòng)機(jī)的燃料噴注總流量一致，總當(dāng)量比均為1.0。M∞=4.0和6.0，進(jìn)氣道流量系數(shù)分別為0.742和0.996。

3.1 兩種發(fā)動(dòng)機(jī)工作特性對比分析

本文首先保持兩種發(fā)動(dòng)機(jī)的燃料噴注方式(噴注位置、流量分布和噴注速度等)一致。圖6給出了兩種發(fā)動(dòng)機(jī)不同來流條件(如“DMSJ-M4”代表DMSJ發(fā)動(dòng)機(jī)、M∞=4.0)的流道沿程壓力p(燃燒室入口一半高度位置)變化曲線(橫坐標(biāo)以發(fā)動(dòng)機(jī)總長L為基準(zhǔn)做了無量綱處理)，通過合理的燃料噴注控制，兩種發(fā)動(dòng)機(jī)均實(shí)現(xiàn)了較好的分區(qū)燃燒：M∞=4.0時(shí)，燃料噴注和燃燒較為靠后，主要集中于燃燒室的第二級凹腔附近；M∞=6.0時(shí)，流道內(nèi)氣流速度加快，為增加摻混和燃燒時(shí)間，燃料噴注前移，燃燒主要集中于第一級凹腔附近。從圖6可看出，盡管壓力分布趨勢相似，但RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室壓力水平明顯低于DMSJ發(fā)動(dòng)機(jī)，尤其在M∞=6.0時(shí)。

表2給出了兩種發(fā)動(dòng)機(jī)不同來流條件下的比沖(I)。由表2可看到，DMSJ發(fā)動(dòng)機(jī)在M∞=4.0和6.0時(shí)均具有較高的比沖，分別達(dá)到了1 029.6 s和899.9 s。盡管流道壓力水平較低，但RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)在M∞=4.0時(shí)的比沖性能甚至優(yōu)于DMSJ發(fā)動(dòng)機(jī)。這是因?yàn)镽BCC內(nèi)置火箭在隔離段出口形成了臺階，臺階可提升內(nèi)流道前部的抗燃燒反壓能力，且此處壓力較高，形成了一個(gè)有效的推力面。在M∞=6.0時(shí)，由于流道壓力水平下降過多，RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)比沖相比DMSJ發(fā)動(dòng)機(jī)大幅下降，超過18%。

表2 DMSJ發(fā)動(dòng)機(jī)和RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)比沖

結(jié)合圖7中的沿程平均馬赫數(shù)M變化曲線及圖8中的流場馬赫數(shù)分布云圖進(jìn)一步分析：由于RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)是在DMSJ發(fā)動(dòng)機(jī)流道模型的基礎(chǔ)上，在隔離段側(cè)向布置了內(nèi)置火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，形成了一個(gè)突擴(kuò)結(jié)構(gòu)，其后RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)流道截面高度整體高于DMSJ發(fā)動(dòng)機(jī)，在燃燒室前部，增高的比例更大。M∞=6.0時(shí)，燃燒組織主要在燃燒室前部進(jìn)行，但臺階使得此處來流空氣突然加速，燃料向流動(dòng)核心內(nèi)的穿透深度及在燃燒區(qū)域的駐留時(shí)間顯著減小，導(dǎo)致M∞=6.0時(shí)RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒組織惡化，發(fā)動(dòng)機(jī)性能顯著降低。

基于上述分析，將火箭發(fā)動(dòng)機(jī)布置于DMSJ發(fā)動(dòng)機(jī)隔離段一側(cè)形成RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)后，低馬赫數(shù)時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)的流動(dòng)特征和性能變化較小，但高馬赫數(shù)時(shí)，流動(dòng)特征顯著變化，發(fā)動(dòng)機(jī)性能也有明顯降低。因此，高馬赫數(shù)時(shí)，對于RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)有必要調(diào)整燃燒噴注方式，以適應(yīng)流道型面的變化。

3.2 RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)燃料噴注方案分析

圖9為RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)M∞=6.0時(shí)的冷流流場和幾種燃料噴注位置設(shè)計(jì)。其中，工況1為3.1節(jié)中采用的噴注方案，其余4種方案的燃料噴注位置較工況1逐漸前移，具體噴注位置及噴注量見表3。表3 中，“ER1”代表“位置1”處的燃料噴注當(dāng)量比。

表3 RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)M∞=6.0時(shí)不同燃料噴注量設(shè)計(jì)

針對上述5種不同的燃料噴注方案，對RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)在H∞=24.0 km、M∞=6.0來流條件下的工作情況進(jìn)行了數(shù)值模擬，獲得的發(fā)動(dòng)機(jī)比沖性能見表4。從表4可發(fā)現(xiàn)一些基本規(guī)律：整體而言，隨著燃料噴注位置在燃燒室內(nèi)的逐漸前移，RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)比沖逐漸提升。這也可從圖10和圖11中的流道壓力分布曲線和馬赫數(shù)分布曲線中得到印證，燃料噴注位置越靠前，其在燃燒室內(nèi)的摻混和燃燒越充分，燃燒效率和發(fā)動(dòng)機(jī)性能更優(yōu)。其中，工況3性能最優(yōu)，基本達(dá)到了與DMSJ發(fā)動(dòng)機(jī)相同的水平。然而，對于工況4和工況5，盡管這兩種方案中燃料噴注位置更加靠前，但兩者的發(fā)動(dòng)機(jī)比沖并沒有超過工況3。

表4 采用不同燃料噴注方案的發(fā)動(dòng)機(jī)比沖

從圖9可看到，工況4選擇的燃料噴注位置剛好位于膨脹波作用形成的低壓區(qū)域內(nèi)，較高的燃料噴注壓力極易造成隔離段內(nèi)附面層分離，且上述低壓區(qū)域產(chǎn)生較大的逆壓梯度，會(huì)導(dǎo)致附面層分離向上游傳播。圖12為M∞=6時(shí)，采用不同燃料噴注方案的RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)流場馬赫數(shù)分布云圖?？煽闯?，工況4附面層分離區(qū)域已經(jīng)前傳進(jìn)入進(jìn)氣道內(nèi)壓縮段，進(jìn)氣道的總壓損失增加、阻力增加，燃燒受到不利影響，導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)性能下降。

工況5選擇的噴注位置為隔離段入口處和進(jìn)氣道唇口附近。由于這些部位位置較為靠前，經(jīng)過激波系壓縮程度相比其余方案更低，當(dāng)?shù)貧饬髁魉傧鄬Ω?，造成噴注燃料的穿透深度更?如圖13所示)，影響到摻混和燃燒效率。由于進(jìn)氣道唇口結(jié)構(gòu)相對較薄，采用工況5中的燃料噴注方案，機(jī)械實(shí)現(xiàn)性較差。

綜上所述，采用更加合理的燃料噴注設(shè)計(jì)，RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)可達(dá)到與DMSJ發(fā)動(dòng)機(jī)相當(dāng)?shù)男阅芩健?/p>

4 結(jié)論

為了研究基于DMSJ發(fā)動(dòng)機(jī)流道的RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)性能水平，本文首先完成了一種典型的DMSJ發(fā)動(dòng)機(jī)流道設(shè)計(jì)，在此基礎(chǔ)上，盡量少地進(jìn)行幾何參數(shù)改動(dòng)，并集成內(nèi)置火箭后，完成了RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)流道設(shè)計(jì)。采用數(shù)值模擬方法，對比了兩種發(fā)動(dòng)機(jī)沖壓模態(tài)的流場特征和比沖性能，研究表明：

(1)將內(nèi)置火箭布置于DMSJ發(fā)動(dòng)機(jī)隔離段一側(cè)后，下游流道面積增加，越靠近隔離段出口，相對變化量越大。

(2)低來流馬赫數(shù)時(shí)，燃燒組織位于燃燒室下游，隔離段突擴(kuò)結(jié)構(gòu)和下游相對較小的流道面積變化對燃燒過程影響有限，即使采用相同的燃料噴注方案，兩種發(fā)動(dòng)機(jī)比沖相當(dāng)。

(3)來流馬赫數(shù)越高，燃燒組織越靠前，隔離段突擴(kuò)結(jié)構(gòu)會(huì)對燃燒組織影響越大，導(dǎo)致高馬赫數(shù)時(shí)對于DMSJ發(fā)動(dòng)機(jī)合理的燃料噴注方案，很難保證RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)依然具有較好的性能。但通過對RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)燃料噴注方案的重新設(shè)計(jì)，可使其達(dá)到和DMSJ發(fā)動(dòng)機(jī)相同的比沖水平。

以DMSJ發(fā)動(dòng)機(jī)為基礎(chǔ)，在其隔離段一側(cè)布置火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，可獲得具有相當(dāng)沖壓模態(tài)性能的高馬赫數(shù)RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)方案。

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(編輯：崔賢彬)

RBCC engine design based on the flow passge of DMSJ engine

LIU Xiao-wei1,SHI Lei1,LIU Pei-jin1,QIN Fei1,HE Guo-qiang1,ZHAO Jian-hui2

(1.College of Astronautics,Northwestern Polytechnical University,Xi'an 710072,China; 2.PLA Air Force Xi'an Flight Academy,Xi'an 710306,China)

The flow passage and combustion organization design of a DMSJ engine is carried out firstly.The specific impulse of the DSMJ engine is 1 029.6 s whenM∞=4.0,whereas it is 899.9 s whenM∞=6.0.A RBCC engine flow passage is obtained by placing a rocket engine on the isolation sidewall of the DMSJ engine.Investigation shows that the rocket shoulder and downstream flow passage scheme variation have limited influence on engine specific impulse when M∞ is lower.The RBCC engine specific impulse is 1052.8s whenM∞=4.0,with the same fuel injection mode as the DMSJ engine.In order to gain a comparable specific impulse to that of DMSJ engine whenM∞is higher,the fuel injection mode of the RBCC engine should be different from the DMSJ engine.The combustion organization positions of two engines are both in the upstream flow passage whenM∞is elevated.The specific impulse of RBCC engine is 887.8 s whenM∞=6.0,with the regulating of the fuel injection mode.Therefore,it is facile and feasible to design a RBCC engine based on traditional mature DMSJ engine.

DMSJ engine;RBCC engine;combustion organization;specific impulse;numerical simulation

2016-08-29；

2017-02-22。

劉曉偉(1982—)，男，博士，研究領(lǐng)域?yàn)槲鼩馐浇M合循環(huán)推進(jìn)系統(tǒng)。E-mail：xiaowei420@aliyun.com

V435

A

1006-2793(2017)03-0277-06

10.7673/j.issn.1006-2793.2017.03.002