基于超燃冲压发动机进气道压缩技术的压缩转子研究

http://www.paper.edu.cn -1- 基于超燃冲压发动机进气道压缩技术的 压缩转子研究 钟兢军 1，严红明 2，韩吉昂 2 1大连海事大学轮机工程学院，大连 (116026) 2哈尔滨工业大学能源科学与工程学院，哈尔滨 (150001) E-mail：zhongjj63@163.com 摘 要：借鉴基于冲压发动机进气道压缩技术的旋转冲压压缩转子设计，提出一种基于 超燃冲压发动机进气道压缩技术的压缩转子（CSBSEI）的设计方法，初步设计了一个三维 CSBSEI 压缩转子流道，并采用三维雷诺平均 N-S 方程和 Spalart-Allmaras 湍流模型对其流 场进行了数值仿真，研究了转速、背压对三维压缩转子流道中波系结构、内部流动特性和性 能的影响。计算结果明：本文所提出的基于超燃冲压发动机进气道压缩技术的压缩转子 （CSBSEI）三维进气流道设计方法是可行的。该压缩转子具有结构简单、较高压比、流量较 大、出口马赫数合适和出口气流角相对较大，因而性能较高；随着转速增高，级效率下降， 出口马赫数下降，出口气流角略有增大；提高背压，级效率先增大，后减小，马赫数先减小 后增大，出口气流角逐渐减小。 关键词：超燃冲压发动机进气道压缩技术；旋转冲压压缩转子；三维进气流道；设计方法； 数值研究 中图分类号： 1．引言 燃气轮机是对国防工业和国民经济具有重大作用的战略产品，其相关技术的发展直接影 响着一个国家的国防、能源、安全和工业竞争能力。因此，先进的燃气轮机技术已经成为一 个国家科技水平、工业先进水平、军事实力、甚至综合国力的一个重要标志，同时也是各国 科技及军事工业优先发展的领域和研究开发的重点。燃气轮机的循环过程主要由压缩、加热 和膨胀三大部分组成，能否在加热前对气体进行有效的压缩将对燃气轮机热力性能的好坏产 生至关重要的影响。在实用范围内，压缩比越大、压缩效率越高，对燃气轮机的热力性能越 有利。因此，为了提高燃气轮机的性能，就需要研究单级压比高和效率高的压缩系统。为此， 需要不断发展新概念、新方法，开发新技术并将其应用于压气机的设计之中以期获得性能优 良的压缩系统。 激波压缩是一种利用超声速气流流过物体时产生的激波来对气流进行压缩的压缩方式， 现阶段主要应用在超声速进气道中。与涡轮发动机中经常采用的轴流式和离心式气流压缩方 式相比，激波压缩具有增压比高、压缩效率高、结构简单、重量轻、没有或转动部件少等优 点，是一种高效而有巨大潜在应用价值的气流压缩方式。但是，要想应用这种气流压缩方式 需要满足超声速来流条件。如果我们在低速来流条件下仍能实现激波压缩将会大大扩展这种 高效气流压缩方式的应用范围，并为压气机的性能改进提供一个新的发展方向。基于这样的 思想，美国 Ramgen 动力系统公司提出了基于激波压缩技术的新型压缩系统——Rampressor 的概念[1-2]，我们称之为旋转冲压压气机，其核心部件就是旋转冲压压缩转子。这种新型的 压缩系统融合了超声速进气道中所用的激波压缩技术与传统轴流式和离心式压气机的设计 技术，与传统轴流和离心压气机相比，具有单级压比高（可达 15[3]或更高），在宽马赫数范 围内工作及在高的单级负荷条件下可获得较高的级效率、产生损失的气动面积小、结构简单、 轴向长度短和重量轻的优点。我们对该类型旋转冲压压缩转子（如图 1、2）进行了相关设 计研究[4]，通过设计计算，发现融合超声速进气道激波压缩技术的旋转冲压压缩转子存在一 定的缺点，具体如下：压缩转子出口相对马赫数为亚声速，轮盘转速很高情况下，出口绝对 速度一般会出现超声速；出口气流角与周向夹角很小（小于 20°）；流道中存在超声速向亚 声速转变的正激波或激波串，相对总压损失较高，压缩转子级效率不高。本文针对该压缩转 -2- 子存在的相关问，提出了基于超燃冲压发动机进气道压缩技术的旋转冲压压缩系统—— CSBSEI（Compression System Based on Scramjet Engine Inlet）概念（如图 3）。通过对 CSBSEI 压缩技术的数值研究，初步探讨了基于超燃冲压发动机进气道压缩技术的旋转冲压压缩系统 （CSBSEI）的性能。 （a）超声速进气道 （b） Rampressor 压缩转子进气流道 （a）超燃冲压发动机的进气道 （b）CSBSEI 压缩转子进气流道 图 1 旋转冲压压缩转子结 构图[5] 图 2 Rampressor 压缩转子流道转 变示意图[6] 图 3 CSBSEI 压缩转子流道转变示意图 Fig.1 Schematic diagram of ram-rotor structure Fig.2 The change with the flow-path of Rampressor Fig.3 The change with the flow-path of CSBSEI 2．CSBSEI压缩技术原理 超燃冲压发动机进气道压缩技术是通过喉部之前的激波系将较高马赫数的超声速来流 减速至较低马赫数，实现高的增压比。基于超燃冲压发动机进气道压缩技术的压缩转子 CSBSEI 将超燃冲压发动机进气道的压缩原理融合到常规压气机中（如图 3 所示），整个流 道内都是超声速流动，不存在亚声速段，因而不存在正激波或激波串，极大减小激波与附面 层干扰损失，提高压缩转子效率，同时出口仍然是超声速流动，与圆周速度合成后，出口绝 对速度能大大下降，同时出口气流角也能得到改善。 通过速度三角形（图 4 所示）来分析，对比旋转冲压压缩转子 Rampressor 与 CSBSEI 速度特性： Ma 2 2.5 3 3.5 0 5 10 15 20 25 πsπt π 图 4 Rampressor 与 CSBSEI 速度三角形对比图 图 5 CSBSEI 理论压比曲线 Fig.4 Velocity triangle of Rampressor and CSBSEI Fig.5 Theoretical pressure ratio of CSBSEI Rampressor压缩转子出口相对马赫数为亚声速，出口相对速度 2w 与周向速度u 合成后， 出口绝对速度 2c 较大，一般为马赫 1 左右，且出口气流与周向夹角 2α 较小（一般小于 20 °），这使得压缩转子后的静叶设计难度非常大，且会造成很大损失。 CSBSEI 压缩转子出口相对马赫数为超声速，出口相对速度 2w 相对较大，与周向速度u 合成后，出口绝对速度 2c 相比 Rampressor 压缩转子小，出口气流角与周向夹角 2α 较大； http://www.paper.edu.cn -3- 同时只要适当提高压缩转子入口前相对马赫数，同样能使压缩转子达到较高增压比。图 5 给出了隔板角度为 20°，出口相对马赫数为 1.5 时，CSBSEI 压缩转子静压比与总压比随入 口相对马赫数变化理论曲线。由此可知 CSBSEI 压缩转子仍具有较高的压比，同时能降低出 口绝对马赫数，增大出口气流角度。 2.1 CSBSEI 压缩转子进气流道设计 CSBSEI 压缩转子是基于激波压缩原理的压缩系统，如图 6[5]所示，其进气流道中激波 系的配置方式将直接决定 CSBSEI 压缩转子的压缩性能和压缩效率。CSBSEI 压缩转子进气 流道中的激波系主要是由进气流道中设计的气流压缩面决定的，故压缩转子进气流道中气流 压缩面的设计是 CSBSEI 压缩转子进气流道设计的关键之一。由于 CSBSEI 压缩转子的进气 流道可近似看作由超燃冲压发动机进气道经过弯曲变换而来[6]（如图3所示），因而在CSBSEI 压缩转子三维进气流道设计过程中可以借鉴二维超声速进气道的设计经验，采用多种形式的 压缩面设计方法。图 7是本文初步设计的 CSBSEI 压缩转子径向平面内进气流道示图。 如图 7 所示，进气流道中气流压缩面上的点所对应的半径为： δθ tan ly 1⋅Δ⋅= eRR 式中， yR 、 lR 、 1θΔ 、δ 分别为压缩面上的点 所对应的半径、压缩转子轮盘半径、半径由 lR 增加到 yR 时压缩面长度所对应的圆心 角、压缩角度。 初步设计中尚未考虑喉部隔离段长度，进气流道喉部之后接等高度的三角形延长段至出 口。在后续的研究中将考虑是否采用喉部隔离段。 图 6 CSBSEI 压缩转子三维结构示图 图 7 CSBSEI 径向平面内进气流道示图 Fig.6 3D structure of CSBSEI Fig.7 Flow-path of CSBSEI in radial plane 2.2 计算模型和数值方法 2.2.1 计算模型 根据前期对二维内压式超燃冲压发动机进气道的研究结果及 CSBSEI 压缩转子要实现的 压比和流量要求，本文所设计的 CSBSEI 压缩转子三维进气流道外径 500mm，内径 400mm， 压缩角度 δ 为 °8 ，隔板安装角（与额线夹角）为 °93.17 ，进气流道喉部与进口高度比 36.0t =hh 。为了提高计算的精度和速度，只在压缩面前后的三角形延长区采用三角棱柱网 格，其余全采用结构化网格。为了更好地仿真进气流道壁面附近的流动情况，对壁面附近进 行了局部加密处理。网格总数为： 4103.83 × 。 2.2.2 数值方法 本文采用 Fluent 软件包对 CSBSEI 压缩转子三维进气流道流场进行数值仿真。Fluent 软 件是目前国际上通用性较强的计算流体力学商用软件，有着比较广泛的应用[7-8]。由于 Fluent http://www.paper.edu.cn -4- 软件本身所具有的特点，使得其在高速可压缩性流动的数值仿真中也能获得比较理想的结 果，如在进气道内外流场数值仿真方面。计算所采用的控制方程为二维定常雷诺平均 N-S 方程，湍流模型为 Spalart-Allmaras（S-A 模型）一方程模型。S-A 模型是用于求解动力涡粘 输运方程的相对简单的一种模型，它包含了一组最新发展的单方程模型。对于有固壁边界的 流动，利用 S-A 模型计算附面层内的流动以及压力梯度较大的流动都可得到较好的结果。 计算中选用隐式耦合求解算法，方程对流项采用二阶迎风。 2.2.3 边界条件 本文流场计算中需要处理的边界条件有： 压力进口边界条件：给定来流的总温、总压、气流方向和静压。 压力出口边界条件：由于是亚声速出口，故只需给定出口的静压。 壁面边界条件：进气流道转子下壁面设置为与流体一起旋转的移动绝热壁面，下壁面前 后延长段及上壁面设置为绝对静止的绝热壁面。 2.3 初始计算条件 本文对所设计的 CSBSEI 压缩转子三维进气流道在设计工况和非设计工况下的流场进 行了数值仿真，非设计工况主要考虑了转速改变和背压改变对三维进气流道流场的影响。不 管是设计工况或非设计工况，计算所采用的来流条件均为： 总压： =0p 101325 Pa ，总温： 0T =288 K 2.3.1 设计工况时计算边界条件 转速： n =35668.45 min/r ，进口相对马赫数： dMa =2.75，背压： bp =0.55 MPa 。 2.3.2 非设计工况时计算边界条件 为研究转速、背压对三维进气流道中波系结构、内部流动特性和性能的影响，对所设计 的三维进气流道计算了转速为 34400 min/r 时，背压分别为 0.3 MPa ，0.45 MPa ，0.55 MPa ， 0.61 MPa 时流场；转速为 35668.45 min/r 时，背压分别为 0.3 MPa ，0.45 MPa ，0.55 MPa ， 0.65 MPa 时流场；转速为 38216.2 min/r ；背压分别为 0.3 MPa ，0.45 MPa ，0.6 MPa ， 0.8 MPa 时流场。 3．计算结果与讨论 为便于对计算结果进行分析，本文采用的压气机级效率、静压比和增压比计算分别 如下所示： 压气机级效率定义如下： 1 1 * 0 * 2 1 − −= − T T k k πη * 0 * 2 P P=π 式中， k ， *0T ， * 2T ， ∗0P ， ∗2P ，η，π 分别为比热比（等熵指数），入口总温， 出口总温，进口总压，出口总压，压气机效率，压比。 压缩转子静压比： in out p p=π http://www.paper.edu.cn -5- 压缩转子增压比： * 0 * 2* p p=π 式中， outp ， inp 分别为进气流道出口和进口的静压，增压比 *π 的影响因素包括进气道总压 损失、来流速度和温度。 3.1 设计工况时三维进气流道数值仿真 对所采用的计算域分别截取了计算流道中截面（如图 8、9）及直径为 480mm 的圆柱面 来分析计算结果，数据处理中，为方便流场显示，通过坐标变换将直径为 480mm 的圆柱面 铺成平面，如图 10、11。 2.8 2.6 2.4 2.4 2 1.75447 1.6 1.6 1 1.4 1.8 550000 500000 93661.1 100000 200000 250000 500000 550000 350000450000 500000 图 8 流道中截面相对马赫数等值线 图 9 流道中截面静压等值线 Fig.8 Relative Mach number contour of midsection in flow-path Fig.9 Static pressure contour of midsection in flow-path 由图 8 和图 9 可以看出，进 气流道中截面中的激波系与二维 超声速进气道中的激波系相似， 所不同的是，进气流道压缩面所 产生的激波是弯曲激波，而二维 超声速进气道中压缩面所产生的 激波为平直激波，这主要是因为 进气流道中的气流沿径向相对马 赫数不同，且流动方向为圆周方 向，非直线流动。而二维超声速 进气道中的气流压缩面是直线形 状。由图 8 和图 9 可以看出，在 设计工况下，进气流道中截面中 压缩面产生 5 道弯曲激波，波系 结构很清晰。喉部之后至出口为高度相同的三角形延长段，在该延长段中，中截面内波系结 构较混乱。从周向来看，由图 10、11 可以看出气流经压缩面压缩后，至喉部静压升至 0.474Mpa，而给定被压为 0.55Mpa，超声速气流在出口三角形区域内产生斜激波系，继续增 2.8 2.62.4 2.2 2 1.5 1.2 1.4 1.5 1.6 1.6 1.6 1.4 -0.2 0 0.2 0.2 0.4 0.6 0.8 1 1.2 100000 150000 300000 474020 550000 650000 200000 650000 498418 563234 65499 -0.2 0 0.2 0.2 0.4 0.6 0.8 1 1.2 图 10 D＝480mm 柱面相对马 赫数等值线 图 11 D＝480mm 柱面静压等 值线 Fig.10 Relative Mach number contour at D＝480mm Fig.11 Static pressure contour at D＝480mm http://www.paper.edu.cn -6- 高静压，这也是一种辅助的增压形式。该斜激波系能根据背压大小，调整斜激波角度，提升 激波增压能力，且具有稳定背压的作用，极限情况下，背压足够高，斜激波系衍变成喉部正 激波，喉部之后流场由超声速转变成亚声速流动。 表 1 设计工况时三维进气流道性能参数 Table 1 Performance parameters of the 3D flow-path at design point 参数 单个流道流量（ skg / ） 静压比 增压比 级效率 出口绝对马 赫数 出口气流角 （°） 数值 5.452 8.17 7.97 0.8408 0.75 30.05 由表 1 结算结果可以看出，初步设计的 CSBSEI 压缩转子在设计点工况具有流量大，单 级压比高，级效率高，出口马赫数合适，出口气流角相对较好等特点。 3.2 非设计工况三维进气流道数值仿真 为研究所设计压缩转子在非设计工况下性能特性，通过改变背压和改变转速，分别模拟 了三维进气流道在三种转速，各四种背压条件下流场流动状况。为了说明背压对 CSBSEI 性能的影响，选择设计转速下，背压为 0.3 MPa ，0.65 MPa 计算结果来说明，图 12、13 为 背压为 0.3 及 0.65 MPa 时，流道中截面相对马赫数及静压分布云图，图 14、15 为背压为 0.3 及 0.65 MPa 时，直径为 480mm 的圆柱面内相对马赫数及静压分布云图。 2.8 2.6 2.4 2 2 1.8 2 1.74 2.23 2 1.6 2.8 2.6 2.4 1.6 1.4 1.74 2.23 2 1.6 1.4 1.2 1 (a) outp =0.3 MPa (b) outp =0.65 MPa 图 12 0.3 流道中截面相对马赫数云图 Fig.12 Relative Mach number contour of midsection in flow-path 80000 120000 340000 280000 300000 320000 200000 460000 420000 440000 340000 80000 120000 340000 600000 690000 600000 650000 690000 200000 690000 600000 500000 650000 (a) outp =0.3 MPa (b) outp =0.65 MPa 图 13 流道中截面静压云图 Fig.13 Static pressure contour of midsection in flow-path 由图 12、13 可以看出，喉部之前形成了四道结构明显的曲线激波，气流减速增压，第 四道斜激波正好落在喉部入口段。由于入口相对马赫数相同，可以看出喉部之前马赫数及静 压分布相同，这也是和超声速流场双曲方程相符的。进入喉部后马赫数仍然较高，约 1.74 http://www.paper.edu.cn -7- 马赫左右，在喉部等面积段由于气流折转，在内外壁面间产生激波，静压进一步增高。其中 背压为 0.3 MPa 流场，喉部之后波系结构仍然较清晰，马赫数降为 1.6 左右，气流静压在内 外壁面间激波相交处静压升高至最高 0.46 MPa ，由于背压较低，随后静压降低，马赫数上 升至 2，由于膨胀过程中，仍然存在方向折转，气流参数在交替上升。背压为 0.65 MPa 流场， 喉部第一道激波之后，马赫数下降较多，之后马赫数略有回升，但在逆压梯度下，马赫数逐 渐下降。 2.8 2.5 2.1 1.9 1.8 1.9 1.8 1.8 1.9 X -0.2 0 0.2 0.2 0.4 0.6 0.8 1 1.2 1.7 2 1.9 2 2.82.6 2 1.2 1.2 1.4 1.2 1.6 1.4 1.6 1.6 X -0.2 0 0.2 0.2 0.4 0.6 0.8 1 1.2 1.8 80000 120 000 200 000 280000 300000 320000 -0.2 0 0.2 0.2 0.4 0.6 0.8 1 1.2 320000 380000 420000 220000 800 00 100 000 200000 650000 750000 600000 650000 -0.2 0 0.2 0.2 0.4 0.6 0.8 1 1.2 350000 650000 900000 450000 800000 (a) outp =0.3 MPa (b) outp =0.65 MPa (a) outp =0.3 MPa (b) outp =0.65 MPa 图 14 D＝480mm 柱面相对马赫数云图 图 15 D＝480mm 柱面静压云图 Fig.14 Relative Mach number contour at D＝480mm Fig.15 Static pressure contour at D＝480mm 由图 14、15 可以看出，在直径等于 480 mm的圆柱面内，可以看出在喉部之前有清晰 的激波与所取截面的交线，喉部之前的流场是一致的，该截面上喉部马赫数约为 1.8，喉部 静压在 0.4 MPa 左右。进入喉部之后，背压为 0.3 MPa 流场背压要低于喉部压力，因而在喉 部之后三角延长段内流体加速，形成了一道粗糙的膨胀波，如图 14（a），结合图 12（a）， 可知流道内存在三维激波系，故在喉部之后仍然有减速增压区域，马赫数下降至 1.7，压力 上升为 0.42 MPa 。在膨胀波后，出口马赫数又略有降低。背压为 0.65 MPa 流场背压远高于 喉部压力，因而在喉部之后三角延长段内产生一道接近于正激波的斜激波，压力迅速升高， 马赫数下降，而斜激波与隔板相交处，又发生反射，因而在斜激波与隔板相交处，静压高达 0.9 MPa ，斜激波后，主流静压上升至 0.65 MPa ，马赫数下降至 1.4 左右，流场趋于稳定。 通过对压缩转子各种工况的计算，给出了压缩转子的相关性能曲线如下： π0 2 4 6 8 10 12 14 0.76 0.78 0.8 0.82 0.84 0.86 0.88 n=34400rmp n=35668.45rmp n=38216.2rmp η π0 2 4 6 8 10 12 14 0.7 0.75 0.8 0.85 n=34400rmp n=35668.45rmp n=38216.2rmp Maout π0 2 4 6 8 10 12 14 20 25 30 35 40 45 50 55 n=34400rmp n=35668.45rmp n=38216.2rmp α2 图 16 级效率-增压比曲线 图 17 出口绝对马赫数-增压比曲线 图 18 级效率-增压比曲线 Fig.16 Stage efficiency vs total pressure ratio Fig.17 Outlet Mach number vs total pressure ratio Fig.18 Outflow angle vs total pressure ratio 图 16 为 CSBSEI 压缩转子级效率-增压比曲线，图 17 为压缩转子出口马赫数-增压比曲 http://www.paper.edu.cn -8- 线，图 18 为压缩转子出口气流角-增压比曲线，由级效率-增压比曲线可以看出，在给定转 速情况下，效率随压比现增大后减小，主要原因是 CSBSEI 压缩转子喉部之后在径向平面内 存在超声速流动，超声速流体内外壁面间不断反射（如图 12（a）），造成损失，当提高背压 时，在喉部之后三角形延长段内形成了如图 10 所示斜激波，降低了喉部之后马赫数，因而 在内外壁面间的反射激波强度减弱，损失减小，效率提高；当背压继续提高，在喉部之后三 角形延长段内形成的斜激波强度增强（如图 14（b））最终斜激波衍变成正激波，因而损失 也由此逐渐增大，效率下降。而效率随转速的增大而降低，这是因为，转速越高，入口相对 马赫数也就越高，而压缩转子的流道收缩比是固定的，因而喉部马赫数也随之增高。从而导 致喉部之后斜激波强度急剧增大，损失也急剧增大。由出口马赫数-增压比曲线可以看出出 口马赫数随压比增大先减小后增大，主要原因是，当背压较小时，喉部静压高于出口压力， 喉部至出口处于顺压梯度下，流体加速膨胀，在喉部之后的三角形延长段内，流体加速膨胀 发生偏转，导致出口气流角不再等同隔板安装角，而是大于隔板安装角，因而合成之后出口 绝对马赫数较大。当背压增大后，出口绝对马赫数下降很多，因而由速度三角形合成后，出 口绝对马赫数较大。由出口气流角-增压比曲线可以看出出口气流角随背压增大而减小，这 可由速度三角形分析得出。 由 CSBSEI 压缩转子在不同工况下级效率、出口马赫数及出口气流角随增压比关系曲线 可以看出，压缩转子对转速较为敏感，转速低于约 94％额定转速时，发生堵塞，性能恶化， 转速上升，级效率随之迅速下降；压缩转子在给定转速下压比变化范围较大，效率变化相对 较小，压缩性能很好；由于出口流场性能的好坏是综合参数的考评，因而由以上曲线，可以 优化出效率、压比、出口马赫数及出口气流角最适宜的条件作为设计点工况。 4．总结 本文借鉴基于冲压发动机进气道压缩技术的旋转冲压压缩转子（Rampressor）设计方法， 提出一种基于超燃冲压发动机进气道压缩技术的压缩转子（CSBSEI）的设计方法，通过对该 CSBSEI 压缩转子初步设计，并进行数值模拟，可以看出 CSBSEI 压缩转子具有较高压比，结 构简单，流量较大，出口马赫数合理，出口气流角相对较大，具有较好的出口流场参数，在 高负荷压气机及高推重比涡轮发动机方面应该具有良好的应用前景。由于本文只对 CSBSEI 压缩转子做了初步的设计计算，该压缩转子的性能仍有很大提高的空间，这将在下一步工作 中继续开展。同时由计算可以看出 CSBSEI 压缩转子对转速较敏感，其稳定工作转速范围偏 窄，因而拓宽 CSBSEI 压缩转子转速适应范围也是在未来研究的一个重点问题。 参考文献 [1] Shawn P Lawlor，John B. 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The 3D Reynolds-averaged Navier-Stokes equations and the Spalart-Allmaras turbulent model were adopted to simulate the flow field of the designed 3D flow-path of the CSBSEI. The influence of rotational speed and the back pressure on the structure of shock wave, the characteristic of inner flow and the performance of the CSBSEI were researched. The results indicate that the design method of CSBSEI based on Scramjet inlet compression technology is feasible, and the CSBSEI has a simple structure, high pressure ratio, high mass flow rate, a suitable outlet Mach number, a relative big outflow angle, so it has high performances. As the rotational speed increasing, the efficiency and outflow Mach number declines, the outflow angle increases a little. As the back pressure increasing, the efficiency rises up first, then declines, the outflow Mach number declines first, and then rises up, the outflow angle decreases. Keywords: compression technology of scramjet engine inlet ; CSBSEI; 3D flow-path; design method; numerical simulation 作者简介：钟兢军（1963-），男，黑龙江哈尔滨人，教授、博士生导师，主要研究领域为发 动机气动热力学。 http://www.paper.edu.cn Text1: Text2: Text3: Text4: Text7: