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複合エンジンの静止大気中における吸い込み性能第2報：エジェクタ二層流解析と吸い込み性能改善

机译：静止大气中组合式发动机的吸气性能第二份报告：喷射器两层流动分析和吸气性能改进

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Two-stream flow model of ejector including heat and mass transfer was constructed by the comparison of the numerical simulations in the rocket-ramjet combined-cycle engine driven three different rocket gas; cold N_2 gas, hot combustion gas and it within excess H_2. The analysis of the ejector revealed that the heat and mass transfer from hot rocket plume with supersonic speed to cold airflow induced area change (expansion) of the airflow stream tube and the pressure rise in the constant-area section at the downstream of the rocket base. This pressure rise reduced the pumping performance of the ejector. To absorb the expansion of the airflow, the flowpath was changed from the constant area to the diverging area at the downstream of the rocket base. The numerical simulation in the modified engine demonstrated that the diverging-area section at the downstream of the rocket base improved the pumping performance.%次世代の宇宙往還機用エンジンとして，空気吸い込みエrnンジンであるラム／スクラムジェット流路内に，ロケット燃rn焼器を組み込んだ，ロケットーラムジェット複合エンジンがrn有望視されている．
机译：通过比较火箭-冲压混合循环发动机驱动的三种不同火箭气体的数值模拟，建立了包括传热和传质的喷射器两流流动模型。冷的N_2气体，热的燃烧气体以及过量的H_2。喷射器的分析表明，热量和质量从超音速的热火箭羽流转移到冷气流，导致气流流管的面积发生变化（膨胀），并且在火箭底座下游的恒定区域中压力升高。 。这种压力上升降低了喷射器的泵送性能。为了吸收气流的膨胀，在火箭底座的下游将流路从恒定区域更改为发散区域。改进型发动机的数值模拟表明，火箭基座下游的分叉区域提高了泵送性能。％次世代の宇宙往还机用エンジンとして，内に，ロケット燃rn焼器を组み込んだ，ロケットーラムジェット复合エンジンがrn提升视されている。

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