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1、说明：1.请按照每个段落分别进行翻译。2.如遇文中个别专业名词不知如何翻译，可不进行翻译。在超燃冲压发动机(scramjet)的研究中，燃料/空气的充分混合与稳定燃烧是影响超燃冲压发动机性能的一个重要因素。相对于亚燃冲压发动机(ramjet)，超燃冲压发动机的燃料混合与燃烧要困难得多。因此，针对在有限长度的燃烧室(chamber)内采用传统的燃料喷射方法和火焰稳定器(flameholder)，碳氢燃料(hydrocarbonfuel)很难实现点火和火焰稳定、高效率和低损失燃烧的问题，近年来，研究者提出了集
2、燃料喷射、混合强化和火焰稳定一体化的凹槽（cavity）概念。凹槽是由俄罗斯CIAM首先应用于超音速燃烧室设计中的。1994年11月，美国NASA和俄罗斯CIAM联合进行了采用双凹槽(dualcavity)结构设计的超燃冲压发动机的飞行试验，试验数据分析表明这些凹槽对于燃烧室的自动点火和火焰稳定十分有效。目前凹槽的研究主要集中在该燃烧组织方式对超燃冲压发动机燃烧室燃烧特性的影响上，而关于凹槽对高超声速飞行器(hypersonicvehicle)的一体化性能参数的影响研究较少涉及，因此本文将利用数值模拟方法
3、研究凹槽几何设计参数对高超声速飞行器净推力(netthrust)的影响。Accordingtoresearchesforscramjets,theintegrationandflammabilityoffuelsinascramjet,whichisanimportantfactorofitsperformance,ismuchlowerthanthatinaramjet.Inalimitedchamber,traditionalmethodoffuelexpulsionandflameholderhas
4、beenfailedtoachievestableflame,highefficiencyandlowlossofhydrocarbonfuel,hence,theapplicationofcavityispresentedinrecentyears,whichismultifunctionalforfuelexpulsion,intensiveintegrationandflamestabilization,andfirstappliedtohypersonicchamberbyRussianCIAM.
5、Statisticsshowedthatthedualcavitydesign,whichisemployedinthescramjetinajointflightexerciseholdbyNASAandCIAMinNovember,1994,madegreatcontributionstoautoignitionandflamestabilityinthechamber.Comparedwithmostcavityresearchfocusingoninfluenceonthecombustionch
6、aracteristicsinascramjetchamber,fewerresearchisdoneonitsinfluenceontheintegratedparametersofhypersonicvehicles.Therefore,inthispaper,wewillpresenttheinfluenceofcavitygeometricdesignonthenetthrustofhypersonicvehiclebynumericalsimulationmethod.高超声速飞行器气动构型的设
7、计参数为Ma=6.0，H=30km，具体构型设计过程可参考文献[6]。该飞行器前体(forebody)设计成带侧缘的三个预压缩面，三个预压缩角相互约束，条件为在设计马赫数下前体下表面激波（shock）交汇于进气道下唇口处。前体上表面设计有一定倾角，目的是为了避免前体下表面高压产生较大的俯仰力矩。飞行器后体具有两个倾角，为燃烧室出口后外喷管倾角，是为了避免产生较大的俯仰力矩而设计的飞行器上表面倾角。Asfortheaerodynamicconfigurationofahypersonicvehicle,de
8、signparameterMa=6.0，H=30km,andreference[6]isavailablefordetaildesignprocess.Theforebodyisdesignedasthreepre-compressionsurfacewithsidewall,andthreepre-compressionanglesareconstrainedbyeachother,undertheconditionthat
