RQL模型燃烧室流动场的数值研究

研究低污染燃烧富油燃烧/快速淬熄/贫油燃烧（RQL）技术,根据其技术关键点设计初步的模型燃烧室。并对孔位置和淬熄段的流动面积对流场影响进行数值模拟,同时根据模拟结果对燃烧室进行了优化设计;得出孔位置在z=100mm到120mm处较好,缩颈结构有利于NOx减低。计算中入口边界参数采用质量流量入口,考虑了湍流化学反应、热辐射等模型。     

新型铝质装配式散热器换热特性试验研究及计算机模拟

对新型铝质装配式散热器换热特性进行了试验研究,拟合了传热性能关系式。在此基础上编制的新型散热器性能模拟软件,其计算结果与试验值吻合度高,具有较好的工程应用价值。还试验比较分析了新型散热器与铜质管带式散热器的换热性能。     

旋转爆震发动机数值研究

采用9组分19步的基元反应模型,忽略黏性、热传导和扩散等输运效应,对以2H2+O2+4N2为反应混合物的旋转爆震发动机进行了二维模拟。采用分段填充方法起爆旋转爆震波,研究结果表明,分段填充方法可以有效的形成沿同一方向传播的爆震波;详细分析了内部流场结构,旋转爆震波会使流场呈现周期性变化,斜激波和接触间断面是造成流场在出口平面波动的主要原因。旋转爆震发动机具有较高的比冲,基于燃料的平均比冲为49131.5 N.s/kg。     

降落伞的流场特性研究

降落伞的流场特性直接关系到降落伞的气动力性能,一直以来是降落伞研究中的核心问题。本文采用计算流体动力学(CFD)方法对降落伞的流场进行数值模拟。通过采用不同的网格生成方法对降落伞的绕流流场进行研究,表明生成网格质量对流场计算精度有很大的影响。在一系列数值实验的基础上,证明采用多块贴体坐标的网格处理方法能够获得良好的网格质量,同时还具有易于寻找伞衣内外面压力,计算稳定性、可靠性高等优点。在此基础上,采用了七孔探针对降落伞绕流流场进行了测量,实验结果和计算结果吻合较好。     

三维侧压高超声速进气道试验与计算研究

针对三维侧压高超声速进气道开展了试验与计算研究。试验在中国航天空气动力技术研究院的高超声速脉冲风洞中进行,在试验中,来流马赫数为6,文中采用三维有限体积并行计算程序对风洞试验条件下的流动进行了数值模拟,采用k-g湍流模型,时间迭代采用LU隐式格式,对流通量采用了AUSM+、AUSMPW两种不同的空间离散格式进行了对比计算研究,结果表明两个不同的格式都能较好地模拟进气道流场。顶板中心线和离开中心线0.02m位置处的压力分布计算值和试验结果基本一致,表明AUSM+、AUSMPW格式的激波分辨率较高,粘性耗散比较低。计算结果还显示在侧压板壁面出现激波诱导边界层分离现象。     

垂直上升圆管内超临界航空煤油的传热恶化数值研究

采用RNG k-ε湍流模型结合增强壁面处理的方法以及10组分替代模型对RP-3航空煤油在垂直上升圆管内的超临界对流换热进行了数值研究。详细分析了超临界条件下航空煤油的传热恶化机理,并将数值计算结果与常用经验换热公式值进行了比较,以考察这些经验关系式的适用性。计算结果表明:在较高的热流密度下,热物性的剧烈变化使径向流场产生异变,引发了复杂的传热恶化现象。其中,低主流焓值区的传热恶化是由热加速作用导致的,高主流焓值区的传热恶化是由径向速度波动造成的。Bae-Kim关系式能较好地反映垂直上升圆管中航空煤油的超临界传热情况,预测值与模拟值的相对误差均在20%以内;而Bishop等给出的经验公式则不再适用。