《推进技术》1993年度总目次

第1 期发动机 固冲火箭技术的发展与展望—………………………………………·毛根旺 何洪庆(1) 二元进气道非均匀超音来流试验研究—……………………·张鲤元 Meter G E A(9) 三维燃烧移动边界计算网格示踪技术…………………刘 宇 蔡体敏 吴,C平等(1必) 进气道出口大畸变流场的模拟……………………。………………··梁德旺 张世英(22) 燃气舵外围流场计算………………………………………………… 马丽滨 何洪庆(28) 毛细管流量系数实验研究……………··。………………………………………周汉申(34) 粒子侵蚀问题的研究…………………     

《推进技术》1988年度总目录

第I 期 一航天飞机动力袋置专辑一美国航天运载系统发展动态…、…………………………………………··、………··任新民(1)论超燃冲压发动机试验研究及其试验设备…………………·、…………………·、··王树声(12)空天飞机用涡轮风扇-冲压组合发动机的设计研究……………………黄熙君 张 津(18)风扇冲压发动机性能计算及参数分析……·。……………………………·张萤元 彭成一(23)关干天地往返运输系统动力装置……………………………。……………………·狲国庆(30)液氧烃类发动机循环系统比较…·-··。……··,……。……………     

《推进技术》1991年度总目录

第1 期 发动机 固体火箭喷管颗粒尺寸分级两相跨音速流场计算……… ’…………………………………………··侯 晓 何洪庆 蔡体敏 吴心平(1) 潜人喷管背壁流场模拟显示…………………………………黄志柱 何国强 吴心平(9) 具有拉伐尔喷口的离心喷嘴雾化锥角调整方法…………………………………王培林(15) 出口边界条件对跨音扩压器流场的影响………………………………尹军飞 彭成一(19) 二维横向喷流的队s方程数值解………………………………………王正华 王承尧(24) 推进剂 烃类燃料的能量特性…………………………………………………………     

《推进技术》1989年度总目录

第l 期” 发动机 弹用超音速燃烧冲压发动机…·,……………··。…………………·-……·。………李存杰(二) 弹用涡扇发动机的特点及其发展方向……………………………………………匡剑伟(6) 高硅氧增强塑料烧蚀模型中热解厚度的探讨…………………………蔡体敏 王思民(10) 火箭发动机小斜切角喷管的设计方法……………………………………··。……张铭玉(14) 玻璃钢圆筒壳体内庄下的变形及破坏强度………………………………………伍天剑(19) 燃烧室热力计算的一种新方法…………………………………,……··朱天宇 陈辅群(27) 美国固体…     

《推进技术》第23卷(2002年)主题分类索引

1 液体推进剂火箭发动机航天器推进系统故障的面向时态检测与诊断…………(11)气动谐振管加热效应初步实验…………………………(52)预燃室三维湍流和燃烧过程的数值模拟(1)计算模型和方法 …······-··-······-··-···--··…······························(121)液氧液氧火箭发动机预冷与启动过程数值模拟综述……… ……···………···…………····……·………………-f177)预燃室三维湍流和燃烧过程的数值模拟(Ⅱ)数值模拟结果及分析…·…………·………………·…·……………     

液氧烃类发动机循环系统比较

本文通过理论计算得出两种循环的液氧/烃类发动机参数和性能,计算了混合比、涡轮进口温度、泵效率等参数对发动机性能的影响。利用涡轮功率平衡方程推导出发生器循环的涡轮流量与总流量比和燃烧室压力的关系;分级燃烧循环的燃料泵出口压力与燃烧室压力的关系。最后分析了两种循环的适应范围。     

《推进技术》1990年度总目录

合门 期发动机_- 消除侵蚀压力峰的一种工程设计,、…·二··。…··!…··王振锁 何益洲 李玉佩 邱善昌(1) 粘弹结构应力应变场与温度场全耦合的计算机程序及其应用………·、··、、·。··、、蒋辉国(7) 碳一酚醛材料的温度场及烧蚀&究～··巴……………………··。…。··郑雷 蔡峨 冯文澜(14) 一种小型烧蚀实验器的研制…………………·-…………………………。··-……蔡 峨(20) 脉动标量场的数值模拟……·::··。··、……·。··、。…、、·、…··、。、…,…………·。··、··一贾少波(25) 内部再生冷却推力室…     

有隔板和无隔板的液体火箭发动机冷态全流场数值模拟

针对液体火箭发动机燃烧室内有隔板和无隔板的情况，用数值模拟的方法对发动机冷态全流场进行了计算，探讨了燃烧室内有隔板时边界条件的处理、计算区域的离散以及隔板对流场参数的影响等问题，用欧拉坐标系下的Navier－Stokes方程组描述气相控制方程，通过数值模拟成功地对燃烧室内有隔板和无隔板的流场进行了数值仿真，表明了对隔板体的数值处理方法的可行性。     

飞行过载对燃烧室化学反应流场影响

为了研究飞行过载对固体火箭发动机燃烧室化学反应流场影响,以Liang模型模化铝滴燃烧,以有限化学反应速率模型模化湍流燃烧,对过载条件下发动机内流场进行了数值分析,数值结果与试验结果取得了趋势上的一致。研究表明,文中采用的数值计算方法可有效重现发动机热结构故障点;飞行过载改变了流场温度、粒子浓度、化学反应速率等参数分布;过载条件下燃烧室绝热结构表面铝滴积聚及剧烈的化学放热反应是导致其异常烧蚀的原因之一,铝滴局部积聚燃烧会导致温度场畸变;热结构设计必须与流动结构匹配。     

《推进技术》1987年度总目录

＄】m — —航天飞机动力装置专辑—— 航天飞机动力系统方案探讨…………………………………·。…………………·楼东堡(2) 空气喷气发动机在空间运输系统中的应用………·二……………………………张克勋(9) 固体火箭发动机在航天技术中的应用…………………………………阮崇智 张德雄(16) 美国航天飞机主发动机(SSME)研制概况………………·,…………………·王克昌(24) 航天飞机轨道机动发动机方案探讨………。……………………………………··丁丰年(29) 航天飞机液体推进剂的选择问题…………·二……………………………………·…     

固体火箭冲压发动机进气道三维数值模拟

基于RANS平均的N-S方程、标准k-ε双方程湍流模型,利用FLUENT软件对某型固体火箭冲压发动机进气道内外流场进行了三维数值模拟.研究了不同马赫数下进气道前体、入口、进气道出口流场和流动特性;考虑了弹体,缩比,网格划分对进气道流场出口参数的影响.模拟结果表明:随着飞行马赫数的增加,由前缘点产生的激波逐渐靠近弹体,进气道内部总压恢复系数降低,在进气道出口处压力比较高,出口流场基本均匀.      

固体火箭发动机液体喷射熄火过程中喷射液体的射流速度和液滴运动与蒸发

针对在固体火箭发动机液体喷射熄火研究中所用液体喷射实验装置,推导了液体射流速度,液滴运动与蒸发的控制方程组,并进行丁数值求解,研究了影响射流速度、液滴尺寸及其蒸发速率的因素。结果表明:液滴的初始速度和直径主要受喷射压降、液体表面张力和粘度的影响;影响液滴运动速度的因素有环境压强和温度;环境温度和液体的汽化潜热对液滴的蒸发速率有着重要的影响。上述结果对于合理设计满足固体火箭发动机熄火要求的液体喷射装置,选择合适的液体介质具有一定的指导意义。     

推力室参数对喷管化学动力学性能的影响

针对某液体发动机进行化学动力学计算，研究了各种推力室参数，如燃烧室压强、混合比、边区冷却流量以及喷管的尺寸等对喷管性能的影响。由计算结果可以得到参数变化引起性能变化的定量的规律，分析推力室设计的优劣，提出改善发动机性能的具体措施。     

固体火箭发动机燃烧室三维流场数值模拟

利用ＳＩＭＰＬＥ方法数值求解层流Ｎ－Ｓ方程，模拟了具有移动边界的固体火箭发动机燃烧室内的三维流场。网格划分采用交错网格技术，流场计算时不进行网格划分，而是直接读取网格点的值，将网格划分与流场计算分开，解决了现有计算机内存不够的问题，计算获得了满意结果。     

1998年1～4期总目次

专家论坛·再论预先研究对航空发动机发展的重要性吴大观　(2-1)………………………………………………………跨世纪航空发动机预研技术的发展刘大响等　(2-4)……………………………………………………………高性能航空发动机的发展对材料技术的要求刘大响　(3-1)……………………………………………………·设计与试验·流场显示在超、跨声速平面叶栅试验中的应用姜正礼　(1-1)…………………………………………………燃烧室热力模化分析陈志杰　(1-6)………………………………………………………………………………某微型发动机转子高速…     

空气进气畸变指数对固冲补燃室燃烧性能的影响

本文探讨了空气进气畸变指数对双水平进气布局固体火箭冲压发动机补燃室的性能影响.由于在不同工作姿态下,固体火箭冲压发动机进气道出口截面的流场结构不同,设计对应不同进气道流场结构的空气进气畸变模拟装置.根据进气畸变图谱形状和畸变指数两个重要因素进行方案设计,并采用数值计算的方法,对不同空气畸变图谱、进气堵塞比的补燃室掺混燃...     

固体发动机药柱燃速估算的试验研究

本文叙述了由112mm发动机估算880mm发动机药柱燃速的试验研究.经统计分析,给出了大、小发动机药柱燃速之间的三个关系式,以及相应的估算误差.采用有效燃速可使估算误差t·S_y/(?)(%)减小至1.5%左右.     

固体火箭发动机喷管CAD系统设计

叙述了一个基于微机的固体火箭发动机喷管ＣＡＤ设计软件的功能及实现过程，内容包括：喷管的型面设计、流场计算、性能预估、结构设计、温度场计算和烧蚀计算等。该软件既可独立地运用于喷管的结构设计，又可以与其它部件的设计软件一起协调工作，共同完成固体火箭发动机的方案设计。该软件已开发成功并投入使用，实践证明具有使用方便、功能完善等特点     

翼柱型装药燃烧室三维非定常湍流的数值模拟

采用к－ε双方程湍流模型,以ＳＩＭＰＬＥ计算程式结合ＴＤＭＡ法求解翼柱型装药固体火箭发动机燃烧室内三维非定常不可压流Ｎ－Ｓ方程。在建立翼柱型装药简化模型的基础上,采用边界标志来表达燃面推移,采用从二维到三维的初场给定方法结合多重网格法,求出了多个时间步的非稳态流场结构。计算结果表明：燃烧室内旋涡运动呈现一定的空间与时间分布,周向加质导致燃气通道横断面上轴向速度分布的极不均衡。     

金属富燃料推进剂火箭冲压发动机一次和二次系统的性能分析

冲压发动机由于它的高比冲、高速度和持续的推力,极适用于大气层飞行的导弹。最近二十年冲压发动机技术发展的主要里程碑是导弹上应用的整体式火箭——冲压发动机(IRR)的设计和验证。本文详细地介绍了固体推进剂火箭——冲压发动机(一种IRR)在平衡工况下的一种相对地简单的一元流分析法。分析中考虑了下列方面:1)轴对称进气道性能,2)金属富燃料固体推进剂主发动机的复杂的化学平衡组分,3)随着发生的多相流动,4)在二次燃烧室中空气和富燃料燃烧产物的混合和扩散以及随后的反应。应用该分析法介绍了一种典型的实例研究。