固体燃气发生器动力模拟水下发射试验研究

通过模拟水下试验,对导弹发射管充水工况下的固体燃气发生器动力发射技术进行了研究。结果表明,在发射管充水工况下燃气动力发射方式可行。与干式发射相比,该发射动力装置需要的装药量大,但发射管内的温度较低,热防护问题容易解决。在此基础上总结出发射深度、弹后空间、挡流板和装药量对发射内弹道的影响规律。试验表明,弹后空间越小,导弹出管速度越大;加装挡流板,可使导弹出管速度明显提高。通过试验对发射方案进行了优选。     

燃烧室内二维两相湍流流场数值分析

利用控制容积法求解固体火箭发动机燃烧室内的二相不可压湍流流动，采用多重区域网格法，将复杂的物理域分成两个简单的物理域，分别生成贴体网格。     

用RTR技术研究固体火箭发动机燃烧室中粒子运动轨迹(I)可行性分析与试验研究

综述了固体火箭发动机二相流研究的现状及发展趋势，介绍了X射线高速实时荧屏分析（RTR）技术的测量原理，对RTR技术应用于测量固体火箭发动机燃烧室中凝相颗粒的运动轨迹的可行性作了探讨。探索表明：RTR技术应用于测量固体火箭发动机燃烧室中凝相颗粒的运动轨迹是可行的，但对凝相粒子材料的选择及适当的图像处理技术是其成功与否的关键。     

垂直发射装置中的声与非声振荡

通过对垂直发射燃气排导位置中压力室与排气道的声场分析，非声不稳定性被认定为是声振的零阶振模，从而使非声问题可以利用现在成熟的声理论去分析。展示了声与非声同时存在的实验现象并对实验结果进行了定性分析。     

超声速流动中横向射流流场的影响参数

采用高精度的Weighted ENO格式，结合两方程湍流模型，准确模拟了二次射流形成的干扰流场，详细地描述了平板上单股射流干扰流场和喷管扩张段二次射流干扰流场中的激波、流动分离和旋涡运动，同实验结果进行了比较。探讨了射流／主流总压比、射流宽度。以及射流与来流夹角对射流穿透深度、分离距离等影响，揭示了二次射流推力短量控制干扰流场的控制机理。     

固体火箭发动机柔性接头的结构分析

为了进行固体火箭发动机柔性接头结构分析，建立了三维超弹结构有限元模型，用单轴拉伸与简单剪切橡胶材料试验数据，采用三阶橡胶本构模型，载荷跟随变形的方式处理驱动载荷方向的变化，给出了典型载荷状态下的计算结果。获得了柔性接头应力应变分布，随着容压增大，弹性件径向拉应力的区域迅速减少，获得相同转角的驱动载荷将会减小，该现象与试验结果吻合较好。     

欠膨胀超音速燃气自由射流的工程计算方法

针对欠膨胀燃气射流提出了一种工程计算方法。该方法用准一维完全等熵流计算起始膨胀段，用修正过的动量均化特性模型计算射流初始段，射流主段计算则利用流场的自模性来实现。该方法快速简便，结果能较好地近似欠膨胀火箭燃气射流的射流特性及参数分布。与动量均化特性模型相比，本文的方法在处理射流初始段上更趋合理。     

火箭基组合循环发动机引射模态流动分析

应用迎风格式有限体积方法求解N－S方程的基础上，数值模拟了火箭基组合循环（RBCC）发动机引射模态进气道／混合段／燃烧室／尾喷管／引射火箭内的流动过程，分析了引射模态流道中的复杂流动结构，从理论上探讨了火箭引射模态工作过程机理，讨论了RBCC实验模型的混合性能，最后与实验结果进行了比较，二者吻合较好，这些结果为RBCC发动机火箭引射模态工作过程的深入研究和性能优化提供了一定的理论依据。     

三维燃烧移动边界计算网格示踪技术

以任意设计的固体火箭发动机装药几何形状为对象,分析研究了燃面燃烧移动的基本规律,提出了一种三维复杂燃烧移动边界的示踪方法。它可以用于流场计算、发动机性能预示计算和侵蚀燃烧计算中,也可以发展成为一种燃面计算的新方法。文中以假想三维局部翼形装药为例进行了数值计算。     

液滴碰撞聚合模型及其在喷雾燃烧流场中的应用

基于平滑粒子流体动力学方法的思想，建立了新的描述液滴间碰撞和聚合过程的数学模型，将相互碰撞的液滴局限在其周围一定数目的液滴之间，并对液滴间碰撞的概率进行了重新定义。数值计算结果表明：模型从根本上摆脱了O’Rourke模型对计算网格的依赖性，大幅度提高了计算效率和精度。在此基础上考虑液滴的变形、破碎及相变过程，采用Euler—Lagrangian方法和有限化学反应速率模型，对RBCC引射模态进行了三维两相喷雾燃烧流场数值模拟，并和实验数据进行了对比。结果表明：在RBCC自由引射模态，二次燃料喷射位置的适当后移会使燃料利用率提高，引射比增加，引射火箭推力增加。